气动力计算设计报告报告
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•8、由图3-29求得kq。
9、将“7”“8”所得结果与- 相乘，可以得到Cxdb。
10、将“5”“6”“9”所得结果相加就得到了全弹零升阻力系数Cx0。
11、a. 时，取 ，
b. ，取 ，
c. 时，取
然后利用公式5-97
可以得到诱导阻力系数。
3)全弹气动计算
升力系数Cy
•全弹升力系数公式为
1、公式4-17
9、将“6”计算所得 与“8”计算所得 相加，就可以得到弹翼的零升阻力系数 。即：
=
10、本道导弹的前翼或者尾翼均为小展弦比，对于这种弹翼
a.当 时，用如下经验公式计算：
b.当 ,且 时，弹翼前缘为超音速前缘，诱导阻力系数为：
c.当 ,且 时，弹翼前缘为亚音速前缘，诱导阻力系数为：
其中 需要查表2-85计算 用的曲线得到； 需要查表2-86确定修正系数 用的曲线得到。
为前缘吸力修正系数，由图2-86按尖头图线查得；
当弹翼为亚音速前缘时， 可由图2-85按 查得；
当其为超音速前缘时， 。
将以上参数带入可得
阻力系数Cx
将零升阻力系数和诱导阻力系数相加就得到了全弹的阻力系数。
将以上参数带入可得
俯仰力矩系数mz
在头部坐标系下得到各个点的位置，打入可得抚养力矩系数。
结果展示：
a.前翼和尾翼的 均由图4-15查得
b.视前翼为全后体， 按图4-18查得
c.是尾翼为无后体， 按图4-20查得
2、a.由公式 计算得综合参数
b.对于++布局 ，据此查大图5-2源自文库到旋涡位置
c.依公式5-46
可以将漩涡相对于前翼位置转化为相对于尾翼位置
d.根据径展比和 在大图5-8中
选择合适的图线，利用旋涡
目录
1.引言
2.工程估算方法
a)弹翼气动计算
b)弹身气动计算
c)翼身组合体气动计算
d)全担气动计算
3.Fluent软件计算方法
a)绘制导弹模型
b)画网格
c)计算及结果
小结
1.引言
所谓飞行器的空气动力，就是指作用在飞行器各部件的空气动力的总和。当气流流经飞行器的任一部件时，由于其他部件的存在，使气流收到其他部件的干扰，其流动情况和气流流过单独的同一部件时的情况有所不同。结果使作用在该部件上的空气动力也相应的发生一定程度的改变，和单独部件相比，要形成一个空气动力增量。这样，作用在飞行器的任一部件的空气动力，都可以看成是两部分空气动力的叠加：一部分是该部件单独存在是的空气动力，另一部分是由于其他部件的干扰所形成的空气动力增量。所以，本文的工程计算方法先计算考虑了部件之间干扰作用后的弹翼、弹身、翼身组合体的气动力，再计算全弹的气动力。
压心位置
1、由头部的长细比查大图1-3对应的图线，可以得到单体头部与马赫数相关的压心位置 。
2、由式3-34
可计算出全弹的压心位置，对于没有收缩尾部的导弹不用考虑第二项。
阻力系数Cx
1、查询6Km出的大气参数，可以计算出对应于不同马赫数的雷诺数。
2、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点 关系曲线，查到Cxmc的值。
通过该步的计算就可以得到弹翼的诱导阻力系数 。
压心位置
1、计算弹翼 和稍根比并据此在大图2-2中选择合适的图线，查出不同马赫数对应的 。
2、将查到的值乘以 就得到了压心位置
2)弹身气动计算
升力系数Cy
1、根据导弹头部的形状和长细比，在大图1-1中选取合适的图线，可读出头部的升力系数斜率 。
2、本导弹没有收缩型的尾部，所以仅有头部产生正的升力，将头部升力线斜率乘以攻角，就可以得到不同攻角下弹体的升力系数Cy。
1、 取1.1
2.a.由公式4-117可知
b.对于亚音速情况，查图4-51，得
c.查图4-53，得 ，计算可得
d.对于超音速情况，可取
2、a.对于麻雀Ⅲ导弹，视式5-123中后两项含义相同。
b.根据表5-1，取kqpw=kpcw=0.85。
3、将以上参数带入公式5-123可得零升阻力系数 。
诱导阻力系数
对于旋转弹翼式飞行器，由公式5-128知
又由公式4-118知
1、对于式4-118中的第一项的 ，在单独弹身部分已经求得。
2、对于第三项，由式4-120可知
