氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)20150208d

(0.31)的第2式和第3式解算得到和。（4）三控制舵+一固定舵其滾轉(zhuǎn)舵偏、偏航舵偏和俯仰舵面表示如以下方程組所示彈體裝有三個(gè)舵機(jī)，1號(hào)舵機(jī)用于氣動(dòng)舵面1，2號(hào)舵機(jī)用于氣動(dòng)舵面2,3號(hào)舵機(jī)用于氣動(dòng)舵面3,此舵分配特點(diǎn)：優(yōu)先根據(jù)上方程組第2式分配，然后根據(jù)其它2式解算得到和。圖STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ圖\*ARABIC\s157某兩型空地制導(dǎo)武器的舵偏（5）四控制舵+二固定舵四控制舵+二固定舵形式是“X”字舵的變形，即在“X”字舵的基礎(chǔ)上增加一對水平固定安定面，主要用于增加俯仰飛行的縱向靜穩(wěn)定性，用于面對稱制導(dǎo)武器。氣動(dòng)參數(shù)指標(biāo)與被控對象對于空地制導(dǎo)武器，在工程上，根據(jù)總體戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)、控制系統(tǒng)指標(biāo)以及結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性和尺寸限制確定彈體的氣動(dòng)指標(biāo)，氣動(dòng)指標(biāo)間接反映被控對象的特性，下面以某一面對稱空地制導(dǎo)武器的氣動(dòng)任務(wù)書為例說明氣動(dòng)參數(shù)域制導(dǎo)控制系統(tǒng)之間的關(guān)系。在說明氣動(dòng)參數(shù)指標(biāo)與被控對象之前，首先簡單地介紹彈體穩(wěn)定性、機(jī)動(dòng)性和操作性等概念，以及它們之間的關(guān)系。穩(wěn)定性：處于平衡狀態(tài)下飛行的彈體受擾動(dòng)后，當(dāng)擾動(dòng)力矩消失時(shí)彈體有恢復(fù)平衡狀態(tài)的趨勢，則稱彈體是靜穩(wěn)定的，在工程上，常采用定量的靜穩(wěn)定裕度去量化說明彈體的穩(wěn)定特性，彈體的靜穩(wěn)定裕度定義為彈體氣動(dòng)焦點(diǎn)（由攻角增加引起那部分升力的作用點(diǎn)）與質(zhì)心之間的距離的無量綱參數(shù)（通常除以全彈長），以彈體的縱向通道為例說明彈體靜穩(wěn)定性和穩(wěn)定裕度：通常情況下，以俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化率定性說明彈體的穩(wěn)定性，即，則彈體靜不穩(wěn)定；，則彈體臨界靜不穩(wěn)定；，則彈體靜穩(wěn)定。工程上,常定量采用靜穩(wěn)定度去描述彈體的靜穩(wěn)定大小,即式中為彈體質(zhì)心的無量綱位置(質(zhì)心距離彈頭的距離除以全彈長)，為彈體的氣動(dòng)焦點(diǎn)的無量綱位置。即用的大小和正負(fù)號(hào)去判斷彈體的是否靜穩(wěn)定以及穩(wěn)定裕度大小，為負(fù)值代表彈體靜穩(wěn)定，為0值代表彈體臨界穩(wěn)定，為正值代表彈體不穩(wěn)定；其值越大代表穩(wěn)定值越大，以前常規(guī)的空地制導(dǎo)武器都按靜穩(wěn)定進(jìn)行氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，要求，即保證全彈靜穩(wěn)定裕度始終大于0且留有一定余量，考慮如下因素：氣動(dòng)CDF和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)得到的全彈的焦點(diǎn)存在較大的誤差，在亞聲速和超聲速飛行中誤差為全彈長度的百分之二，在跨聲速飛行段，誤差會(huì)更大；實(shí)際飛行中，全彈的靜穩(wěn)定裕度隨飛行狀態(tài)變化較大，下圖列舉某型號(hào)的靜穩(wěn)定度隨飛行馬赫數(shù)和攻角變化情況；圖STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ圖\*ARABIC\s158靜穩(wěn)定裕度彈體和氣動(dòng)受力面（彈翼和舵面）受氣動(dòng)載荷產(chǎn)生彈性變形，對于常規(guī)氣動(dòng)布局彈體來說，其彈體靜穩(wěn)定減少；全彈的質(zhì)心存在一定的偏差；為了保證彈體的靜穩(wěn)定，對于彈體外形較簡單的氣動(dòng)外形，一般保證至少3-4%彈體長度的余量，對于外形較復(fù)雜的氣動(dòng)外形彈體，一般需要保證至少4-5%彈體長度的余量。