空气动力系数及导数
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• 6.6弹身零攻角下的阻力系数
• 6.7升力面零攻角零舵偏角下的阻力系数
• 6.8诱导阻力系数
2019/10/15
2
6.1升力系数
计算导弹的空气动力系数时，常用的坐标系有两个：弹 体坐标系与速度坐标系。
在速度坐标系中的升力系数 与弹体坐标系中的轴 向力系数 和法向力系数 之间有如下关系式：
在攻角和舵偏角不大时，可近似表示为：
损失了一部分法向力；另一面由于弹身的有效径展比增大，又
增大了干扰法向力。
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰 2.弹身附面层的影响
可引入一个修正系数
2019/10/15
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6空气动力系数及导数
导弹是以下主要部件的组合体：弹身、前升力面和后升力 面。一般情况下，其中升力面之一，或升力面的一部分面积可 以偏转，以完成操纵机构的任务。
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6空气动力系数及导数
• 6.1升力系数
• 6.2升力系数导数
• 6.3大攻角下的升力系数
• 6.4侧向力系数
• 6.5阻力系数
干扰系数
操纵机构相对效率
前升力面在后升力面处产生的下洗角对舵偏角的导数
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6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
6.2.2.1弹身与操纵面的气动干扰
设弹身攻角为零，而外露翼相对于弹身轴线转动 角， 称为 情况。计算与实验都表明，在这种情况下计及弹身 干扰的外露翼的法向力近似等于单独翼的法向力。
空气动力系数及导数
稍弦
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.2单独升力面法向力系数对攻角的导数 升力面几何关系式 面积
翼展 外露（悬臂）升力面
根弦
欧姆龙20贸20/易7/（10 上海）有限公司 稍弦
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.2单独升力面法向力系数对攻角的导数
力。按照细长体理论，只在弹身横截面
变化的区段产
生法向力，而且法向力的指向取决于导数
的
正负号。在弹身头部，
，产生正的法向力
；在收缩尾，
，产生负的法向力；在圆柱部
则不产生法向力。
欧姆龙20贸20/易7/（10 上海）有限公司
10
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.1单独弹身法向力系数对攻角的导数
系式：
与弹体坐标系 之间有如下关
在攻角和舵偏角不大时，可近似表示为：
欧姆龙20贸20/易7/（10 上海）有限公司
3
6.1升力系数
对攻角取偏导数，得到：
在小攻角和
，上式简化为
时，可设
如果把攻角和所有其他角度都以度来计量，上式变为
欧姆龙20贸20/易7/（10 上海）有限公司
4
6.1升力系数
飞行器按其部件组成可将法向力表示为弹身、前升力 面和后升力面三项之和：
与等号右边第二项类似，唯一区别是后升力面的攻角 应考虑由前升力面对后升力面产生的平均下洗角，因
而
在小攻角下，关系式
近似为线性，这时有
而导数可表示为来自欧姆龙20贸20/易7/（10 上海）有限公司 式中所有量 应按马赫数
空气动力系数及导数49页
03.09.2019
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6.1升力系数
对上式除以 ，对 取导数，得到在
点有
03.09.2019
前、后升力区域的气流阻滞系数 飞行器部件的相对面积
6
6.1升力系数
为单独弹身的法向力，不涉及升力面对它的影响 为前升力面的法向力导数，一部分由外露面（两片翼 组合在一起）产生，一部分由外露翼面影响区内的弹 身产生。合成后表示为单独翼面的法向力导数与干扰 系数的乘积
其中
和
03.09.2019
应按马赫数
计算
7
6.1升力系数
与等号右边第二项类似，唯一区别是后升力面的攻角 应考虑由前升力面对后升力面产生的平均下洗角，因 而
在小攻角下，关系式
近似为线性，这时有
而导数 可表示为
03.09.2019 式中所有量 应按马赫数
计算 8
6.1升力系数
