基于Datcom的某靶彈氣動(dòng)參數(shù)快速估算

陳暢

摘 要： Missile Datcom是由美國空軍開發(fā)的一套用于估算導(dǎo)彈氣動(dòng)參數(shù)的軟件，在飛行器方案設(shè)計(jì)階段具有較高的實(shí)用價(jià)值。針對(duì)某靶彈在不同攻角、馬赫數(shù)下的阻力、升力系數(shù)，利用Fluent軟件計(jì)算結(jié)果與Datcom軟件的估算結(jié)果進(jìn)行了比較分析。結(jié)果表明，在方案設(shè)計(jì)階段采用Datcom軟件進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)估算精度在可接受范圍內(nèi)，具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

關(guān)鍵詞： 靶彈；氣動(dòng)參數(shù)；快速估算

1 引言

飛行器空氣動(dòng)力計(jì)算是飛行器設(shè)計(jì)中很重要的工作之一，在飛行器方案設(shè)計(jì)階段，經(jīng)濟(jì)而快速地計(jì)算其氣動(dòng)參數(shù)十分重要。雖然計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法可以較準(zhǔn)確的計(jì)算導(dǎo)彈氣動(dòng)參數(shù)，但其計(jì)算量太大，而方案階段飛行器的外形會(huì)進(jìn)行反復(fù)優(yōu)化、修改，外形每修改一次CFD軟件都要重新建模和計(jì)算，會(huì)消耗較長的計(jì)算時(shí)間和人力成本，因而在方案設(shè)計(jì)階段很難得到應(yīng)用。而采用美國空軍開發(fā)的Missile Datcom軟件可快速預(yù)估一系列飛行器氣動(dòng)外形，該程序在一定范圍內(nèi)對(duì)于不同飛行條件下飛行器的各種氣動(dòng)外形具有較強(qiáng)的適應(yīng)性，在美國飛行器方案設(shè)計(jì)和初步設(shè)計(jì)過程中應(yīng)用非常普遍，基本成為其飛行器總體設(shè)計(jì)部門所必備的程序。本文采用Datcom軟件對(duì)某靶彈在不同攻角、馬赫數(shù)下的阻力、升力系數(shù)進(jìn)行了估算，并與CFD計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。

2 Datcom軟件概述

Missile DATCOM使用Fortran90語言，采用部件組合和模塊化等方法，并匯集了美國數(shù)十年來的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，針對(duì)常見氣動(dòng)外形的導(dǎo)彈在小迎角條件下（α<15°）的估算結(jié)果具有較高精度，適合在導(dǎo)彈初步設(shè)計(jì)過程中，經(jīng)濟(jì)而快速地計(jì)算其氣動(dòng)參數(shù)。

Missile DATCOM軟件可用于的導(dǎo)彈外形如下：

1）軸對(duì)稱彈身、橢圓截面彈身；

2）動(dòng)力裝置可以為吸氣式；

3）氣動(dòng)升力面為1組到4組，每組最多8個(gè)翼或舵，每個(gè)翼或舵縱向位置相同；

4）每個(gè)氣動(dòng)升力面可獨(dú)立偏轉(zhuǎn)，也可以全動(dòng)偏轉(zhuǎn)，還可以采用后緣襟翼偏轉(zhuǎn)。

3 計(jì)算與分析

靶彈的氣動(dòng)布局采用兩級(jí)串聯(lián)，Ⅱ級(jí)為平置型、鴨式、中單翼，在主翼的兩端設(shè)有垂翼呈“H”型布局，Ⅰ級(jí)的尾部安裝有四片穩(wěn)定尾翼呈“X”型布置，全彈為串聯(lián)式“H+X”型布局，靶彈Ⅰ+Ⅱ級(jí)外形如圖1所示。由于文章篇幅，本文后續(xù)的計(jì)算與分析只針對(duì)靶彈Ⅱ級(jí)進(jìn)行。

3.1 CFD計(jì)算

首先對(duì)靶彈Ⅱ級(jí)進(jìn)行CFD氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算，計(jì)算采用的軟件為FLUENT。選取飛行條件為海拔10km，標(biāo)準(zhǔn)大氣，選擇在7個(gè)馬赫數(shù)（0.6、0.8、1.0、1.2、1.5、2、2.5），7個(gè)攻角（0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°）下建模計(jì)算。由于靶彈為面對(duì)稱形，故使用FLUNENT前處理軟件Gambit對(duì)靶彈建立半模型，而后導(dǎo)入FLUENT，選擇基于密度的顯式求解器，湍流模型采用k-ω雙方程模型及雷諾應(yīng)力模型。計(jì)算結(jié)果見圖2和圖3。

