第六章-弹体的空气动力特征计算课件.ppt

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1、 弹体表面摩擦阻力的计算，严格说必须考虑雷诺数、弹体表面摩擦阻力的计算，严格说必须考虑雷诺数、附面层特性、弹体的几何形状、表面状况、马赫数、以附面层特性、弹体的几何形状、表面状况、马赫数、以及气流与弹体表面间的热交换，但实际情况要同时考虑及气流与弹体表面间的热交换，但实际情况要同时考虑这些因素的影响是不可能的。而且由于对轴对称物体的这些因素的影响是不可能的。而且由于对轴对称物体的附面层理论研究还不充分，所以目前求摩擦阻力系数时，附面层理论研究还不充分，所以目前求摩擦阻力系数时，基本上还是利用平面物体，特别是利用平板的研究结果。基本上还是利用平面物体，特别是利用平板的研究结果。把弹体展成一把弹体

2、展成一“相等平板相等平板”来处理。所谓来处理。所谓“相当平板相当平板”是这样一块平板，它的单面面积等于弹体实际受摩擦表是这样一块平板，它的单面面积等于弹体实际受摩擦表面积面积S Sf f ，其长度等于弹长，其长度等于弹长L LB B，转捩点的位置，转捩点的位置x xt t与原弹体与原弹体转捩点的位置相转捩点的位置相同。同。6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力一、摩擦阻力一、摩擦阻力 “相当平板相当平板”所受的摩擦力所受的摩擦力Xfp 为为其中其中Cxfp 是按照弹长是按照弹长LB为特征长度计算的为特征长度计算的Re数来算得的，数来算得的，Sf是弹体侧表面积。是弹体侧表面积。 而弹体所受的摩擦力而弹

3、体所受的摩擦力XfB 与弹体摩阻系数与弹体摩阻系数CxfB 之间按定之间按定义有关系式义有关系式6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力212fpfxfpXVSC212fBmxfBXVSC其中其中 是弹体最大截面积。是弹体最大截面积。24mmSD两者应相等，得两者应相等，得1(2)2ffxfBxfpxfpmmSSCCCSS其中，其中， 为形状修正系数。为形状修正系数。显然显然 ，它取决于弹，它取决于弹体的长径比体的长径比 。 和和 的关系曲线见图的关系曲线见图6-16-1。1BB 上式是近似的，由此算得的结果比实际要小一些。因上式是近似的，由此算得的结果比实际要小一些。因为弹体与平板上的情况有所不同。

4、弹体前部存在负的压为弹体与平板上的情况有所不同。弹体前部存在负的压强梯度，它使附面层变薄了。在较薄的附面层中空气速强梯度，它使附面层变薄了。在较薄的附面层中空气速度沿法向由零变为度沿法向由零变为V V，梯度，梯度 必然要大些，因此摩擦必然要大些，因此摩擦应力比平板要大一些。为此，对弹体的摩阻系数计算作应力比平板要大一些。为此，对弹体的摩阻系数计算作一形状修正。一形状修正。6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力1(2)2fxfBxfpmSCCS6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力 当气流当气流M M增大时，空气的可压缩性对附面层内的流动增大时，空气的可压缩性对附面层内的流动产生一定的影响。在层流附面层内，

5、外层气流速度较高。产生一定的影响。在层流附面层内，外层气流速度较高。通过粘性力对内层气流作用。致使内层空气微团温度升通过粘性力对内层气流作用。致使内层空气微团温度升高，而且沿物面法线的速度分布规律也有显著变化。如高，而且沿物面法线的速度分布规律也有显著变化。如图图6-26-2所示。随着所示。随着M M增大，附面层厚度也显著增大。在增大，附面层厚度也显著增大。在高速下，附面层内速度分布的改变使法向速度梯度减小。高速下，附面层内速度分布的改变使法向速度梯度减小。从而使摩擦应力以及摩擦应力减小。对于层流平板从而使摩擦应力以及摩擦应力减小。对于层流平板 与与M M的关系如图的关系如图6-36-3。在。