因此，为了寻求飞行器升力（或法向力）系数对攻角的导 数，必须确定以下的量：
• 6.6弹身零攻角下的阻力系数
• 6.7升力面零攻角零舵偏角下的阻力系数
• 6.8诱导阻力系数
03.09.2019
2
6.1升力系数
计算导弹的空气动力系数时，常用的坐标系有两个：弹 体坐标系与速度坐标系。
在速度坐标系中的升力系数 与弹体坐标系中的轴 向力系数 和法向力系数 之间有如下关系式：
在攻角和舵偏角不大时，可近似表示为：
其中干扰系数
03.09.2019
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
根据细长体理论，干扰系数
安装升力面的弹身区段的直径
通过弹身的升力面的翼展
空气的动力粘滞系数
空气的动力粘滞系数空气的动力粘滞系数是一个描述空气流动阻力的物理量。
它反映了空气对物体的阻碍力大小，也是流体力学中一个重要的参数。
本文将从不同角度介绍空气的动力粘滞系数，并探讨其在科学研究和工程应用中的重要性。
一、什么是动力粘滞系数动力粘滞系数（η）是描述流体内部粘滞阻力大小的一个物理量。
在空气中，动力粘滞系数表示了空气分子间相互作用的强度和空气流动阻力的大小。
其数值大小与空气温度、压力等因素有关，通常在常温常压下的空气中，动力粘滞系数约为1.8×10^-5 kg/(m·s)。
二、动力粘滞系数的计算方法动力粘滞系数的计算是通过实验或模拟方法得到的。
实验方法一般采用流体力学实验设备，通过测量流体在不同条件下的流动速度和施加的力来计算动力粘滞系数。
模拟方法则是通过建立数学模型和计算机模拟，利用流体力学方程来计算动力粘滞系数。
无论是实验方法还是模拟方法，都需要考虑到流体的物性参数、流动条件等因素。
三、动力粘滞系数的作用1. 空气动力学研究：在飞行器、汽车、火箭等工程领域，研究空气动力学是非常重要的。
动力粘滞系数是计算空气动力学力学性能的重要参数，可以帮助工程师设计更加流线型和低阻力的飞行器，提高其性能和燃油利用率。
2. 空气流体传热：在热工学和传热学中，动力粘滞系数是计算流体传热性能的重要参数。
通过研究动力粘滞系数，可以优化热交换设备的结构，提高传热效率，降低能源消耗。
3. 涂层材料工程：动力粘滞系数在涂层材料工程中也有重要应用。
通过研究涂层材料的动力粘滞系数，可以选择合适的涂层材料，提高涂层的附着力和耐久性。
四、动力粘滞系数的影响因素动力粘滞系数的数值大小受到多种因素的影响，主要包括温度、压力和气体的组成等。
一般来说，温度升高会使动力粘滞系数减小，而压力升高会使动力粘滞系数增大。
此外，气体的组成也会对动力粘滞系数产生影响，不同气体的动力粘滞系数是不同的。
五、动力粘滞系数的实际应用动力粘滞系数在科学研究和工程应用中有着广泛的应用。
空气动力系数及导数.ppt
2020/10/17
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6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
升力系数 对舵偏角 的偏导数为
在小攻角和小舵偏角下，此式改写为
当空气动力系数统一按 计算时，上式改写为
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6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
其中第一项代表前升力面的法向力，一部分作用在外露翼 上，以部分作用在外露翼影响区内的弹身上。可表示为单独翼 法向力导数 、干扰系数 和操纵机构相对效率 的乘积
的关系只在这些角的量
值小时保持线性特性。随着角度增大的程度，
都与线性显著偏离。
非线性程度与马赫数和飞行器的几何形状有关。当弹
身相对直径增大和升力面展弦比减少时，非线性更加显著，
而这恰恰是现代无人驾驶飞行器具有的特征。此外，当飞
行速度增大到超声速
时，非线性也增大。
所有这些将导致，从攻角和舵偏角数值达到10度开始， 升力的计算必须考虑非线性分量。
式中 为侧滑角。
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6.5阻力系数
导弹的阻力系数通常给成两项之和的形式：
式中
时的阻力系数；
诱导阻力系数，与
有关。
无人驾驶导弹一般采用最简单的弹身形状，当
时，到
导弹部件之间的干扰不显著，主要应考虑翼区气流阻滞的影响。
2020/10/17
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6.6弹身零攻角下的阻力系数
