导弹飞行力学力矩篇

实用文档文案大全1.5俯仰力矩俯仰力矩与00zzzzzzHzzzzzzzzzzzzzzzzzzzzzzzzzzMMMMMMMMmmmmmmm、、、、、、等参数有关，当、、、、较小时，与这些参数的关系可以近似为线性:用无量纲力矩因数来表示：它是由导弹外形相对于11Oxz平面不对称引起的。ZZZM()()MgFgFZyYxxCqsxxmqsL又因为Z()/()gFgFyymCxxLCxx,,gFFgxxxxLL式中,分别为导弹的焦点、重心位置所对应的无量纲量值。一定常直线飞行时的俯仰力矩定长直线飞行:是指导弹的飞行速度V，攻角а、舵偏转角z等不随时间变化的飞行状态。但是，导弹几乎不会有严格的定常飞行。即使导弹作等速直线飞行，由于燃料的消耗使导弹质量发生变化，保持等速直线飞行所需的攻角也要随之改变，所以只能说导弹在一段比较小的距离上接近于定常飞行。若导弹做定常飞行，0zz即，则俯仰力矩系数的表达式为0zzzVVV0zzzzzLLLm，，为时的气动力矩系数，实用文档文案大全000zzzzzzzzzzzzzzzzmmmmmmmmm对于轴对称导弹，则有实验表明：、较小时，是、的线性函数。随着、的增大，线性关系将被破坏，如图：与a轴交点为静平衡点。zw,,z均为0，使作用在导弹上的,z产生的所有升力相对于质心的俯仰力矩的代数和为零，即导弹处于纵向平衡状态轴对称导弹俯仰力矩系数b0zzzzzzzzzzzbbzmmmmmm由平衡状态的全弹升力，称为平衡升力，其升力系数表达式为：0zm实用文档文案大全zzzybybyzbyybzmcccccm二纵向静稳定性定义:导弹在平衡状态下飞行时，受到外界干扰作用而偏离原来平衡状态，在外界干扰消失的瞬间，若导弹不经操纵能产生附加气动力矩，使导弹具有恢复到原来平衡状态的趋势，则称导弹是静稳定的；若导弹产生的气动力矩使导弹更加偏离原平衡状态，则称导弹是静不稳定的；若产生的气动力矩为零，导弹既无恢复到原平衡状态的趋势，也不再继续偏离，则称到导弹是静中立稳定的判别导弹纵向静稳定性的方法是看偏导数0Bzm(即力矩特征曲线相对横坐标轴的斜率)的性质。若导弹以某个平衡攻角B处于平衡状态下飞行，当攻角增加了（0）,使作用在焦点的升力增加，当舵偏转角保持不变时，有附加力矩：()ZBzMmqSL实用文档文案大全改变导弹的气动布局，从而改变焦点的位置。改变导弹内部的部位安排，以调整全弹质心的位置。三俯仰操纵力矩定义：舵面偏转后形成的空气动力对质心的力矩称为操纵力矩。其表达式为zzmmzzzzzzyzgrzygrMcqSxxqSLcxx其中rrxxL为舵面压力中心至导弹头部顶点距离的无量纲量；zmz为舵面偏转单位角度时所引起的操纵力矩系数，称为舵面效率。z0m0z正常式鸭式（对于正常式，舵面总在质心之后。）实用文档文案大全zyc为舵面偏转单位角度所引起的升力系数。它随马赫数的变化规率如图：四俯仰阻尼力矩俯仰阻尼力矩是由导弹绕1ZO轴的旋转运动所引起的，其大小与旋转角速度z成正比，而方向与z相反。该力矩总是阻止导弹的旋转运动，故称为俯仰阻尼力矩（纵向阻尼力矩）。表达式为：zzzzzzzzzM,mMmqSLLV（、几何形状、重心位置）zzm总是负值.五非定常下洗延迟导致的附加俯仰力矩非定常：力、力矩不仅取决于该瞬时的M数和其它参数，而且还取决于这些参数随时间的变化特性。初步计算，可采用定常假设，即：作用在非定常飞行的飞行器上的空气动力和力矩完全决定于该瞬时的运动学参数。但是有些重要因素不能忽略，如下洗延迟。zz、、、实用文档文案大全下洗：对于正常式导弹，流经弹翼和单身的气流，受到弹翼、弹身的反作用力的作用，导致气流速度方向发生偏斜，称为“下洗”。下洗延迟现象:被弹翼偏斜了的气流并不能瞬时地到达尾翼，而必须经一段时间，取决于弹翼与尾翼的间距以及气流速度。