6、在M M=0=0时，时， 随随M M增大，增大， 下降。下降。RexfCRe1.33xfCRexfC6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力 实验指出，在层流时，压缩性的修正量是不大的。实验指出，在层流时，压缩性的修正量是不大的。当当M不大于不大于1.5时，甚至可以不予修正。在较大时，甚至可以不予修正。在较大M数数时，层流附面层压缩性影响的修正可按下式进行时，层流附面层压缩性影响的修正可按下式进行21/30(10.03)xfpMlxfpMCMC其中其中 是层流附面层未计及压缩性影响的平板摩是层流附面层未计及压缩性影响的平板摩阻系数。阻系数。0 xfpMC21/20(1 0.12)xfpMtxfp MC

7、MC其中其中 是紊流附面层未计及压缩性影响的平板摩是紊流附面层未计及压缩性影响的平板摩阻系数。阻系数。0 xfpMC 附面层为紊流状态时，压缩性影响远较层流状态严附面层为紊流状态时，压缩性影响远较层流状态严重。紊流附面层时压缩性影响的修正公式可按下式进行重。紊流附面层时压缩性影响的修正公式可按下式进行有时也采用有时也采用在考虑了形状修正和压缩性修正后，弹体摩阻系数在考虑了形状修正和压缩性修正后，弹体摩阻系数CxfB 可可改写为改写为 其中其中M 可用经验公式求得。可用经验公式求得。上式中的系数值上式中的系数值0.120.12适用于雷诺数适用于雷诺数 。随着。随着ReRe数数增大，此系数值有所增

8、长，特别是当增大，此系数值有所增长，特别是当ReRe的数量级为的数量级为10108 8时，取时，取0.180.18能给出更好的近似结果。能给出更好的近似结果。6Re106.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力20.467(1 0.2)MtM01(2)2fxfBxfp MMmSCCS 二、关于平板摩擦系数二、关于平板摩擦系数Cxfp1.在低速及附面层全部为层流时，摩阻系数在低速及附面层全部为层流时，摩阻系数 Cxfp为为 2.在低速及附面层全部为紊流时，摩阻系数在低速及附面层全部为紊流时，摩阻系数 Cxfp按按 ReL的的大小分别为大小分别为 5700.27802.5881000.1450.07425

9、10Re10()Re0.45510Re10()(logRe )0.0322 10Re10()ReLxfp MLLxfp MLLxfp MLCCC6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力01.328()RexfpMLCBLLVRe6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力三、临界雷诺数三、临界雷诺数ReRe* *1 1、平板、平板从层流转捩为紊流的临界雷诺数从层流转捩为紊流的临界雷诺数ReRe* *为为5*Re5 10tV x 21/3011.328(2)(1 0.03)2ReffxfBxfpMMmmLSSCCMSS2 2、弹体、弹体 临界雷诺数临界雷诺数ReRe* *取决于弹体表面粗糙度，弹体表面压取决于弹体表

10、面粗糙度，弹体表面压强梯度、以及表面温度、气流紊流度等。一般情况下取强梯度、以及表面温度、气流紊流度等。一般情况下取当当ReL Re*时，即时，即LBRe* 时，即时，即LB xt 。说明整个弹体是混合附面层。说明整个弹体是混合附面层。弹体摩阻系数弹体摩阻系数CxfB 为为 当附面层全部是紊流时，弹体摩阻系数当附面层全部是紊流时，弹体摩阻系数CxfB 为为 对于高速的弹丸对于高速的弹丸(尤其是旋转弹丸）的摩阻通常把附面层尤其是旋转弹丸）的摩阻通常把附面层全部视为紊流状态。全部视为紊流状态。 20.46720.46721/30.1450.1450.5*0.0320.0321.328(1 0.2)