单独弹身在零攻角下的阻力系数按其物理来源可分解为 摩擦阻力和压差阻力。
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰 2.弹身附面层的影响
可引入一个修正系数
其值始终小于1
附面层的相对位移厚度应按外露翼根弦的中点处的截面计 算，到弹身顶点的距离是
空气动力学公式
空气动力学公式
以下是一些常见的空气动力学公式：
1.压力公式：P=1/2ρv²，其中P表示压力，ρ表示空气密度，v表
示速度。
2.升力公式：L=Cl×1/2ρv²×S，其中L表示升力，Cl表示升力系数，S表示受力面积。
3.阻力公式：D=Cd×1/2ρv²×S，其中D表示阻力，Cd表示阻力系数，S表示受力面积。
4.马赫数公式：M=v/a，其中M表示马赫数，v表示速度，a表示音速。
5. 空气动力学力公式：F = ma = (P2-P1) × A，其中F表示力，m
表示质量，a表示加速度，P表示压力，A表示受力面积。
6.爱丁顿近似公式：Cd=2∑((Fi/v²)×Δii),其中Cd表示阻力系数，F表示阻力，v表示速度，Δr表示重心位置的移动量。
7. 激波角公式：θ = arcsin(1/M)，其中θ表示激波角，M表示马
赫数。
8.汉克斯公式：L/D=Cl/Cd，其中L/D表示升阻比，Cl表示升力系数，Cd表示阻力系数。
9. 斯托克斯公式: Fd= 6πμrv，其中Fd表示粘滞阻力，μ表示空
气粘度，r表示颗粒半径，v表示速度。
以上仅是空气动力学公式中的部分，具体使用还要根据具体问题进行。
气动力计算公式
气动力计算公式
气动力是指空气对物体的作用力，其大小与物体的形状、速度、密度等因素有关。
常见的气动力计算公式有：
1. 空气阻力公式：Fd=ρv^2CdA。
其中，Fd表示空气阻力，ρ表示空气密度，v表示物体速度，Cd表示阻力系数，A表示物体在垂直于运动方向上的投影面积。
2. 升力公式：Fp=ρv^2ClA。
其中，Fp表示升力，Cl表示升力系数，其他符号同上。
此外，对于飞行器（如飞机），通常取一个原点位于飞行器重心的气流坐标系，将空气动力分解为三个方向上的分量。
设坐标系的x轴平行于气流方向且正向与气流方向相反，y轴在飞行器对称面内与x轴垂直且正向指向飞行器上方，z轴垂直于xy平面，指向右翼。
则合力在x、y、z三个轴上的分量分别称为阻力、举力和侧向力。
若空气动力作用点与飞行器重心不重合，则飞行器还受到一个合力矩的作用，它在x、y、z三个轴上的分量分别称为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。
以上信息仅供参考，建议查阅空气动力学书籍或者咨询专业人士以获取更准确的信息。
空气动力系数及导数.PPT50页
56、死去何所道，托体同山阿。 57、春秋多佳日，登高赋新诗。 58、种豆南山下，草盛豆苗稀。晨兴 理荒秽 ，带月 荷锄归 。道狭 草木长 ，夕露 沾我衣 。衣沾 不足惜 ，但使 愿无违 。 59、相见无杂言，但道桑麻长。 60、迢迢新秋夕，亭亭月将圆。
61、奢侈是舒适的，否则就不是奢侈 。——CocoCha nel 62、少而好学，如日出之阳；壮而好学 ，如日 中之光 ；志而 好学， 如炳烛 之光。 ——刘 向 63、三军可夺帅也，匹夫不可夺志也。 ——孔 丘 64、人生就是学校。在那里，与其说好 的教师 是幸福 ，不如 说好的 教师是 不幸。 ——海 贝尔 65、接受挑战，就可以享受胜利的喜悦 。——杰纳勒 尔·乔治·S·巴顿
空气动力系数及导数
按照细长体理论，只在弹身横截面 变化的区段产生法向力，
而且法向力的指向取决于导数
的正负号。在弹身头
部，
，产生正的法向力；在收缩尾，
，产
生负的法向力；在圆柱部则不产生法向力。
02.11.2021
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.1单独弹身法向力系数对攻角的导数
实验和更严格的理论计算表明：超声速下，圆柱部在与头 部毗邻的区段也产生与攻角成正比的一份法向力。另一方面， 在尾部由于附面层增厚和气流分离，负法向力比理论值小得多。 因此可以说，小攻角下弹身的几乎全部法向力集中在它的前部。
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰 2.弹身附面层的影响
可引入一个修正系数
其值始终小于1
附面层的相对位移厚度应按外露翼根弦的中点处的截面计 算，到弹身顶点的距离是
02.11.2021
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
