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)0.5
对曲线形收缩尾部，尾部波阻系数查图6－3的曲线。收缩比用下式计算
Db Db / Dc
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第三节弹体气动特性计算
三、底部阻力系数Cx1b
底部阻力是由于底部压强不等于环境大气压强而形成的。底部阻力大小不但与弹体底部形状和飞行马赫数有关，而且还与弹底是否有火箭喷流有关。
四、弹体摩擦阻力系数CxfB
计算弹体摩擦阻力系数是以平板在不可压缩流体中摩擦阻力系数为基础的。考虑到弹体表面不是平板，引入形状修正系数ηλ,由于空气是可压缩的,引入压缩性修正系数ηM；再加上空气阻力计算是以弹体最大横截面积(SM或Sc)为参考面积，可以得到
CxfB
1 2
(2Cxfp
)M
0M
S
f
Cx ln
0.3(1 2M )
n2
M
2
1
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第三节弹体气动特性计算
二、尾部波阻系数Cx1t 尾部波阻是在弹体存在收缩(或扩张)尾部，M>1时形成激波
而产生的。对截锥形收缩尾部的波阻系数，在估算中可用下式计算
Cx ln
Байду номын сангаас
[(0.0016
0.002
M
2
)
(
01.7
)
](1
S
b
xvpf
式中 xcpn、xcpt、xcpf－头部、尾部和黏性附加法向力压力中心到弹顶的距离。
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第三节弹体气动特性计算
6.3.5 弹体俯仰力矩系数
在外弹道计算中需要的力矩系数通常是对质心而言的，若弹体质心位置距弹顶距离为XG，则法向力所提供的俯仰力矩系数为
mzB
Cy1B ( xcpB LB
CxB Cx0B Cy1B CyB Cy1B Cx0B
式中－－以rad为单位的攻角值。
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第三节弹体气动特性计算
6.3.4 压力中心系数
弹体的压力中心是指弹体所受的法向力在弹轴上的合力作用点。压力中心位置是压力中心到弹顶的距离，可由下式决定
xcpB
Cy1n xcpn Cy1t xcpt Cy1 f Cy1n Cy1t Cy1 f
6.3.1 弹体轴向力系数
弹体的轴向力系数由五部分组成
Cx0B Cxln Cxlt Cxlb CxfB CxF
当火箭弹以超音速飞行时，弹体轴向力系数由以上五部分组成，以亚音速飞行时，不存在头部波阻和尾部波阻。一、头部波阻系数Cx1n
头部波阻只有当M>1时才存在。头部波阻系数取决于M数、头部长细比λn以及头部形状。
弹体法向力由头部法向力、尾部法向力和由黏性引起的附加法向力组成。其弹体法向力系数用下式计算
Cy1B Cy1n Cy1t Cy1 f
式中
Cy1n Cy1t Cy1f－由黏性引起的附加法向力系数。
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第三节弹体气动特性计算
6.3.3 弹体的阻力系数与升力系数
当攻角α较小时，由速度坐标系和弹轴坐标系的转换关系，可以得到弹体的阻力系数CxB、升力系数CyB与轴向力系数和法向力系数的关系为
第二节空气动力和力矩
如图6－2所示，通过火箭弹质心建立右手直角坐标系Oxyz，Ox轴与火箭弹的速度矢量一致。弹轴与Ox轴之夹角称为攻角(或章动角)，相应的平面称为阻力面,Oy在阻力面内，与Ox垂直。
火箭弹在空气中飞行时，受到空气作用力R的作用。
按照空气动力学理论，各个力的分量可以由下述公式计算
第六章空气动力计算
第一节几何参数与主要符号第二节空气动力和力矩第三节弹体气动特性计算
（一）小节一弹体轴向力系数（二）小节二弹体法向力系数（三）小节三弹体的阻力系数与升力系数（四）小节四压力中心系数（五）小节五弹体俯仰力矩系数（六）小节六赤道抑制力矩系数（七）小节七极抑制力矩系数
v2
Rx
2
SCx
Ry
v2
2
SC
y
Rz
v2
2
SCz
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第二节空气动力和力矩
各空气动力矩分别表示为
v2
M x 2 Slmx
My
v2
2
Slmy
M zz
v2
2
Slmzz
M xz
v2
2
Slmxz
M xW
v2
2
SlmxW
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第三节弹体气动特性计算
/ SM
五、引信附加阻力系数ΔCxF
许多火箭弹都装有头部引信，引信的前端一般不是尖的，而是平面形或半球形的。在这种情况下，引信前端中心部分气压接近滞止压力，从而产生附加阻力，其阻力系数可按下式计算
CxF CxF SF / SM
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第三节弹体气动特性计算
6.3.2 弹体法向力系数
(1) 当火箭发动机不工作时，底阻系数的计算公式为
Cx1b 0.029(Db / DM )3 / CxfB
M 1时
Cx1b
0.85k1(2 k1)S b
/
M
2
k1 1时
Cx1b
0.85S b
/
M
2
(2) 当底部有火箭喷流时，底压系数为
1 pB
pb
p
2
M
2
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k1 1时
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第三节弹体气动特性计算
对圆锥形头部，头部波阻系数可用公式
Cx ln
(0.0016
0.002
M
2
)
(
01.7
)
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第三节弹体气动特性计算
对尖拱形头部，头部波阻系数的经验计算公式为
Cx ln
[(0.0016
0.002
M
2
)(
01.7
)
]{1
196n2 16 14(M 18)n2
}
抛物线形头部波阻系数为
xG )
C
y1B
(
xcpB
xG )
或
mzB
C
y1B
(
x
cpB
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第一节几何参数与主要符号
为了计算方便，现给出弹体和尾翼的主要外形参数及符号，并绘制在图6－1上。图中各符号的意义如下：
R DM Dc Db B0 L Ln Lc－弹体圆柱部长度；
Lt Bt B－r LW C－尾翼翼型最大厚度； Χ0 Χ1 Xc－尾翼翼型最大厚度位置。
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第六章空气动力计算
第四节尾翼气动特性计算
（一）小节一单独尾翼零升阻力系数（二）小节二单独尾翼升力系数（三）小节三单独尾翼的阻力系数（四）小节四尾翼压力中心系数
第五节尾翼弹气动特性计算
（一）小节一尾翼弹升力系数（二）小节二尾翼弹阻力系数（三）小节三尾翼弹压力中心系数（四）小节四尾翼弹俯仰力矩系数（五）小节五尾翼弹赤道抑制力矩系数（六）小节六尾翼弹极抑制力矩系数（七）小节七导转力矩和平衡转速