11、(1 0.2)(1 0.03)ReReReflxfBLfmSSCMMMSS20.4670.1450.032(1 0.2)RefxfBLmSCMS6.1 6.1 摩擦阻力摩擦阻力6.2 6.2 底部阻力底部阻力一、弹体底部形成负压的物理原因一、弹体底部形成负压的物理原因 亚音速气流绕流弹丸时，弹体表面附面层在尾端分离，亚音速气流绕流弹丸时，弹体表面附面层在尾端分离，使尾部气流分为两部分，外部流速较高的气流对于底部几使尾部气流分为两部分，外部流速较高的气流对于底部几乎是滞止的气体起着掺混和引射的作用，并把这些气体引乎是滞止的气体起着掺混和引射的作用，并把这些气体引射开，因为没有来自其它方面补充的空

12、气流量，底部的气射开，因为没有来自其它方面补充的空气流量，底部的气流变得稀薄起来，并在底部空间形成一个低压区。流变得稀薄起来，并在底部空间形成一个低压区。( (一一) )亚音速下弹体的底部阻力亚音速下弹体的底部阻力 实验指出：底部负压在很大程度上取决于弹体长度、实验指出：底部负压在很大程度上取决于弹体长度、相对底截面积和附面层状态，因而在计算底部压强与底相对底截面积和附面层状态，因而在计算底部压强与底部阻力时可以与摩擦阻力联系起来。为此引入相对于底部阻力时可以与摩擦阻力联系起来。为此引入相对于底截面积截面积S Sd d的摩阻系数的摩阻系数C Cxfdxfd，则，则dfxfpxfdSSCC 其中

13、其中Cxfp是相对于侧表面积的平板摩阻系数。是相对于侧表面积的平板摩阻系数。6.2 6.2 底部阻力底部阻力亚音速弹体底部的压强系数的近似表达式为亚音速弹体底部的压强系数的近似表达式为xfdpdCC029. 0 再用再用CxfB来表示相当于弹体最大横截面积的摩阻系数，来表示相当于弹体最大横截面积的摩阻系数，即即mfxfpxfBSSCC 则有则有dmxfBxfdSSCC 3029. 0 mdxfBxdDDCC底阻系数可以写为底阻系数可以写为6.2 6.2 底部阻力底部阻力 从上式可以看出，弹体摩阻系数从上式可以看出，弹体摩阻系数CxfB的增长会引起底的增长会引起底阻系数阻系数Cxd的减小。这一现

14、象的物理本质是，的减小。这一现象的物理本质是， CxfB增大时，增大时，在弹体底截面处的附面层要变厚。变厚的附面层就好象在弹体底截面处的附面层要变厚。变厚的附面层就好象隔板一样，阻碍着外部高速气流的引射作用，因而在弹隔板一样，阻碍着外部高速气流的引射作用，因而在弹体后面的稀薄度就减小了，底阻系数也就变小了。体后面的稀薄度就减小了，底阻系数也就变小了。( (二二) )超音速下弹体的底部阻力超音速下弹体的底部阻力 超音速下底阻形成的原因要比亚音速时复杂。它不超音速下底阻形成的原因要比亚音速时复杂。它不仅与外部气流的引射作用有关，而且与尾激波有关。超仅与外部气流的引射作用有关，而且与尾激波有关。超音

15、速时，影响底部阻力的主要因素有：音速时，影响底部阻力的主要因素有：ReRe数、附面层特数、附面层特性、尾部外形、底部的热状态、有无喷流、马赫数、迎性、尾部外形、底部的热状态、有无喷流、马赫数、迎角及飞行高度等。下面介绍一些对底阻有重要影响的实角及飞行高度等。下面介绍一些对底阻有重要影响的实验曲线。验曲线。6.2 6.2 底部阻力底部阻力1 1ReRe数、附面层特性对数、附面层特性对C Cxdxd的影响的影响 对不同形状的弹丸，对不同形状的弹丸，ReRe数对底部压强系数的影响数对底部压强系数的影响有不同的结果。如以层流绕流而言，有不同的结果。如以层流绕流而言，1 1号模型在研究的号模型在研究的R

