datcom-計(jì)算導(dǎo)彈氣動(dòng)參數(shù)概述

基于MissileDatcom的導(dǎo)彈氣動(dòng)特性分析MissileDatcombasedMissileAerodynamicsAnalysis航天學(xué)院吳鵬輝目錄軟件介紹導(dǎo)彈參數(shù)結(jié)果及分析計(jì)算過程軟件介紹MissileDatcom軟件的全稱為MissileDataCompendium，是由美國空軍飛行力學(xué)試驗(yàn)室開發(fā)的一款氣動(dòng)力工程計(jì)算軟件。MissileDatcom接受了部件組合法、模塊化法（數(shù)據(jù)模塊化和方法模塊化）。由于其充分利用了美國空軍幾十年來的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，因此它具有較強(qiáng)的適應(yīng)性和較高精度。隨著技術(shù)的發(fā)展和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的積累，該程序截止至1997年已先后發(fā)布了7個(gè)版本，并至2002年仍不斷對(duì)其進(jìn)行修訂和補(bǔ)充。由于其顯著的優(yōu)點(diǎn)，該程序在美國飛行器方案設(shè)計(jì)和初步分析過程中應(yīng)用特殊普遍，基本成為美國飛行器總體設(shè)計(jì)部門必備的程序。軟件介紹適用于傳統(tǒng)導(dǎo)彈外型設(shè)計(jì)：擁有軸對(duì)稱和橢圓外形的彈身，彈體頭錐形態(tài)可為錐形、尖拱、指數(shù)、哈克以及馮?卡門5種曲線，適用長細(xì)比范圍2~28；頭部和尾部沿彈體有一至四組舵，每一組舵都可有一至八個(gè)相同的翼段，依據(jù)通常的縱向位置環(huán)繞彈體，在同一縱向位置繞彈體分布的翼組，彈翼可自定義輸入，也可以用NACA系列的名稱定義，翼剖面可為六邊形、圓弧、NACA型及用戶自定義型，運(yùn)用展弦比范圍為0.5~4，每組舵可自由偏轉(zhuǎn)；擁有吸氣式動(dòng)力裝置。軟件介紹列表輸入FLTCON飛行條件（攻角、海拔等）REFQ參考量（參考面積、長度等）AXIBOD軸對(duì)稱布局ELLBOD橢圓機(jī)身布局PROTUB機(jī)身突出物FINSETn對(duì)舵的描述（n為舵數(shù)：1,2,3or4）DEFLCT翼面傾角（偏轉(zhuǎn)）值TRIM配平信息INLET進(jìn)氣口外形EXPR試驗(yàn)數(shù)據(jù)軟件的輸入?yún)?shù)如下表：導(dǎo)彈參數(shù)查閱資料得到M910的尺寸如下圖：M910三維圖M910尺寸圖導(dǎo)彈參數(shù)查閱資料得到F4的尺寸如下圖：F4的三維圖F4的尺寸圖計(jì)算過程我們首先計(jì)算M910的氣動(dòng)特性，依據(jù)查閱到的導(dǎo)彈參數(shù)資料。我們計(jì)算出MD計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)。依次填入MD的GUI界面。首先定義計(jì)算運(yùn)用的單位以及導(dǎo)彈飛行條件。（飛行條件參照論文）計(jì)算過程依據(jù)M910的平面圖，對(duì)比MD對(duì)彈體參數(shù)的定義。參數(shù)填寫如下右圖所示：計(jì)算過程對(duì)彈體參考參數(shù)的設(shè)定如下圖：計(jì)算過程我們隨后計(jì)算F4的氣動(dòng)特性，依據(jù)查閱到的導(dǎo)彈參數(shù)資料。我們計(jì)算出MD計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)。依次填入MD的GUI界面。首先定義計(jì)算運(yùn)用的單位以及導(dǎo)彈飛行條件。（飛行條件參照論文）計(jì)算過程依據(jù)F4的平面圖，對(duì)比MD對(duì)彈體參數(shù)的定義。參數(shù)填寫如下右圖所示：計(jì)算過程對(duì)彈體參考參數(shù)的設(shè)定如下圖：計(jì)算過程依據(jù)F4的平面圖，對(duì)比MD對(duì)彈翼參數(shù)的定義。參數(shù)填寫如下右圖所示：結(jié)果&分析升力特性分析Ma=0.8，M910升力系數(shù)隨攻角變更曲線Ma=0.8，F(xiàn)4升力系數(shù)隨攻角變更曲線我們?nèi)●R赫數(shù)為0.8，對(duì)比F4和M910的升力曲線。我們發(fā)覺，兩者的升力曲線的變更趨勢基本一樣。