其中的参数均已在前面的计算过程中求得。
3、对于第二项
a.亚音速时，由式4-122可知
对于++型弹翼 ， 取0。
b.超音速时，由式4-123知
对于++型弹翼 ；
分别计算马赫数为0.3、0.54、0.7、0.85、0.95、1.02、1.4、2时，攻角为-10°~10°时，因为导弹是升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和压心位置。
图1：导弹气动模型
1)弹翼气动计算
3、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点 关系曲线，查到2(Cxmc)的值
4、利用弹翼相对厚度 查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到 的值
随着计算机技术的发展普及，在空气动力学的研究中，使用商业软件进行空气动力的仿真计算成为一种越来越普及的方法，为导弹设计提供了充分的数据基础。所以本文使用GAMIT软件建模，配合Fluent软件进行气动力计算。
2.工程估算方法
“麻雀Ⅲ”的气动外形如图所示，弹体由抛物线头部，柱形弹身，弹翼，尾翼（安定面）结合而成。在对导弹整体进行气动运算之前，首先对弹体各部分进行单独的气动运算。分别包括单独弹翼，单独外漏翼，弹身的气动运算。
3、利用弹翼相对厚度 查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到 的值。
4、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得
•5、将“2”“3”“4”所得结果相乘再乘以 ，可得 。
•6、根据头部形状与长细比查询合适的头部压差阻力系数曲线，如3-26，得到 。
•7、查询图3-28圆柱机身底部压强系数图线，按有尾翼情况查得 。
5、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得
6、利用公式2-123
计算得到型阻系数 。
7、计算 ，查图2-84任意剖面机翼波阻力的辅助函数 图线，得不同马赫数对应的 。
8、将机翼近似看做菱形机翼，查与根稍比对应的菱形剖面机翼波阻力系数图，如图2-83，并计算机翼的 和 ，在图上查找相应的曲线得到 值，再计算得 菱。
位置查得干扰因子F
e.查图5-14得弹翼自由涡的相对起始展向位置与镜像涡相对展向位置之差 。
f.利用公式5-41
即可求得 。
3、kq可以由表5-1查得，此导弹
取0.85。
4、将求得的系数带入公式5-97即可以得到全弹升力线斜率，将其乘以攻角，就可以得到对应于不同攻角的升力系数Cy。
零升阻力系数Cx
由公式5-123可知
导弹气动力计算课程设计
设计人员：池贤彬徐晓璐齐凯华杨砾谨
指导教师：安效民
设计日期：2012.2.20-2012.3.4
摘要
导弹的气动力计算是导弹总体设计中的重要组成部分，气动力分析是总体设计的基础。本文旨在运用工程估算方法与商业软件计算、分析“麻雀Ⅲ”空空导弹的气动力，主要包括升力系数、阻力系数、力矩系数、压心，在不同马赫数与攻角下的计算分析。并比较分析两种方法所得结果。
升力系数与马赫数和迎角的关系
零升阻力系数和马赫数和迎角的关系
阻力系数和马赫数和迎角的关系
俯仰力矩系数与赫数和迎角的关系
压心位置与赫数和迎角的关系
3.Fluent软件计算方法
计算环境：WINDOW7下Exceed 10+Gambit 2.2+Fluent 6.3
步骤：
4)绘制导弹模型
本文用Gambit 2.2进行3D绘图，该软件绘图的基础原理是先绘制点，再由点绘制线，接着由线绘制面，最后由面绘制体。
我们在绘图过程中，以右手坐标系XYZO为基准，弹头在O（0，0，0）点，x轴指向弹尾，首先绘制弹体的一半的平面形状，再将该面旋转360度得到单体，随后分别绘制一个弹翼与尾翼，通过旋转复制出剩余的弹翼与尾翼。
绘制效果如下：
5)设计计算流场并画网格
我们设想将导弹放进一个足够大的圆柱形流场，从而进行仿真计算。考虑到“麻雀3”导弹是轴对称导弹，同时在该算例中无舵偏角，且为了减少计算量，我们将该流场对称平分，只计算一半导弹的气动力，当然，在最后计算结果时，必须乘以2倍。