16、eRe数范围内底压系数大约变化了数范围内底压系数大约变化了60%60%，而，而2 2、3 3、4 4号模号模型约变化一倍左右，如图（型约变化一倍左右，如图（a a）所示。对于比较短粗的）所示。对于比较短粗的模型其压强系数的变化范围没有细长模型那样大，并模型其压强系数的变化范围没有细长模型那样大，并且是在小且是在小ReRe数时达最小值，然后逐渐增大。在紊流附数时达最小值，然后逐渐增大。在紊流附面层中面层中ReRe数对数对C Cxdxd的影响不太大，见图（的影响不太大，见图（b b）。）。6.2 6.2 底部阻力底部阻力2 2尾部外形对尾部外形对C Cxdxd的影响的影响 由图可见有尾部的弹体会使

17、底部压强系数增加很快，由图可见有尾部的弹体会使底部压强系数增加很快，尤其是紊流附面层情况。但随尤其是紊流附面层情况。但随t t增大，尾锥表面的稀增大，尾锥表面的稀薄度也在增大。这样就存在对应尾部最小阻力的最佳角。薄度也在增大。这样就存在对应尾部最小阻力的最佳角。图图6-76-7表明紊流附面层和层流附面层的最佳角在表明紊流附面层和层流附面层的最佳角在7 7lOlO度度之间，并且紊流附面层的之间，并且紊流附面层的C Cxdxd在最佳区域的变化很缓慢。在最佳区域的变化很缓慢。6.2 6.2 底部阻力底部阻力二、弹体底部阻力的工程计算二、弹体底部阻力的工程计算1.1.估算底阻的近似公式估算底阻的近似公

18、式 对于底部压强的极限情况即静压强为零的时侯，此对于底部压强的极限情况即静压强为零的时侯，此时压强系数为时压强系数为max22221122dpdppCkMVkM p 当弹体向附面层传热的强度加大，伴随有底部阻当弹体向附面层传热的强度加大，伴随有底部阻力的减小。在同一情况下，假若弹体由外部气流加热，力的减小。在同一情况下，假若弹体由外部气流加热，则则C Cxdxd增大。增大。 3. 3. 热传导对热传导对C Cxdxd的影响的影响对于空气对于空气k=k=1.41.4图图8-88-8中曲线表明：实际情况下的底部压强系数和极限值有中曲线表明：实际情况下的底部压强系数和极限值有很大差别，并且只是后者的

19、一部分。即很大差别，并且只是后者的一部分。即式中式中k kd d 为修正系数。为修正系数。max21.43pdCM maxpddpdCk C6.2 6.2 底部阻力底部阻力 在实验数据的基础上在实验数据的基础上有以下关系式有以下关系式Kd=0.6 k1(2-k1)当当k k1 1111时，时， 上述公式仅适用于底部没有喷气的情况，如底部有上述公式仅适用于底部没有喷气的情况，如底部有喷气时，上述公式需加以修正。喷气时，上述公式需加以修正。1120.85 (2)xddkkCSM20.85xddCSM6.2 6.2 底部阻力底部阻力BedS其中其中 ，而，而 称有效长径比。称有效长径比。6.3 6.