兩者同時(shí)在攻角50°時(shí)達(dá)到升力系數(shù)峰值，峰值略有差別。這是由于兩者彈體差別導(dǎo)致。兩者升力系數(shù)在攻角小于40°時(shí)呈線性，斜率約等于π。兩導(dǎo)彈在攻角大于50°時(shí)起先失速。從整體來看，升力曲線趨勢均正常，但是失速攻角偏大。我們知道，一些戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈在執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)，有時(shí)候須要進(jìn)行大過載、大攻角機(jī)動(dòng)。這是合理的。但是，什么緣由導(dǎo)致失速攻角如此大呢？結(jié)果&分析升力特性分析查閱資料，我們知道一般飛機(jī)的失速攻角大約在12~30°之間。而M910和F4的失速攻角一度達(dá)到50多度。是什么造成這兩者之間的差別呢。我們知道和一般飛機(jī)相比，M910和F4彈體沒有彈翼。那么有可能這就是造成失速攻角較大的緣由。為了驗(yàn)證這一猜想，我們將F4的外形布局做如左圖的改動(dòng)。首先，我們將尾翼平移至較為靠前的位置。計(jì)算氣動(dòng)特性。而后，我們將尾翼展長增加。再計(jì)算這種狀況下的氣動(dòng)特性。結(jié)果&分析升力特性分析Ma=0.8，F(xiàn)4升力系數(shù)隨攻角變更曲線計(jì)算結(jié)果如左圖。對(duì)比原圖我們看到，移動(dòng)翼面之后的升力系數(shù)曲線變更很小，幾乎很難看出區(qū)分。但是，擴(kuò)展翼面之后我們發(fā)覺，升力系數(shù)曲線發(fā)生了較大變更。首先，我們看到峰值由原來的3.2下降到2.4。最重要的是失速攻角由50°減小到20°。綜合上述結(jié)果，我們可以得出結(jié)論。F4和M910失速攻角很大的主要緣由是由于接受了無翼面結(jié)構(gòu)或者小翼面結(jié)構(gòu)。由于沒有翼面，所以在攻角增大的時(shí)候，升力系數(shù)對(duì)攻角敏感度增大。失速攻角加速到來，所以導(dǎo)致失速攻角由50°驟減至20°。Ma=0.8，移動(dòng)翼面后F4升力系數(shù)隨攻角變更曲線Ma=0.8，擴(kuò)展翼面后F4升力系數(shù)隨攻角變更曲線結(jié)果&分析阻力特性分析攻角3°，F(xiàn)4阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線我們?nèi)」ソ菫?°，對(duì)比F4和M910的阻力系數(shù)曲線。我們發(fā)覺，兩者的升力曲線的變更趨勢基本一樣。兩者皆在馬赫數(shù)為1.2時(shí)達(dá)到峰值。且在馬赫數(shù)為1旁邊即跨音速時(shí)，阻力系數(shù)發(fā)生猛烈變更。這也是由于跨音速時(shí)，激波形成，導(dǎo)致阻力猛烈增大。整體來看，M910的阻力系數(shù)要大于F4。這是由于兩者彈體外形以及具體參數(shù)不同造成的。這于原論文中的阻力曲線也較為符合。攻角3°，M910阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線結(jié)果&分析升阻比特性分析Ma=0.8，M910升阻比隨攻角變更曲線Ma=0.8，F(xiàn)4升阻比隨攻角變更曲線我們?nèi)●R赫數(shù)為0.8，對(duì)比F4和M910的升阻比曲線。我們發(fā)覺，兩者的升阻比曲線的變更趨勢基本一樣。從圖中看出，M910的升阻比在攻角為16°時(shí)達(dá)到峰值，約為2.3。F4的升阻比在攻角為8°時(shí)達(dá)到峰值，約為4.0。兩者峰值差距，主要是由于F4由一組尾翼。在攻角增大過程中升力增加更快，并且由于失速攻角更小。所以升阻比達(dá)到峰值時(shí)的攻角更小。結(jié)果&分析壓心位置分析攻角3°，M910的氣動(dòng)中心位置隨馬赫數(shù)變更曲線攻角3°，F(xiàn)4的氣動(dòng)中心位置隨馬赫數(shù)變更曲線我們?nèi)」ソ菫?°，對(duì)比F4和M910的壓心位置隨馬赫數(shù)變更曲線。我們發(fā)覺，兩者的壓心位置曲線的變更趨勢基本一樣。查閱資料得知，這種變更趨勢屬于正常變更曲線。從圖中看到，在馬赫數(shù)1旁邊，壓心位置發(fā)生猛烈變更。這是由于在跨聲速時(shí)，由于形成激波，導(dǎo)致彈體氣動(dòng)特性發(fā)生猛烈變更。從而導(dǎo)致壓心位置發(fā)生猛烈變更。