9、将“7”“8”所得结果与- 相乘，可以得到Cxdb。
10、将“5”“6”“9”所得结果相加就得到了全弹零升阻力系数Cx0。
11、a. 时，取 ，
b. ，取 ，
c. 时，取
然后利用公式5-97
可以得到诱导阻力系数。
3)全弹气动计算
升力系数Cy
•全弹升力系数公式为
1、公式4-17
9、将“6”计算所得 与“8”计算所得 相加，就可以得到弹翼的零升阻力系数 。即：
=
10、本道导弹的前翼或者尾翼均为小展弦比，对于这种弹翼
a.当 时，用如下经验公式计算：
b.当 ,且 时，弹翼前缘为超音速前缘，诱导阻力系数为：
c.当 ,且 时，弹翼前缘为亚音速前缘，诱导阻力系数为：
其中 需要查表2-85计算 用的曲线得到； 需要查表2-86确定修正系数 用的曲线得到。
为前缘吸力修正系数，由图2-86按尖头图线查得；
当弹翼为亚音速前缘时， 可由图2-85按 查得；
当其为超音速前缘时， 。
将以上参数带入可得
阻力系数Cx
将零升阻力系数和诱导阻力系数相加就得到了全弹的阻力系数。
将以上参数带入可得
俯仰力矩系数mz
在头部坐标系下得到各个点的位置，打入可得抚养力矩系数。
结果展示：
a.前翼和尾翼的 均由图4-15查得
b.视前翼为全后体， 按图4-18查得
c.是尾翼为无后体， 按图4-20查得
2、a.由公式 计算得综合参数
b.对于++布局 ，据此查大图5-2源自文库到旋涡位置
c.依公式5-46
可以将漩涡相对于前翼位置转化为相对于尾翼位置
d.根据径展比和 在大图5-8中
选择合适的图线，利用旋涡
目录
1.引言
2.工程估算方法
a)弹翼气动计算
b)弹身气动计算
c)翼身组合体气动计算
d)全担气动计算
3.Fluent软件计算方法
a)绘制导弹模型
b)画网格
c)计算及结果
小结
1.引言
所谓飞行器的空气动力，就是指作用在飞行器各部件的空气动力的总和。当气流流经飞行器的任一部件时，由于其他部件的存在，使气流收到其他部件的干扰，其流动情况和气流流过单独的同一部件时的情况有所不同。结果使作用在该部件上的空气动力也相应的发生一定程度的改变，和单独部件相比，要形成一个空气动力增量。这样，作用在飞行器的任一部件的空气动力，都可以看成是两部分空气动力的叠加：一部分是该部件单独存在是的空气动力，另一部分是由于其他部件的干扰所形成的空气动力增量。所以，本文的工程计算方法先计算考虑了部件之间干扰作用后的弹翼、弹身、翼身组合体的气动力，再计算全弹的气动力。
压心位置
1、由头部的长细比查大图1-3对应的图线，可以得到单体头部与马赫数相关的压心位置 。
2、由式3-34
可计算出全弹的压心位置，对于没有收缩尾部的导弹不用考虑第二项。
阻力系数Cx
1、查询6Km出的大气参数，可以计算出对应于不同马赫数的雷诺数。
2、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点 关系曲线，查到Cxmc的值。
通过该步的计算就可以得到弹翼的诱导阻力系数 。
压心位置
1、计算弹翼 和稍根比并据此在大图2-2中选择合适的图线，查出不同马赫数对应的 。
2、将查到的值乘以 就得到了压心位置
2)弹身气动计算
升力系数Cy
1、根据导弹头部的形状和长细比，在大图1-1中选取合适的图线，可读出头部的升力系数斜率 。
2、本导弹没有收缩型的尾部，所以仅有头部产生正的升力，将头部升力线斜率乘以攻角，就可以得到不同攻角下弹体的升力系数Cy。
1、 取1.1
2.a.由公式4-117可知
b.对于亚音速情况，查图4-51，得
c.查图4-53，得 ，计算可得
d.对于超音速情况，可取
2、a.对于麻雀Ⅲ导弹，视式5-123中后两项含义相同。
b.根据表5-1，取kqpw=kpcw=0.85。
3、将以上参数带入公式5-123可得零升阻力系数 。
诱导阻力系数
对于旋转弹翼式飞行器，由公式5-128知
又由公式4-118知
1、对于式4-118中的第一项的 ，在单独弹身部分已经求得。
2、对于第三项，由式4-120可知
其中的参数均已在前面的计算过程中求得。
3、对于第二项