20、3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算20012xmXCV S 当迎角为零时，由于对称关系，弹体只受到轴向力当迎角为零时，由于对称关系，弹体只受到轴向力( (即阻力即阻力) )，法向力和俯仰力矩均等于零。阻力的一般表，法向力和俯仰力矩均等于零。阻力的一般表达式可写为达式可写为其中其中C Cx x0 0为迎角为零时阻力系数。为迎角为零时阻力系数。一、超音速绕流情况下弹体阻力的组成一、超音速绕流情况下弹体阻力的组成图图6-96-9所示的是典型的超音速绕流弹体的画图。所示的是典型的超音速绕流弹体的画图。 当头部为圆锥，其锥面压强系数按虚线所示。当来当头部为圆锥，其锥面压强系

21、数按虚线所示。当来流流M M数数11时，圆锥形头部产生圆锥激波，气流经激波产时，圆锥形头部产生圆锥激波，气流经激波产生突跃压缩，然后在锥型流区继续进行等熵压缩。这样，生突跃压缩，然后在锥型流区继续进行等熵压缩。这样，在圆锥面上得到的压强系数在圆锥面上得到的压强系数C Cp p 为正值并为常数，它所产为正值并为常数，它所产生的阻力系数称头部波阻。图中实线为曲母线头部表面生的阻力系数称头部波阻。图中实线为曲母线头部表面压强系数的变化情况。压强系数的变化情况。6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算 在圆锥形头部和圆柱部的结合部，气流向外折转产在圆锥形头部和圆柱部

22、的结合部，气流向外折转产生膨胀波，压强下降，使圆柱部表面压强系数生膨胀波，压强下降，使圆柱部表面压强系数C Cp p突降为突降为负值，然后逐步回升呈曲线形分布。在迎角为零的情况负值，然后逐步回升呈曲线形分布。在迎角为零的情况下，作用在圆柱部上的压强与轴线垂直，不产生阻力。下，作用在圆柱部上的压强与轴线垂直，不产生阻力。6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算 在圆柱部和弹尾结合部，气流再次产生膨胀波，压强在圆柱部和弹尾结合部，气流再次产生膨胀波，压强下降，使弹尾表面压强系数又一次突降为负值。这样在弹下降，使弹尾表面压强系数又一次突降为负值。这样在弹尾部又构成

23、的阻力称为尾部波阻。尾部又构成的阻力称为尾部波阻。 在弹底部截面，气流先膨胀后压缩，产生膨胀波和尾在弹底部截面，气流先膨胀后压缩，产生膨胀波和尾激波。然后向后方流去。由于气流在弹底部会发生分离，激波。然后向后方流去。由于气流在弹底部会发生分离，从而产生一个低压区，形成底部阻力。从而产生一个低压区，形成底部阻力。 因此超音速下迎角为零的弹体阻力系数可写为因此超音速下迎角为零的弹体阻力系数可写为 Cx0= Cxn +Cxt + Cxd + Cxf 式中式中Cxn为头部波阻系数，为头部波阻系数，Cxt为尾部波阻系数；为尾部波阻系数；Cxd为底部为底部阻力系数；阻力系数；Cxf为弹体摩阻系数。为弹体摩

24、阻系数。 图图6-10为具有锥形头部的弹体总阻力系数以及其各为具有锥形头部的弹体总阻力系数以及其各分量随分量随M数的变化情况。数的变化情况。6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算( (一一) )弹头部波阻系数的计算弹头部波阻系数的计算1 1、圆锥形头部、圆锥形头部 圆锥表面压强系数可圆锥表面压强系数可用下列经验公式计算用下列经验公式计算1.7020.0020.0016()pCM其中其中0 0为头部半顶角，以度计。为头部半顶角，以度计。头部波阻头部波阻Xn 为为 当圆锥半顶角当圆锥半顶角050时，按此公式计算，误差不大于时，按此公式计算，误差不大于5%，适用

25、于适用于M 7-8。()nmXppS1.7020.0020.0016()xnpCCM 图图6-11为不同长为不同长径比圆锥形头部波阻径比圆锥形头部波阻系数随系数随M的变化曲线。的变化曲线。6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算上述经验公式适用于上述经验公式适用于10100 04545和和1.5M3.51.5M3.5的范围。的范围。2 2、尖拱形头部、尖拱形头部21.7022196160.0020.0016()114(18)nxnnCMM012tan()2n尖拱形头部的波阻计算公式为尖拱形头部的波阻计算公式为nnmLD式中式中 为头部长径比，或写作为头部长径