機(jī)動(dòng)性彈體機(jī)動(dòng)性是彈體飛行性能的一個(gè)非常重要的指標(biāo),指改變彈體飛行速度方向和大小的能力,常用彈體加速度(或過載)定量來描述彈體機(jī)動(dòng)性,其中縱向加速度用于改變飛行速度大小,為縱向加速度,法向加速度用于彈體的機(jī)動(dòng)性常指彈體單位舵偏產(chǎn)生的加速度，機(jī)動(dòng)性越強(qiáng)代表單位舵偏產(chǎn)生的加速度越大，反之機(jī)動(dòng)性越差。工程上：即由上式可得，彈體的機(jī)動(dòng)性取決于俯仰舵效、飛行動(dòng)壓，靜穩(wěn)定度以及彈體質(zhì)量,縱向氣動(dòng)參數(shù)指標(biāo)與被控對象某一面對稱空地制導(dǎo)武器的縱向氣動(dòng)參數(shù)指標(biāo)：靜穩(wěn)定度：，（，）；操穩(wěn)比：（,,）；（,,）；升阻比：（）；全彈靜穩(wěn)定度及估算及其影響因素升力一般情況下，忽略彈翼、尾翼（俯仰舵）和彈身之間的干擾，可見全彈的升力表示為三個(gè)部件之和，即式中為由彈翼產(chǎn)生的升力，為由尾翼產(chǎn)生的升力，為由彈體產(chǎn)生的升力。其中對于常規(guī)空地制導(dǎo)武器氣動(dòng)布局而言（對于某種特殊氣動(dòng)外形彈身除外），彈身一般為圓柱體（即橫截面為園型），理論和實(shí)驗(yàn)都表明，在小攻角下，不產(chǎn)生升力，其原因?yàn)?，只有?dāng)大攻角飛行時(shí)，彈身背風(fēng)面由于氣體的粘性作用而產(chǎn)生分離，在分離區(qū)，氣流基本上不做增速或減速運(yùn)動(dòng)，形成等壓區(qū)，即為低壓區(qū)，這時(shí)彈身才產(chǎn)生少量的升力。圖STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ圖\*ARABIC\s159彈身cl曲線尾翼（或執(zhí)行舵面）產(chǎn)生的升力與彈翼類似，下面以彈翼（亞聲速翼型）為例簡單說明彈翼產(chǎn)生升力的原理：為了簡述方便，下面假設(shè)1）氣體為理想氣體；2）氣流為亞聲速不可壓流；當(dāng)無窮遠(yuǎn)處的氣流流經(jīng)翼型時(shí)，氣流在翼型駐點(diǎn)處速度減速為0，駐點(diǎn)的位置跟飛行攻角和翼型有關(guān)，攻角越大，駐點(diǎn)越遠(yuǎn)離翼型前緣。流經(jīng)駐點(diǎn)的流線把氣流分為上下兩股流，下支氣流沿著翼型表面朝翼型后緣方向流去，上支氣流則繞過翼型前緣后延翼型上表面朝翼型后緣流去，上下氣流在翼型的后緣匯合。為了分析方便，工程上引入壓強(qiáng)系數(shù)概念，定義為：式中為某一處的氣流速度，為對應(yīng)的壓強(qiáng)，為來流的壓強(qiáng)（無窮遠(yuǎn)處）為氣流密度，為來流速度速度；在前后駐點(diǎn)處為0，則，代表此處壓強(qiáng)最大，表現(xiàn)為最大壓力；在處，則，代表此處壓強(qiáng)比無窮遠(yuǎn)處的壓強(qiáng)大，表現(xiàn)為壓力；在處，則，代表壓強(qiáng)為0；在處，則，代表此處壓強(qiáng)比無窮遠(yuǎn)處的壓強(qiáng)小，表現(xiàn)為吸力；在流速最大處（對應(yīng)于壓強(qiáng)最小點(diǎn)）：；代表此處壓強(qiáng)最小點(diǎn)，表現(xiàn)為最大吸力；在某一小攻角下，下支氣流沿著翼型表面為一個(gè)加速過程，即為順壓流動(dòng)，由于翼型上表面較彎曲，其流速較快，翼型下表面較為平旦，故下支流線流速較慢，上下兩支流線在翼型后緣處匯合，根據(jù)不可壓流伯努利公式（，為氣動(dòng)靜壓、為動(dòng)壓，為氣動(dòng)總壓），上下流線沿翼型表面流動(dòng)發(fā)生變化，如下圖所示，上支流線前一段為順壓流，即流速由0變大，壓強(qiáng)由駐點(diǎn)減少至最小壓強(qiáng)點(diǎn)，同樣可以得到下流線的壓強(qiáng)分布情況，在得到翼型上下表面壓力分布的情況，沿上下表面積分，可得作用翼型上的升力。圖STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ圖\*ARABIC\s160翼型壓強(qiáng)分布圖阻力同樣，全彈的阻力可表示為三個(gè)部件之和，即下面以彈翼為例簡單說明彈翼產(chǎn)生阻力的原理：彈翼的阻力根據(jù)性質(zhì)分為兩類，零升阻力和升致阻力，其中零升阻力與翼型的升力無關(guān)，根據(jù)性質(zhì)可進(jìn)一步分為摩擦阻力、壓差阻力和零升波阻，升致阻力與升力有關(guān)，下面依次簡單介紹各種阻力產(chǎn)生機(jī)理：摩擦阻力摩擦阻力時(shí)由于氣流的粘性產(chǎn)生的（理想氣體的粘性為0，即不會(huì)產(chǎn)生摩擦阻力），壓差阻力零升波阻升致阻力氣流流經(jīng)三維彈翼（即有限翼展），會(huì)產(chǎn)生兩個(gè)渦，自由渦和附著渦。