2.弹身附面层的影响
升力面距离弹身顶点越远，参数径展比、升力面的根梢比 和马赫数越大，附面层的影响越显著。
02.11.2021
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰 3.马赫数的影响
引进了一个与马赫数有关的修正系数
02.11.2021
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6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
4.弹身前部长度的影响
干扰系数
操纵机构相对效率
前升力面在后升力面处产生的下洗角对舵偏角的导数
空气动力系数及导数49页51页PPT
6、法律的基础有两个，而且只有两个……公平和实用。——伯克 7、有两种和平的暴力，那就是法律和礼节。——歌德
8、法律就是秩序，有好的法律才有好的秩序。——亚里士多德 9、上帝把法律和公平凑合在一起，可是人类却把它拆开。——查·科尔顿 10、一切法律都是无用的，因为好人用不着它们，而坏人又不会因为它们而变得规矩起来。——德谟耶克斯
46、我们若已接受最坏的，就再没有什么损失。——卡耐基 47、书到用时方恨少、事非经过不知难。——陆游 48、书籍把我们引入最美好的社会，使我们认识各个时代的伟大智者。——史美尔斯 49、熟读唐诗三百首，不会作诗也会吟。——孙洙 50、谁和我一样用功，谁就会和我一样成功。——莫扎特
空气动力学公式范文
空气动力学公式范文1.空气的流动：空气的流动可以通过欧拉方程和伯努利方程进行描述。
欧拉方程是描述流体运动的连续性方程，表达式如下：∂ρ/∂t+∇·(ρv)=0其中，ρ是空气密度，v是空气流速，∂表示对时间的偏导数，∇表示向量微分算符。
这个方程表明了空气质量在空间中的连续性。
伯努利方程是描述流体运动的动能和势能的平衡关系，表达式如下：P + 0.5ρv² + ρgh = 常数其中，P是空气的压力，v是空气速度，ρ是空气的密度，g是重力加速度，h是高度。
这个方程表明了流体在流动过程中动能和势能的平衡，即速度越大，压力越小。
2.物体受到的空气力：当物体运动在空气中时，会受到空气的阻力和升力的作用。
下面介绍一些与空气力相关的公式。
物体的升力和阻力可以通过流体的黏性力和压力梯度来计算。
在一般条件下，可以通过流体动力学边界层理论和流体小扰动理论来进行近似计算。
物体受到的阻力可以通过空气动力学的阻力公式来计算，公式如下：阻力=(1/2)ρv²CDA其中，ρ是空气密度，v是物体速度，CD是物体的阻力系数，A是物体的参考面积。
这个公式表明了物体受到的阻力与空气密度、速度和物体形状相关。
物体受到的升力可以通过空气动力学的升力公式来计算，公式如下：升力=(1/2)ρv²CLA其中，ρ是空气密度，v是物体速度，CL是物体的升力系数，A是物体的参考面积。
升力系数与物体的形状和攻角有关，攻角是物体相对于空气流的角度。
升力可以帮助物体产生升力，例如飞机在飞行时产生升力来支持其重量。
除了上述公式外，空气动力学还涉及到一些其他的公式，如雷诺数公式、马赫数公式等，用于描述流体的流动特性和超音速流动的行为。
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当空气动力系数统一按
计算时，上式改写为
2014-7-2
26
6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
其中第一项代表前升力面的法向力，一部分作用在外露翼 上，以部分作用在外露翼影响区内的弹身上。可表示为单独翼 法向力导数 、干扰系数 和操纵机构相对效率 的乘积
升力系数对舵偏角偏导数关系式中，第二项是气流下洗在 后升力面上产生的法向力，在确定这个力时应考虑到流向后升 力面的气流的攻角为
，上式简化为
如果把攻角和所有其他角度都以度来计量，上式变为
2014-7-2
4
6.1升力系数
飞行器按其部件组成可将法向力表示为弹身、前升力面和 后升力面三项之和： 用法向力系数表示，则为
弹身中部横截面积 前、后升力面的两个外露翼片各自组合在一起时的面积 确定气动力系数时所选取的特征面积 远前方来流动压
升力面法向力导数
在亚声速下计算法向力导数采用升力面理论，在超声速下 采用三维翼的线性理论。单独外露升力面法向力导数理论公式 可表示为如下形式
其影响因素有展弦比、马赫数、后掠角、根稍比。
2014-7-2 15
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
