摘要: 本文研究的对象是以小迎角、小侧滑角和一般超音速飞行的旋转弹翼式“X-X”型导弹。当它偏转弹翼进行俯仰和偏航控制时,弹翼部分的不对称绕流会在弹翼上产生不对称载荷分布,从而诱导出滚转力矩。本文主要依据空气动力学中的细长体理论;在这个理论关于厚度问题、迎角问题和侧滑角问题的基础上,著重对两对弹翼偏转一定角度后,因气动干扰而在弹翼上产生的各种气动载荷进行了研究,并由此得出了弹翼部分诱导滚转力矩的计算公式。可以看到,它的大小与导弹的飞行条件、气动外形和操纵情况有关,一般情况下它是不大的。
杨秋澄;亢清珍. 超音速旋转弹翼式“X-X”型导弹弹翼部分的诱导滚转力矩[J]. 航空学报, 1983, 4(1): 8-15.
Yang Qiucheng;Kang Qingzhen. INDUCED ROLLING MOMENT ON WINGS OF A MISSILE WITH TILT-WINGS IN "X-X" CONFIGURATION AT SUPERSONIC SPEEDS[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 1983, 4(1): 8-15.