自由渦生成機(jī)理：由于氣流二維彈翼，由于翼型下表面的壓強(qiáng)低于上表面，所以流經(jīng)上表面的流線會(huì)有沿翼展方向的外偏的趨勢，而流經(jīng)下表面的流線會(huì)有沿翼展方向的內(nèi)偏的趨勢，這樣在彈翼翼尖處會(huì)拖出一條順時(shí)針旋轉(zhuǎn)的渦（從彈尾往前看），而右彈翼同樣會(huì)產(chǎn)生一條方向相反的渦。附著渦生成機(jī)理：由于氣流流經(jīng)翼型上下表面時(shí)產(chǎn)生流速差（上表面由于較彎曲的原因，流速較快，下表面由于較平旦的原因，流速較慢），即在彈翼后緣拖出一條附著渦。兩個(gè)渦對其后的舵面產(chǎn)生下洗影響的同時(shí)，也對彈翼以前的氣流生成上洗影響，在物理現(xiàn)象上，即改變無窮遠(yuǎn)處氣流方向的同時(shí)，在平行無窮遠(yuǎn)處氣流方向產(chǎn)生一個(gè)分量，即為在飛行攻角較小的情況下，考慮到跟飛行攻角的線性關(guān)系，上式可表示為：圖STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ圖\*ARABIC\s161氣流洗流對彈翼的影響橫側(cè)向氣動(dòng)參數(shù)指標(biāo)與被控對象，，；偏航靜穩(wěn)定性：，，；，，；風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理動(dòng)力學(xué)解算：一般根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算得到彈體的阻力，不同單位使用風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的方法有所不同，各種方法之間有一定差別，方法1：多元表格差值法1將風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)列成表格,即滾轉(zhuǎn)通道氣動(dòng)數(shù)據(jù)表，偏航通道氣動(dòng)數(shù)據(jù)表和俯仰通道氣動(dòng)數(shù)據(jù)表，滾轉(zhuǎn)通道氣動(dòng)數(shù)據(jù)表見下表所示,其它兩個(gè)通道表格完全類似。表STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ表\*ARABIC\s15滾轉(zhuǎn)通道氣動(dòng)數(shù)據(jù)表Mach-500.4-5…80.60.7…4……2根據(jù)氣動(dòng)數(shù)據(jù)表差值得到如下氣動(dòng)數(shù)據(jù)：式中代表阻向力系數(shù)，法向力系數(shù)，側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，為特定某飛行側(cè)滑角，為特定某飛行mach數(shù)，為特定某飛行攻角。3計(jì)算氣動(dòng)數(shù)據(jù)此方法使用總結(jié)如下優(yōu)點(diǎn)：1）可以直接使用風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，不需要進(jìn)行過多的理論修正；2）可對某一些氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行專項(xiàng)拉偏（例如零升阻力、縱向靜穩(wěn)定性，俯仰舵效等）或?qū)δ骋恍鈩?dòng)參數(shù)進(jìn)行整體拉偏；缺點(diǎn)：1）阻力通過線性插值得到，忽略了阻力中升致阻力隨攻角二次曲線關(guān)系，帶來計(jì)算誤差；2）阻力忽略了零升阻力隨高度變化的特性；3）計(jì)算量較大；適用范圍：適用于面對稱或軸對稱空地制導(dǎo)武器，飛行高度為中低空，如果高度較高（例如超過10000m），則需要對其中的某一些氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行修正，特別是阻力系數(shù)。方法2將氣動(dòng)進(jìn)行處理，以阻力系數(shù)為例，根據(jù)彈體飛行狀態(tài)（發(fā)動(dòng)機(jī)是否工作）將阻力系數(shù)分解為零升阻力，誘導(dǎo)阻力以及底部阻力。