【摘 要】
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本文主要依据空气动力学中的细长体理论,详细研究了旋转弹翼式《X-X》型导弹以小迎角、小侧滑角和一般超音速飞行时,当弹翼偏转一定角度后,在弹翼上产生的不对称载荷分布,从
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本文主要依据空气动力学中的细长体理论,详细研究了旋转弹翼式《X-X》型导弹以小迎角、小侧滑角和一般超音速飞行时,当弹翼偏转一定角度后,在弹翼上产生的不对称载荷分布,从而得出了计算弹翼部分的诱导滚转力矩的公式.并且指出,对于这种气动外形的导弹,这部分的诱导滚转力矩是不大的.
In this paper, based on the slender body theory in aerodynamics, when the missile is deflected at a certain angle with a small angle of attack, a small side slip angle and a general supersonic flight in detail, The asymmetric load distribution on the missile wing leads to the formula for calculating the induced torsional moment of the wing part and points out that for this aerodynamic profile missile the induced torsional moment is not large.
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