從圖中可以看到，M910的壓心位置為正，這說明壓心位于質(zhì)心之前，所以M910屬于靜不穩(wěn)定型。而F4壓心為負(fù)，說明壓心位于質(zhì)心之后，屬靜穩(wěn)定型。那么導(dǎo)致這種不同的緣由是什么呢。結(jié)果&分析壓心位置分析從F4于M910的外形來看，兩者之間最大的差距就是有無尾翼。所以，我們考慮，造成兩者穩(wěn)定性差異的緣由是否有可能是尾翼。所以，如左圖所示，我們將F4的尾翼去除。然后計(jì)算這種狀況下的壓心位置。對(duì)比原圖，找出其中的差異的緣由。結(jié)果&分析壓心位置分析攻角3°，F(xiàn)4的氣動(dòng)中心位置隨馬赫數(shù)變更曲線計(jì)算結(jié)果如左下角圖所示。從整體趨勢上來看，兩者壓心位置曲線的變更趨勢基本一樣。但是細(xì)致視察發(fā)覺，去除尾翼后的壓心位置坐標(biāo)全部為正，明顯壓心位置由原來的質(zhì)心后移動(dòng)到質(zhì)心前。彈體變成了靜不穩(wěn)定型。所以綜合之前的曲線我們得出結(jié)論。導(dǎo)致F4和M910壓心位置差異的主要因素是彈翼。簡潔來說，尾翼使得彈體由靜不穩(wěn)定型轉(zhuǎn)變成靜穩(wěn)定型。這也從另一個(gè)角度驗(yàn)證了尾翼對(duì)彈體穩(wěn)定性的作用。無彈翼，攻角3°，F(xiàn)4的氣動(dòng)中心位置隨馬赫數(shù)變更曲線結(jié)果&分析法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)分析攻角3°，M910的法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線原論文中，攻角3°，M910的法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線左下圖所示，是M910的法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)變更的曲線。左上圖所示是原文中，通過CFD計(jì)算得到的法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)變更的曲線。對(duì)比兩圖，我們可以看出基本的變更趨勢一樣，左下圖縱坐標(biāo)的單位為/rad。所以兩圖的峰值也基本一樣。這說明我們經(jīng)過datcom計(jì)算得到的曲線是較為合理且符合實(shí)際的。說明我們?cè)O(shè)置的參數(shù)是正確且合理的。從圖中得到，datcom計(jì)算的峰值為3.249，試驗(yàn)得到峰值為2.9。兩者誤差還是較大的，這也表明白datcom計(jì)算的結(jié)果精確度不高。結(jié)果&分析F4法向力系數(shù)攻角3°，F(xiàn)4法向力系數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線原論文中，攻角3°，F(xiàn)4的法向力系數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線左下圖是F4的法向力系數(shù)隨馬赫數(shù)變更的曲線。左上圖曲線是原文中曲線圖。對(duì)比看出，datcom的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值的曲線變更趨勢較為接近。在馬赫數(shù)1.2時(shí)，法向力系數(shù)達(dá)到峰值。峰值為1.3。結(jié)果&分析F4俯仰力矩系數(shù)分析攻角3°，F(xiàn)4的俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線原論文中，攻角3°，F(xiàn)4俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變更曲線左下圖是F4的俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變更的曲線。左上圖曲線是原文中曲線圖。對(duì)比看出，datcom的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值的曲線變更趨勢較為接近。在馬赫數(shù)0.8-1.2時(shí)，俯仰力矩系數(shù)減小。馬赫數(shù)1.2-2.5時(shí)，曲線呈增長趨勢。結(jié)果&分析綜合所述，datcom在計(jì)算導(dǎo)彈氣動(dòng)特性時(shí)具有簡便，快捷，較高精度，較強(qiáng)適應(yīng)