下洗延迟的原因：正常式飞行器以V和作非定常飞行当t时刻，实际上是前的下洗角，这个角比定常流要小一些，相当于在尾翼处附加了向上的升力，使飞行器低头，以抵制攻角值的增长。实际升力定常时的升力附加正升力低头当0相当于在尾翼处附加了向下的升力，使飞行器抬头，以抵制攻角值的减小。当00和时，由于下洗延迟引起的两个附加俯仰力矩系数分别以zzmm和表示。0t()()()sttt()()stt实用文档文案大全1.6偏航力矩偏航力矩是空气动力矩在弹体坐标系1Oy轴上的分量，它将使导弹绕1Oy轴转动。偏航力矩与俯仰力矩产生的物理成因是相同的。偏航力矩系数：/V//yyyyyyyyyyyyyylyymmmmmmlVlV由于导弹相对于11xyO平面是对称的，所以0ym为0ym表征的是导弹航向静稳定性，若ym0，则是航向静稳定的。航向操纵力矩对于正常式导弹，0yym;鸭式导弹，则0yym。方向舵偏角正负的规定：从尾部看舵后缘右偏为正，反之为负。对于面对称导弹，当存在绕1Ox轴的滚动角速度x时，安装在弹身上方的垂直尾翼的各个剖面上将产生附加的侧滑角，且xtyV为由弹身纵轴到垂直尾翼所选剖面的距离。由于附加侧滑角的存在，垂直尾翼将产生侧向力，从而产生相ty实用文档文案大全对于1Oy轴的偏航力矩。这个力矩对于面对称导弹是不可忽略的，因为它的力臂大。该力矩有使导弹作螺旋运动的趋势，故称之为螺旋偏航力矩。所以，对于面对称导弹偏航力矩表达式需加上一项xxym，即xxyyyyyyyyyyyyymmmmmmm实用文档文案大全1.7滚动力矩滚动力矩：是由迎面气流不对称地绕流过导弹而产生的。影响滚动力矩大小的因素有导弹的几何形状、飞行速度和高度、侧滑角、舵面及副翼的偏转角,xy、绕弹体的转动角速度x,y及制造误差等。滚动力矩的系数xxMmqSl近似表达式：0xyxyxxxyxyxxxxxmmmmmmm一横向静稳定性xm表征导弹横向静稳定性。举例说明：假设导弹突然向右倾斜了某个角度。因为升力总是处在导弹纵向对称平面11Oxy内，故当导弹倾斜时，则产生升力的水平分量sinY。在该力的作用下，导导弹将产生正的侧滑角。若0xm，则此力矩使导弹有消除向右倾斜的趋势。因此若0xm，则导弹具有横向稳定性；若实用文档文案大全0xm，则导弹是有横向静不稳定的。后掠角：25%翼弦与纵轴垂线的夹角，无侧滑飞行时，也为与来流垂线的夹角。上反角:11owz翼弦平面与x平面之间的夹角1.弹翼后掠角的影响有后掠角的弹翼在有侧滑飞行时，左翼的实际后掠角将为()，而右翼则为()。当0时，这就使得右翼前缘的垂直速度分量Vcos()比左翼前缘的垂直速度分量Vcos()大。另外，右翼的有效展弦比也比左翼大。且右翼的侧缘一部分变成了前缘，左翼的侧缘的一部分却变成了后缘。综合这些因素，可得右翼产生的升力大于左翼，这就使导弹弹翼产生负的滚动力矩，所以增加了横向静稳定性。实用文档文案大全2.弹翼上反角的影响弹翼的上反角w亦将产生负的xm。当导弹作右侧滑（0）时，在右翼上由于上反角的作用，垂直于右翼的速度分量sinsinwV将使该翼面的攻角有一个增量，其值为:当和w都较小时，上式可写成w综上所述可得：二滚动操纵力矩操纵副翼产生绕1Ox轴的力矩，称为滚动操纵力矩。滚动操纵力矩x()xM用于操纵导弹绕1Ox轴转动或保持导弹的倾斜稳定。力矩系数xxm称为副翼的操纵效率。通常定义右副翼下偏、左副翼上偏时x为正，0xxmsinsinsinsinsinwwVV0,0000,00WxYYm右翼左翼增加横向静稳定性实用文档文案大全副翼工作原理示意图（后视图）三滚动阻尼力矩当导弹绕纵轴1xO转动时，将产生滚动阻尼力矩xxxM。滚动阻尼力矩产生的物理原因与俯仰阻尼力矩相类似。滚动阻尼力矩主要是由弹翼产生的。该力矩的方向总是阻止导弹绕纵轴转动。可以得出滚动阻尼力矩系数与无量纲量角速度x成正比，即可简写为：x()xxxxmm其值总为负。实用文档文案大全实用文档文案大全实用文档文案大全