由于弹身和升力面之间存在气动干扰，使组合体的法向力 大于单独部件法向力之和。这时有
3.马赫数的影响 引进了一个与马赫数有关的修正系数
2014-7-2
23
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
4.弹身前部长度的影响 有些飞行器（例如“鸭”式气动布局）的前升力面安置在 靠近弹头部的位置，绕流图形不同于无限长圆柱的情况，干扰 系数应有变化。实验表明，弹身前部长度越小，干扰系数越小。
2014-7-2 35
6.3大攻角下的升力系数
6.3.1 弹身的升力系数 6.3.2 前升力面的升力系数
2014-7-2
36
6.4侧向力系数
侧向力 是总空气动力在速度坐标系 轴上的投影。 除侧向力外，还常研究横向力Z，它是总空气动力在弹体坐标 系oz 轴上的投影。侧向力系数与横向力系数的关系是
式中
6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
6.2.2.2操纵机构的相对效率
舵偏角1度产生的法向力与升力面相对于弹身的安装角 1度产生的法向力之比。
由此可知，舵偏 角变化量为
角相当于外露翼相对于弹身的安装 。
2014-7-2
30
6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
6.2.2.2操纵机构的相对效率
其中
2014-7-2
和
应按马赫数
计算
7
6.1升力系数
与等号右边第二项类似，唯一区别是后升力面的攻角 应考虑由前升力面对后升力面产生的平均下洗角，因 而 在小攻角下，关系式 近似为线性，这时有
而导数
可表示为
2014-7-2
式中所有量 应按马赫数
计算
8
6.1升力系数
因此，为了寻求飞行器升力（或法向力）系数对攻角的导 数，必须确定以下的量： 弹身升力系数对攻角的导数 弹翼升力系数对攻角的导数 干扰系数 前升力面对后升力面产生的平均下洗角对攻角的导数
1.外露根稍比的影响
干扰系数
式中 径展比
2014-7-2
外露根稍比
18
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
2.弹身附面层的影响
附面层厚度 沿弹身长度方向逐步增大，使弹身外绕流的 流线挤向外侧。这时应取附面层位移厚度 ，并将实际弹径 由 改为 。这样，一方面使外露翼的有效面积减小， 损失了一部分法向力；另一面由于弹身的有效径展比增大，又 增大了干扰法向力。
其中干扰系数
2014-7-2
16
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
根据细长体理论，干扰系数
安装升力面的弹身区段的直径 通过弹身的升力面的翼展
2014-7-2
径展比
17
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
为考虑这种情况，引进一个与弹身前部长度有关的修正系 数，用经验公式表为
2014-7-2
24
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.4气流阻滞系数
2014-7-2
25
6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
升力系数 对舵偏角 的偏导数为
在小攻角和小舵偏角下，此式改写为
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6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
同理，可得到导弹升力系数对 角的偏导数
因此，为了计算确定飞行器升力（或者法向力）系数对 和 的导数，必须确定一下各量： 干扰系数 操纵机构相对效率 前升力面在后升力面处产生的下洗角对舵偏角的导数
2014-7-2 28
6.2升力系数导数
2014-7-2
21
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
2.弹身附面层的影响
升力面距离弹身顶点越远，参数径展比、升力面的根梢比 和马赫数越大，附面层的影响越显著。
2014-7-2
22
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
6.2.2.1弹身与操纵面的气动干扰 设弹身攻角为零，而外露翼相对于弹身轴线转动 角， 称为 情况。计算与实验都表明，在这种情况下计及弹身 干扰的外露翼的法向力近似等于单独翼的法向力。 这时干扰系数定义为
确定这些系数可用类似攻角的导数的计算方法