26、比，或写作6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算3 3、抛物线形头部、抛物线形头部抛物线形头部的波阻计算公式为抛物线形头部的波阻计算公式为22120.31xnnMCM01tann式中式中 图图6-12给出了曲线给出了曲线形头部激阻系数随形头部激阻系数随M数的变化曲线。数的变化曲线。4 4、平头和半圆头形、平头和半圆头形6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算 弹丸的头部形状较复杂，例如带有引信的头部就不弹丸的头部形状较复杂，例如带有引信的头部就不

27、是尖的，其前端面通常近乎平头或半圆头如图是尖的，其前端面通常近乎平头或半圆头如图6-13所示。所示。由于前端面的中心部分与气流方向垂直，其压强值接近由于前端面的中心部分与气流方向垂直，其压强值接近于滞点值于滞点值p0。这样前端的横截面积。这样前端的横截面积Sa所带来的阻力不可所带来的阻力不可忽视，要估算进去。图忽视，要估算进去。图6-14给出平头和半圆头两种形状给出平头和半圆头两种形状波阻系数随波阻系数随M数变化曲线。数变化曲线。由引信前端提供的附加阻力系数记为由引信前端提供的附加阻力系数记为Cxa 则则式中式中 是从图是从图6-14查得的。查得的。axaxnamSCCSxnaC6.3 6.3

28、 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算( (二二) )弹尾部波阻系数的计算弹尾部波阻系数的计算 弹尾部有收缩形和扩张形两种，采用收缩形尾部的弹尾部有收缩形和扩张形两种，采用收缩形尾部的目的是为了减小底部阻力，因为通过尾部收缩，减少了目的是为了减小底部阻力，因为通过尾部收缩，减少了底部面积，使底部阻力减小。但收缩形尾部上又将出现底部面积，使底部阻力减小。但收缩形尾部上又将出现尾部波阻。因此，选择收缩比的原则应使由于尾部收缩尾部波阻。因此，选择收缩比的原则应使由于尾部收缩产生的波阻与减小了的底阻之和达到最小值。产生的波阻与减小了的底阻之和达到最小值。 此外，收缩形弹尾部对于

29、全弹的纵向静稳定性是不此外，收缩形弹尾部对于全弹的纵向静稳定性是不利的。利的。6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算1 1、截锥形收缩尾部、截锥形收缩尾部参照圆锥波阻公式，对于截锥形收缩尾部为参照圆锥波阻公式，对于截锥形收缩尾部为式中式中t t 是以度记的尾部半锥角是以度记的尾部半锥角经实验修正，在估算中可用下式经实验修正，在估算中可用下式 利用图利用图6-156-15来求抛物线形尾部波阻。先把尾部母线延来求抛物线形尾部波阻。先把尾部母线延长到尾尖顶，甩长到尾尖顶，甩L L1 1表示延长后的尾部长度，尾部长径比为表示延长后的尾部长度，尾部长径比为1 1，t

30、 t表示延长后尾尖处的半顶角，则有表示延长后尾尖处的半顶角，则有 6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算11tant和和2 2、抛物线形收缩尾部、抛物线形收缩尾部 然后按然后按 ， 从曲线中查得从曲线中查得 值，在值，在算出算出 。212tM24xttCxtC 首先由给定的首先由给定的 算出尾算出尾部长径比部长径比 ，然后再求然后再求 和和 从从曲线中查得曲线中查得 ，再算出，再算出 。tdMS， ，2112tandtdttSMS=和221dtMS21mddSSS224()xttdCSxtC6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动