a.亚音速时，由式4-122可知
对于++型弹翼 ， 取0。
b.超音速时，由式4-123知
对于++型弹翼 ；
分别计算马赫数为0.3、0.54、0.7、0.85、0.95、1.02、1.4、2时，攻角为-10°~10°时，因为导弹是升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和压心位置。
图1：导弹气动模型
1)弹翼气动计算
3、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点 关系曲线，查到2(Cxmc)的值
4、利用弹翼相对厚度 查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到 的值
随着计算机技术的发展普及，在空气动力学的研究中，使用商业软件进行空气动力的仿真计算成为一种越来越普及的方法，为导弹设计提供了充分的数据基础。所以本文使用GAMIT软件建模，配合Fluent软件进行气动力计算。
2.工程估算方法
“麻雀Ⅲ”的气动外形如图所示，弹体由抛物线头部，柱形弹身，弹翼，尾翼（安定面）结合而成。在对导弹整体进行气动运算之前，首先对弹体各部分进行单独的气动运算。分别包括单独弹翼，单独外漏翼，弹身的气动运算。
3、利用弹翼相对厚度 查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到 的值。
4、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得
•5、将“2”“3”“4”所得结果相乘再乘以 ，可得 。
•6、根据头部形状与长细比查询合适的头部压差阻力系数曲线，如3-26，得到 。
•7、查询图3-28圆柱机身底部压强系数图线，按有尾翼情况查得 。
5、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得
6、利用公式2-123
计算得到型阻系数 。
7、计算 ，查图2-84任意剖面机翼波阻力的辅助函数 图线，得不同马赫数对应的 。
8、将机翼近似看做菱形机翼，查与根稍比对应的菱形剖面机翼波阻力系数图，如图2-83，并计算机翼的 和 ，在图上查找相应的曲线得到 值，再计算得 菱。
位置查得干扰因子F
e.查图5-14得弹翼自由涡的相对起始展向位置与镜像涡相对展向位置之差 。
f.利用公式5-41
即可求得 。
3、kq可以由表5-1查得，此导弹
取0.85。
4、将求得的系数带入公式5-97即可以得到全弹升力线斜率，将其乘以攻角，就可以得到对应于不同攻角的升力系数Cy。
零升阻力系数Cx
由公式5-123可知
导弹气动力计算课程设计
设计人员：池贤彬徐晓璐齐凯华杨砾谨
指导教师：安效民
设计日期：2012.2.20-2012.3.4
摘要
导弹的气动力计算是导弹总体设计中的重要组成部分，气动力分析是总体设计的基础。本文旨在运用工程估算方法与商业软件计算、分析“麻雀Ⅲ”空空导弹的气动力，主要包括升力系数、阻力系数、力矩系数、压心，在不同马赫数与攻角下的计算分析。并比较分析两种方法所得结果。
升力系数与马赫数和迎角的关系
零升阻力系数和马赫数和迎角的关系
阻力系数和马赫数和迎角的关系
俯仰力矩系数与赫数和迎角的关系
压心位置与赫数和迎角的关系
3.Fluent软件计算方法
计算环境：WINDOW7下Exceed 10+Gambit 2.2+Fluent 6.3
步骤：
4)绘制导弹模型
本文用Gambit 2.2进行3D绘图，该软件绘图的基础原理是先绘制点，再由点绘制线，接着由线绘制面，最后由面绘制体。
我们在绘图过程中，以右手坐标系XYZO为基准，弹头在O（0，0，0）点，x轴指向弹尾，首先绘制弹体的一半的平面形状，再将该面旋转360度得到单体，随后分别绘制一个弹翼与尾翼，通过旋转复制出剩余的弹翼与尾翼。
绘制效果如下：
5)设计计算流场并画网格
我们设想将导弹放进一个足够大的圆柱形流场，从而进行仿真计算。考虑到“麻雀3”导弹是轴对称导弹，同时在该算例中无舵偏角，且为了减少计算量，我们将该流场对称平分，只计算一半导弹的气动力，当然，在最后计算结果时，必须乘以2倍。