datcom 计算导弹气动参数概述

基于MissileDatcom的导弹气动特性分析MissileDatcombasedMissileAerodynamicsAnalysis航天学院吴鹏辉目录软件介绍导弹参数结果及分析计算过程软件介绍•MissileDatcom软件的全称为MissileDataCompendium，是由美国空军飞行力学实验室开发的一款气动力工程计算软件。•MissileDatcom采用了部件组合法、模块化法（数据模块化和方法模块化）。由于其充分利用了美国空军几十年来的风洞试验数据，因此它具有较强的适应性和较高精度。随着技术的发展和试验数据的积累，该程序截止至1997年已先后发布了7个版本，并至2002年仍不断对其进行修订和补充。•由于其显著的优点，该程序在美国飞行器方案设计和初步分析过程中应用非常普遍，基本成为美国飞行器总体设计部门必备的程序。软件介绍适用于传统导弹外型设计：•拥有轴对称和椭圆外形的弹身，弹体头锥形状可为锥形、尖拱、指数、哈克以及冯∙卡门5种曲线，适用长细比范围2~28；•头部和尾部沿弹体有一至四组舵，每一组舵都可有一至八个相同的翼段，按照通常的纵向位置环绕弹体，在同一纵向位置绕弹体分布的翼组，弹翼可自定义输入，也可以用NACA系列的名称定义，翼剖面可为六边形、圆弧、NACA型及用户自定义型，使用展弦比范围为0.5~4，每组舵可自由偏转；•拥有吸气式动力装置。软件介绍列表输入FLTCON飞行条件（攻角、海拔等）REFQ参考量（参考面积、长度等）AXIBOD轴对称布局ELLBOD椭圆机身布局PROTUB机身突出物FINSETn对舵的描述（n为舵数：1,2,3or4）DEFLCT翼面倾角（偏转）值TRIM配平信息INLET进气口外形EXPR试验数据软件的输入参数如下表：导弹参数查阅资料得到M910的尺寸如下图：M910三维图M910尺寸图导弹参数查阅资料得到F4的尺寸如下图：F4的三维图F4的尺寸图计算过程我们首先计算M910的气动特性，根据查阅到的导弹参数资料。我们计算出MD计算气动参数。依次填入MD的GUI界面。首先定义计算使用的单位以及导弹飞行条件。（飞行条件参照论文）计算过程根据M910的平面图，对比MD对弹体参数的定义。参数填写如下右图所示：计算过程对弹体参考参数的设定如下图：计算过程我们随后计算F4的气动特性，根据查阅到的导弹参数资料。我们计算出MD计算气动参数。依次填入MD的GUI界面。首先定义计算使用的单位以及导弹飞行条件。（飞行条件参照论文）计算过程根据F4的平面图，对比MD对弹体参数的定义。参数填写如下右图所示：计算过程对弹体参考参数的设定如下图：计算过程根据F4的平面图，对比MD对弹翼参数的定义。参数填写如下右图所示：结果&分析升力特性分析Ma=0.8，M910升力系数随攻角变化曲线Ma=0.8，F4升力系数随攻角变化曲线我们取马赫数为0.8，对比F4和M910的升力曲线。我们发现，两者的升力曲线的变化趋势基本一致。两者同时在攻角50°时达到升力系数峰值，峰值略有差别。这是由于两者弹体差别导致。两者升力系数在攻角小于40°时呈线性，斜率约等于π。两导弹在攻角大于50°时开始失速。从整体来看，升力曲线趋势均正常，但是失速攻角偏大。我们知道，一些战术导弹在执行作战任务时，有时候需要进行大过载、大攻角机动。这是合理的。但是，什么原因导致失速攻角如此大呢？结果&分析升力特性分析查阅资料，我们知道一般飞机的失速攻角大约在12~30°之间。而M910和F4的失速攻角一度达到50多度。是什么造成这两者之间的差别呢。我们知道和普通飞机相比，M910和F4弹体没有弹翼。那么有可能这就是造成失速攻角较大的原因。为了验证这一猜想，我们将F4的外形布局做如左图的改动。首先，我们将尾翼平移至较为靠前的位置。计算气动特性。而后，我们将尾翼展长增加。再计算这种情况下的气动特性。结果&分析升力特性分析Ma=0.8，F4升力系数随攻角变化曲线计算结果如左图。对比原图我们看到，移动翼面之后的升力系数曲线变化很小，几乎很难看出区别。但是，扩展翼面之后我们发现，升力系数曲线发生了较大改变。首先，我们看到峰值由原来的3.2下降到2.4。最重要的是失速攻角由50°减小到20°。综合上述结果，我们可以得出结论。F4和M910失速攻角很大的主要原因是由于采用了无翼面结构或者小翼面结构。由于没有翼面，所以在攻角增大的时候，升力系数对攻角敏感度增大。失速攻角加速到来，所以导致失速攻角由50°骤减至20°。Ma=0.8，移动翼面后F4升力系数随攻角变化曲线Ma=0.8，扩展翼面后F4升力系数随攻角变化曲线结果&分析阻力特性分析攻角3°，F4阻力系数随马赫数变化曲线我们取攻角为3°，对比F4和M910的阻力系数曲线。