第三章 机身的气动特性 • 3－1 引言 • 3－2 旋成体机身绕流图画 • 3－3 细长旋成体小迎角气动力特性 • 3－4 大迎角细长旋成体气动力特性 3－1 引言 弹身提供体积承受有效载荷，也是产生阻力的主要部件 ，同时也产生一部分升力，对飞行器整体力矩特性有不小影 响一般导弹都采用旋成体，飞机为非旋成体 对亚音速：圆头尖尾、圆头圆尾，圆头气流不易分离； 对超音速：尖头体—主要减少波阻 一、几何参数 1.坐标系 2.几何参数 二、母线方程 旋成体头部母线方程（箭、弹头所常用的头部形状母线方 程） 锥形头部，蛋形头部，抛物形头部，卡门形头部，哈克 形头部，指数形头部 三、旋成体的体积 旋成体体积 旋成体的表面积 表面积比最大横截面积 3－2 旋成体机身绕流图画 一、亚音速绕流图画 轴对称流动，三维--->二维 旋成体：前驻点在迎风面与翼型 相同，后汇合点在背风面 旋成体存在横向流动，不满足儒 氏－库塔条件 上表面前端“吸力区”，后段“压力区” 下表面前端“压力区”，后段“吸力区” 升力无贡献 产生一不稳定力矩 二、超音速绕流图画 ①头部激波 不对称的锥形激波 ②锥、柱结合处膨胀波 ③柱段，减速增压 ④柱锥结合处膨胀波 3－3 细长旋成体小迎角气动力特性 一、压强分布－ 对于轴对称细长体， 与 相比不是小量，不能忽略 配方加上 一、压强分布－ (续) 一、压强分布－ (续) 此式表明： ①已知 就可求出 ； ② 与 成非线性关系，不能叠加。
小扰动假设 ① 长细比很大； ②迎角很小 来流 ＝ 轴向流( ) ＋ 横向流( ) 一、压强分布－细长体轴向流物面压强分布 轴对称流动， ①压缩性影响在物面上各点是不同的; ②亚音速压强分布前后对称，超音速产生轴向力(厚度波阻) 细长体理论可以求得 一、压强分布－细长体横向流物面压强分布 小迎角下，横向流看作绕圆柱的不可压流动 对空间任一点，不能叠加 细长体压强分布： 物面上 二、法向力系数 只有横向流产生法向力 二、法向力系数(续) 尖头截尾式 尖头尖尾式 仅有尖头 尖头带柱段 尖头、柱、截尾组合体 三、力矩系数及压力中心 细长旋成体对头部俯仰力矩 尖头尖尾式 三、力矩系数及压力中心(续) 细长旋成体压心 细长体压心与几何参数有关，与气动参数无关 实际应用中 ①头部压心 ②尾部收缩段压心 ③旋成体 四、轴向力系数 轴向流 横向流 亚音速： 超音速： 亚音速：超音速： 五、升力、阻力 切尾式底部 3－4 大迎角细长旋成体气动力特性 一、绕流图画 •附面层未分离，位流理论可用 •横向流起重要作用 •两侧涡对称，未破裂，使法向力增加 •没有侧向力 •流场为三维定常对称流场 一、绕流图画（续） •横流起主导作用 •两侧涡不对称，压强分布左 右不对称产生侧力和偏航力矩 •不对称涡不固定带有随机性 • 与 数量级相同， 的出 现对旋成体的气动特性不利 •流场为三维非定常流场 •横流起完全作用 •两侧出现不对称涡交错从机身上脱落 • 增大， 下降，以致完全消失 流动控制： 大攻角时飞行器背风区的流动由这些强度和位置都不对称的涡 控制，控制了这些涡，就能控制飞行器的运动。
通过头部人工扰动 的不同的位置、强度和类型可以达到不同的非对称涡流动响应 （1）采用吹吸气的办法通过吹吸气改变某一侧的涡量（增加或 减少）来改变涡的强度，削弱涡非对称性； （2）可转动头锥用头锥转动来控制非对称涡； （3）边条控制器改变头部形状控制非对称涡的产生； （4）声激励控制方法，促使层流边界层转变为湍流边界层从而延 缓分离 。