单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,基于MissileDatcom的气动特性分析,Missile Datcom based Missile Aerodynamics Analysis,航天学院 吴鹏辉,目录,软件介绍,参数,结果及分析,计算过程,软件介绍,Missile Datcom 软件的全称为Missile Data Compendium，是由美国空军飞行力学试验室开发的一款气动力工程计算软件。,Missile Datcom承受了部件组合法、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。随着技术的进展和试验数据的积存，该程序截止至1997年已先后公布了7个版本，并至2023年仍不断对其进展修订和补充。,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特殊普遍，根本成为美国飞行器总体设计部门必备的程序。,软件介绍,适用于传统外型设计：,拥有轴对称和椭圆外形的弹身，弹体头锥外形可为锥形、尖拱、指数、哈克以及冯卡门5种曲线，适用长细比范围228；,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一样的翼段，依据通常的纵向位置围绕弹体，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0.54，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：,1,2,3 or 4,）,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的尺寸如以以下图：,M910,三维图,M910,尺寸图,导弹参数,查阅资料得到F4的尺寸如以以下图：,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，依据查阅到的参数资料。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飞行条件。飞行条件参照论文,计算过程,依据M910的平面图，比照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以以下图：,计算过程,我们随后计算F4的气动特性，依据查阅到的参数资料。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飞行条件。飞行条件参照论文,计算过程,依据F4的平面图，比照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以以下图：,计算过程,依据F4的平面图，比照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，比照F4和M910的升力曲线。我们觉察，两者的升力曲线的变化趋势根本全都。两者同时在攻角50时到达升力系数峰值，峰值略有差异。这是由于两者弹体差异导致。,两者升力系数在攻角小于40时呈线性，斜率约等于。两在攻角大于50时开头失速。,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，一些战术在执行作战任务时，有时候需要进展大过载、大攻角机动。这是合理的。,但是，什么缘由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1230之间。而M910和F4的失速攻角一度到达50多度。是什么造成这两者之间的差异呢。,我们知道和一般飞机相比，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缘由。,为了验证这一猜测，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。再计算这种状况下的气动特性。,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。比照原图我们看到，移动翼面之后的升力系数曲线变化很小，几乎很难看出区分。,但是，扩展翼面之后我们觉察，升力系数曲线发生了较大转变。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缘由是由于承受了无翼面构造或者小翼面构造。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，比照F4和M910的阻力系数曲线。我们觉察，两者的升力曲线的变化趋势根本全都。两者皆在马赫数为1.2时到达峰值。且在马赫数为1四周即跨音速时，阻力系数发生猛烈变化。这也是由于跨音速时，激波形成，导致阻力猛烈增大。,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，比照F4和M910的升阻比曲线。我们觉察，两者的升阻比曲线的变化趋势根本全都。,从图中看出，M910的升阻比在攻角为16时到达峰值，约为2.3。,F4的升阻比在攻角为8时到达峰值，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。所以升阻比到达峰值时的攻角更小。,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，比照F4和M910的压心位置随马赫数变化曲线。我们觉察，两者的压心位置曲线的变化趋势根本全都。,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1四周，压心位置发生猛烈变化。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猛烈变化。从而导致压心位置发生猛烈变化。,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缘由是什么呢。,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缘由是否有可能是尾翼。,所以，如左图所示，我们将F4的尾翼去除。然后计算这种状况下的压心位置。,比照原图，找出其中的差异的缘由。,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根本全都。,但是认真观看觉察，去除尾翼后的压心位置坐标全部为正，明显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。简洁来说，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,左以以下图所示，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。,比照两图，我们可以看出根本的变化趋势全都，左以以下图纵坐标的单位为/rad。所以两图的峰值也根本全都。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，这也说明白datcom计算的结果准确度不高。,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,左以以下图是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。比照看出，datcom的计算结果与试验值的曲线变化趋势较为接近。在马赫数1.2时，法向力系数到达峰值。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,左以以下图是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。比照看出，datcom的计算结果与试验值的曲线变化趋势较为接近。在马赫数时，俯仰力矩系数减小。马赫数时，曲线呈增长趋势。,结果,&,分析,综合所述，datcom在计算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到达特殊高的准确度，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特殊普遍，根本成为美国飞行器总体设计部门必备的程序。,我们在寻常的学习过程中，可以使用datcom对不同模型进展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生疏，便于我们更加直观的了解不同的气动构型的特性。,感谢倾听！,Thanks for listening,！,