3.2 Datcom計(jì)算

選擇在7個(gè)馬赫數(shù)（0.6、0.8、1.0、1.2、1.5、2、2.5）、10個(gè)攻角（-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°、14°）狀態(tài)對(duì)靶彈Ⅱ級(jí)進(jìn)行了計(jì)算，計(jì)算耗時(shí)很短，只需數(shù)分鐘便可完成計(jì)算，計(jì)算卡片填寫耗時(shí)半天。限于篇幅，文中只給出了馬赫數(shù)為0.6和1.5的計(jì)算結(jié)果。

（1）靶彈Ⅱ級(jí)零升阻力系數(shù)

靶彈Ⅱ級(jí)零升阻力系數(shù)結(jié)果見圖2。從圖2可以看出，零升阻力系數(shù)Datcom計(jì)算結(jié)果在超音速時(shí)略大于CFD計(jì)算結(jié)果，在亞聲速范圍內(nèi)，Datcom計(jì)算結(jié)果要小于計(jì)算結(jié)果，在1.2Ma附近零升阻力達(dá)到最大0.54。在亞聲速范圍內(nèi)，CFD計(jì)算誤差約為8%～10%；在超音速范圍內(nèi)，CFD計(jì)算誤差約為9%。因此，為提高飛行效率，應(yīng)盡量避免在1Ma～1.4Ma速度范圍內(nèi)長時(shí)間飛行。

（2）靶彈Ⅱ級(jí)法向力系數(shù)

靶彈在Ⅱ級(jí)法向力系數(shù)結(jié)果見圖3。從圖3可以看出在不同馬赫數(shù)下法向力系數(shù)Datcom計(jì)算結(jié)果和CFD計(jì)算結(jié)果均比較接近，誤差基本在5%以內(nèi)，靶彈Ⅱ級(jí)法向力系數(shù)線性度較好。

3.3 對(duì)比分析

從上述計(jì)算結(jié)果可以看出，法向力系數(shù)Datcom計(jì)算結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果吻合較好，誤差在5%以內(nèi)，滿足工程估算精度要求；但零升阻力系數(shù)Datcom計(jì)算結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果偏差相對(duì)較大，誤差在10%以內(nèi)，但仍能夠用于方案階段的工程估算。CFD方法理論上可以直接對(duì)全彈進(jìn)行N-S方程計(jì)算，從而得出較精確的阻力值，但此方法要求有較高的計(jì)算能力，成本較高。Datcom在計(jì)算阻力時(shí)出現(xiàn)的偏差有待通過部件組合法逐項(xiàng)分析軟件中各部分軸向力，再依據(jù)導(dǎo)彈外形做修正，從而得出更精確的計(jì)算結(jié)果。

4 結(jié)束語

通過某靶彈的CFD計(jì)算結(jié)果和Datcom軟件估算結(jié)果對(duì)比分析表明：

1）在一定范圍內(nèi)Datcom軟件能夠提供較高精度的估算值，基本滿足靶彈方案設(shè)計(jì)階段的氣動(dòng)參數(shù)估算要求，具有一定工程應(yīng)用價(jià)值。

2）Datcom使用方便快捷，避免了CFD軟件計(jì)算周期長、建模復(fù)雜等缺點(diǎn)，大大節(jié)約靶彈方案設(shè)計(jì)成本，對(duì)靶彈方案設(shè)計(jì)及優(yōu)化設(shè)計(jì)具有重要意義。

3）Datcom對(duì)部分氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算精度不夠的情況可以通過部件組合法進(jìn)行修正，后續(xù)將加以改進(jìn)和完善。

參考文獻(xiàn)

[1] 楊維維，陳小前，李曉斌，等.通用導(dǎo)彈氣動(dòng)力計(jì)算軟件Datcom的開發(fā)與校驗(yàn)[J].固體火箭技術(shù)，2006，3：161-164.

[2] Blake W B.Missile datcom：user's manual[R].USAF Research Laboratory Report AFRL-VA-WP-TR-1998-3009，Wright-Patterson AFB，OH，3009.1998.