31、力特征计算3 3、锥截形扩张尾部、锥截形扩张尾部 在扩张角不大时，可利用图在扩张角不大时，可利用图6-156-15来求锥截形扩张来求锥截形扩张尾部波阻。尾部波阻。6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算二、弹形系数和阻力系数二、弹形系数和阻力系数 弹丸的外形对空气阻力弹丸的外形对空气阻力有很大影响，为了查明这一有很大影响，为了查明这一影响的大小，可取不同形状影响的大小，可取不同形状的弹丸作实验，测出它们各的弹丸作实验，测出它们各自的自的Cx0M曲线。由不同曲线。由不同形状弹丸阻力系数曲线形状弹丸阻力系数曲线Cx0M的差异就可直接反的差异就可直接反映出弹形的影

32、响。人们曾对映出弹形的影响。人们曾对无翼的旋转炮弹作无翼的旋转炮弹作Cx0 M曲线的实验测定，其结果如曲线的实验测定，其结果如图图6-16所示。所示。 两条不同弹形的两条不同弹形的Cx0 M曲线，其随曲线，其随M数变化的规律数变化的规律大体上是相同的，但曲线高度不同。而且只要两类弹丸弹大体上是相同的，但曲线高度不同。而且只要两类弹丸弹形相差不太大，在同一马赫数形相差不太大，在同一马赫数M1处，其阻力系数比在另处，其阻力系数比在另一马赫数一马赫数M2下的比值是近似相等的。下的比值是近似相等的。即即01020102()().()()xxxxCMCMCMCM常数 根据这一性质，可找到估算空气阻力的简

33、便方法。根据这一性质，可找到估算空气阻力的简便方法。这就是预先选定一个或一组特定形状的弹丸作为标准这就是预先选定一个或一组特定形状的弹丸作为标准弹丸，将它的阻力系数曲线仔细测定出来，如果是一弹丸，将它的阻力系数曲线仔细测定出来，如果是一组弹，则取其平均值。以组弹，则取其平均值。以 记之。于是对其它新记之。于是对其它新设计的弹丸，只要与标准弹形相差不太大，其阻力系设计的弹丸，只要与标准弹形相差不太大，其阻力系数数 与与 就存在下列关系就存在下列关系0 xCM（）0 xCM（）0 xCM（）6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算 这样只要测出某一个速度这样只要

34、测出某一个速度M1时的时的 值值,然后定然后定出比值出比值 ,其他速度其他速度M2时的时的 值即可求出值即可求出02xCM（）0022()()xxCMiCM6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算 所以比值所以比值 i 说明了该弹丸外形与标准弹的外形相差说明了该弹丸外形与标准弹的外形相差程度，称之为弹形系数。通常人们把标准弹的程度，称之为弹形系数。通常人们把标准弹的 曲曲线称为阻力定律。早期有西亚切阻力定律，它用的标准线称为阻力定律。早期有西亚切阻力定律，它用的标准弹是一组尖拱形弹头，弹是一组尖拱形弹头，n=1.21.5。 后来，为适应速度较高较细长弹丸的需

35、要，又选取后来，为适应速度较高较细长弹丸的需要，又选取了一组弹头长度了一组弹头长度n=33.5的弹丸，测出的弹丸，测出 曲线平均值，曲线平均值，称称43年阻力定律。年阻力定律。6.3 6.3 迎角为零时弹体空气动力特征计算迎角为零时弹体空气动力特征计算图图6-176-17给出西亚切阻力定律与给出西亚切阻力定律与4343年阻力定律的年阻力定律的 曲线。曲线。 对于近代旋转稳定弹，按对于近代旋转稳定弹，按19431943年阻力定律年阻力定律i i4343=0.85-1.0=0.85-1.0 按西亚切定律按西亚切定律i ic c=0.45-0.5=0.45-0.5 综上所述，可以看到综上所述，可以看到弹形系数弹形系数i i具有以下性质：具有以下性质：(1) i(1) i取决于弹丸的形状而取决于弹丸的形状而与弹径无关；与弹径无关；(2) i(2) i取决于所取的阻力定取决于所取的阻力定律，即弹形系数律，即弹形系数i i是对给定是对给定的阻力定律而言的。的阻力定律而言的。