2014-7-2 29
2014-7-2
43
6.6弹身零攻角下的阻力系数
• 6.6.2头部阻力系数
附面层的影响 在大马赫数下 附面层对弹头部阻力有明 显影响。这可解释为外流向外移动的距离等于附面层位移厚度， 使得绕流物体的形状发生了变化。
2014-7-2
11
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.1单独弹身法向力系数对攻角的导数 导数 取决于弹身的形状，首先是头部的形状。
2014-7-2
12
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角几何关系式
面积
1. 旋转翼（全动舵） 为了保证飞行器在宽广马赫数范围内具有良好的操纵 性，可把整个翼作为舵面来使用，而不作为稳定面。这时 舵旋转轴一般与弹轴线垂直，但在某些情况下，它可有后 掠角，这时舵偏角在与旋转轴垂直的平面内计量。
2014-7-2
31
6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
6.2.2.2操纵机构的相对效率
全弹身的摩擦阻力系数
弹头部压差阻力系数 弹尾部压差阻力系数
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弹底部压差阻力系数
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6.6弹身零攻角下的阻力系数
• 6.6.1摩擦阻力系数
1. 一般公式
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6.6弹身零攻角下的阻力系数
• 6.6.1摩擦阻力系数
2. 表面温度的影响
在外流与物体之间没有热交换的情况下，物体表面的绝 对温度等于恢复温度 外界介质的绝对温度；
2
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6.1升力系数
计算导弹的空气动力系数时，常用的坐标系有两个：弹 体坐标系与速度坐标系。 在速度坐标系中的升力系数 与弹体坐标系中的轴 向力系数 和法向力系数 之间有如下关系式：
在攻角和舵偏角不大时，可近似表示为：
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3
6.1升力系数
对攻角取偏导数，得到：
在小攻角和
时，可设
6空气动力系数及导数
导弹是以下主要部件的组合体：弹身、前升力面和后升力 面。一般情况下，其中升力面之一，或升力面的一部分面积可 以偏转，以完成操纵机构的任务。
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6空气动力系数及导数
• • • • • • • • 6.1升力系数 6.2升力系数导数 6.3大攻角下的升力系数 6.4侧向力系数 6.5阻力系数 6.6弹身零攻角下的阻力系数 6.7升力面零攻角零舵偏角下的阻力系数 6.8诱导阻力系数
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6.1升力系数
对上式除以
，对
取导数，得到在
点有
前、后升力区域的气流阻滞系数 飞行器部件的相对面积
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6.1升力系数
为单独弹身的法向力，不涉及升力面对它的影响 为前升力面的法向力导数，一部分由外露面（两片翼 组合在一起）产生，一部分由外露翼面影响区内的弹 身产生。合成后表示为单独翼面的法向力导数与干扰 系数的乘积
为侧滑角。
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6.5阻力系数
导弹的阻力系数通常给成两项之和的形式：
式中 时的阻力系数；
诱导阻力系数，与
有关。
无人驾驶导弹一般采用最简单的弹身形状，当 时，到 导弹部件之间的干扰不显著，主要应考虑翼区气流阻滞的影响。
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6.6弹身零攻角下的阻力系数
单独弹身在零攻角下的阻力系数按其物理来源可分解为 摩擦阻力和压差阻力。 摩擦阻力是作用在弹身所有表面的粘性摩擦力的合力； 压差阻力是作用在头部和尾部以及底部分离的压力与远 前方来流压力之差的合力。
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