其中零升阻力為飛行高度和飛行mach數(shù)的函數(shù)，其數(shù)據(jù)見表所示；升致阻力為飛行mach數(shù)和飛行攻角的函數(shù)，底部阻力系數(shù)為飛行mach數(shù)的函數(shù)，根發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，其值為0.0。表STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ表\*ARABIC\s16零升阻力050001000015000200002.53.0表STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ表\*ARABIC\s17升致阻力0234562.53.0表STYLEREF1\s錯(cuò)誤！文檔中沒有指定樣式的文字。SEQ表\*ARABIC\s18底部阻力Ma2.53.0Cab工程上，常將零升阻力和底部阻力合并，稱為新零升阻力，零升阻力可以通過線性插值得到，升致阻力可以通過拋物線插值得到，最后得到全彈阻力為此方法使用總結(jié)如下優(yōu)點(diǎn)：1）可根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)理論、以往的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)等對風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，使風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)更接近真實(shí)；2）計(jì)算量較??；缺點(diǎn)：1）需要對風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正；2）數(shù)據(jù)處理有可能忽略某一些氣動(dòng)的非線性特性；適用范圍：適用于軸對稱空地制導(dǎo)武器。兩個(gè)例子根據(jù)總體參數(shù)和控制系統(tǒng)任務(wù)書，初步設(shè)計(jì)彈的氣動(dòng)外形，使其滿足任務(wù)書指標(biāo)。計(jì)算所需的升力翼型選擇翼型的選擇是彈翼設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，需要在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度的前提下，考慮翼型的相對厚度、最大厚度位置、前緣半徑、彎度等因素。對于跨聲速飛行，翼型的相對厚度對阻力系數(shù)影響較大，相對厚度降低，可降低阻力，還能提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。最大厚度位置越靠后，則翼型上的最大壓強(qiáng)點(diǎn)后移，可以越有效抑制翼型上的氣流分離。對于亞聲速飛行器，通常設(shè)計(jì)較厚的翼型以保證較大的升力，常取12%或大于12%厚度的翼型；對于超聲速飛行器，為了推遲和減弱激波波阻，通常設(shè)計(jì)較薄的翼型，常設(shè)計(jì)3-6%厚度的翼型。綜上所速，考慮到彈翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度等因素，取翼型相對厚度為10%，最大厚度位置為40%（絕大多少層流翼型的最大厚度位置為40%）；前緣半徑：前緣半徑增加，則增大，最大升力系數(shù)增加。相對彎度的影響：相對彎度增大，最大升力系數(shù)增加。彈翼設(shè)計(jì)彈翼設(shè)計(jì)主要依據(jù)全彈總體參數(shù)、戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)、控制系統(tǒng)對氣動(dòng)的指標(biāo)要求，設(shè)計(jì)滿足升力要求，升阻比較佳，橫側(cè)向氣動(dòng)性能較佳的彈翼。在結(jié)構(gòu)等因素約束下，選擇彈翼的翼展，弦長、后掠角、上反角，安裝角等參數(shù)。對于大展弦比彈翼，為了結(jié)構(gòu)布局簡單，通常采用上單翼布局，這樣帶來一定的橫向靜穩(wěn)定度。為了單翼加工簡單，通常采用無上反角彈翼，彈翼安裝角也為零，如下所示，采用弦長。假設(shè)，飛行器能在海拔高度6000m，在翼型有利升力內(nèi)保持以0.7mach飛行速度保持平飛狀態(tài)，則計(jì)算：6000m以0.7mach飛行的動(dòng)壓：設(shè)計(jì)全彈的重力主要靠彈翼的升力來平衡（平衡飛行時(shí)，彈體產(chǎn)生小量的升力，舵面產(chǎn)生小量升力），由于NACA65-210有利升力系數(shù)為，假設(shè)三維彈翼