我们发现，两者的升力曲线的变化趋势基本一致。两者皆在马赫数为1.2时达到峰值。且在马赫数为1附近即跨音速时，阻力系数发生剧烈变化。这也是由于跨音速时，激波形成，导致阻力剧烈增大。整体来看，M910的阻力系数要大于F4。这是由于两者弹体外形以及具体参数不同造成的。这于原论文中的阻力曲线也较为符合。攻角3°，M910阻力系数随马赫数变化曲线结果&分析升阻比特性分析Ma=0.8，M910升阻比随攻角变化曲线Ma=0.8，F4升阻比随攻角变化曲线我们取马赫数为0.8，对比F4和M910的升阻比曲线。我们发现，两者的升阻比曲线的变化趋势基本一致。从图中看出，M910的升阻比在攻角为16°时达到峰值，约为2.3。F4的升阻比在攻角为8°时达到峰值，约为4.0。两者峰值差距，主要是由于F4由一组尾翼。在攻角增大过程中升力增加更快，并且由于失速攻角更小。所以升阻比达到峰值时的攻角更小。结果&分析压心位置分析攻角3°，M910的气动中心位置随马赫数变化曲线攻角3°，F4的气动中心位置随马赫数变化曲线我们取攻角为3°，对比F4和M910的压心位置随马赫数变化曲线。我们发现，两者的压心位置曲线的变化趋势基本一致。查阅资料得知，这种变化趋势属于正常变化曲线。从图中看到，在马赫数1附近，压心位置发生剧烈变化。这是由于在跨声速时，由于形成激波，导致弹体气动特性发生剧烈变化。从而导致压心位置发生剧烈变化。从图中可以看到，M910的压心位置为正，这说明压心位于质心之前，所以M910属于静不稳定型。而F4压心为负，说明压心位于质心之后，属静稳定型。那么导致这种不同的原因是什么呢。结果&分析压心位置分析从F4于M910的外形来看，两者之间最大的差距就是有无尾翼。所以，我们考虑，造成两者稳定性差异的原因是否有可能是尾翼。所以，如左图所示，我们将F4的尾翼去除。然后计算这种情况下的压心位置。对比原图，找出其中的差异的原因。结果&分析压心位置分析攻角3°，F4的气动中心位置随马赫数变化曲线计算结果如左下角图所示。从整体趋势上来看，两者压心位置曲线的变化趋势基本一致。但是仔细观察发现，去除尾翼后的压心位置坐标全部为正，显然压心位置由原来的质心后移动到质心前。弹体变成了静不稳定型。所以综合之前的曲线我们得出结论。导致F4和M910压心位置差异的主要因素是弹翼。简单来说，尾翼使得弹体由静不稳定型转变成静稳定型。这也从另一个角度验证了尾翼对弹体稳定性的作用。无弹翼，攻角3°，F4的气动中心位置随马赫数变化曲线结果&分析法向力系数导数分析攻角3°，M910的法向力系数导数随马赫数变化曲线原论文中，攻角3°，M910的法向力系数导数随马赫数变化曲线左下图所示，是M910的法向力系数导数随马赫数变化的曲线。左上图所示是原文中，通过CFD计算得到的法向力系数导数随马赫数变化的曲线。对比两图，我们可以看出基本的变化趋势一致，左下图纵坐标的单位为/rad。所以两图的峰值也基本一致。这说明我们经过datcom计算得到的曲线是较为合理且符合实际的。说明我们设置的参数是正确且合理的。从图中得到，datcom计算的峰值为3.249，试验得到峰值为2.9。两者误差还是较大的，这也表明了datcom计算的结果精确度不高。结果&分析F4法向力系数攻角3°，F4法向力系数随马赫数变化曲线原论文中，攻角3°，F4的法向力系数随马赫数变化曲线左下图是F4的法向力系数随马赫数变化的曲线。左上图曲线是原文中曲线图。对比看出，datcom的计算结果与实验值的曲线变化趋势较为接近。在马赫数1.2时，法向力系数达到峰值。峰值为1.3。结果&分析F4俯仰力矩系数分析攻角3°，F4的俯仰力矩系数随马赫数变化曲线原论文中，攻角3°，F4俯仰力矩系数随马赫数变化曲线左下图是F4的俯仰力矩系数随马赫数变化的曲线。左上图曲线是原文中曲线图。对比看出，datcom的计算结果与实验值的曲线变化趋势较为接近。在马赫数0.8-1.2时，俯仰力矩系数减小。马赫数1.2-2.5时，曲线呈增长趋势。结果&分析•综合所述，datcom在计算导弹气动特性时具有简便，快捷，较高精度，较强适应性等优点。但是其计算结果不能达到非常高的精确度，一般被用于飞行器的初步设计。•因此该程序在美国飞行器方案设计和初步分析过程中应用非常普遍，基本成为美国飞行器总体设计部门必备的程序。•我们在平时的学习过程中，可以使用datcom对不同模型进行气动特性的初步分析，这也可以进一步加深对空气动力学的理解和认识，便于我们更加直观的了解不同的气动构型的特性。谢谢聆听！Thanksforlistening！