MISSILE DATCOM使用教程_LI.ppt

MISSLE DATCOMMissile Datcom软件件简介介•Missile Datcom 软件的全称为Missile Data Compendium，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•Missile Datcom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Missile Datcom的适用范的适用范围输入/输出文件程序的运行需要用到以下11个文件：•for002.dat•for003.dat•for004.dat•for005.dat——用户输入文件；•for006.dat——程序输出文件；•for007.dat•……•for012.dat输入说明输入到计算机程序的方案往往是以一种列表和控制卡片的混合方式•输入可以从任意列开始，且可按任一顺序输入；•所有数字输入的命名都使用能帮助记忆的（变量）名字；•程序输入“标识符”大量减少。

这一过程是在单通道下运行的查错程序，所有的错误都在这次“单独”的运行中被查出•单位制可以是英尺、英寸、米或厘米默认为英尺•导数可以用度或弧度表示默认为度•几何外形可以由形状类型或表面坐标来确定•翼剖面可以是用户自定义，NACA或超音速形状的剖面默认六边形超音速翼型•布局可以在一个已知的侧滑角下运行并随机身攻角而变化，或者在一已知气动滚转角下运行并改变总攻角•飞行状态可以由用户自定义，或设置为标准大气模型用风洞试验情况来模拟实际飞行状态也是可行的默认飞行状态为零高度输入说明列表的输入•列表的输入是独立的，可以从任一列开始•相同列表中可以多次输入相同的case 如$REFQ SREF=1.,$ $REFQ LREF=2.,$ $REFQ ROUGH=0.001,$相当于$REFQ SREF=1., LREF=2., ROUGH=0.001,$•一个case中的一个列表变量的最终值就是用于计算的值•某些变量的输入是按照数列而不是单独的值，如果数列表超出一张卡，则在续行页中必须重复声明变量名和数列中第一个续值的索引•列表的输入没有一定的顺序•只有需要进行运行case的列表才进行输入。

例如：$FLTCONNALPHA=20.,ALPHA=0.,2.,4.,6.,8.,10.,12.,14.,16.,18.,20.,ALPFA(12)=22.,24.,28.,32.,36.,40.,44.,48.,52.,NMACH=5.,MACH=0.2,0.8,1.5,2.,3.,ALT=0.,1000.,ALT(3)=20000.,30000.,40000.,$列表的命名列表列表输入入$FLTCON飞行条件（攻角、海拔等）$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翼型翼型结构的每一个构的每一个组成部分都需要一个成部分都需要一个单独的列表独的列表输入因此，一个体入因此，一个体—翼翼—尾的外形尾的外形case输入至少需入至少需要以下列表要以下列表输入入项的每一的每一项因为不是所有的不是所有的变量量都有默都有默认值FLTCON定义飞行条件$AXIBOD或$ELLBOD定义弹体$FINSET1定义最前面的舵$FINSET2定义第一组随后的舵$FINSET3定义第二组随后的舵$FINSET4定义第三组随后的舵程序对整体外形的确定需要每一个部件的列表，即使没有输入任何数据。

以下规则适用于列表的输入：l如果不需要，则可以不包含任何列表l一个列表中不能含有变量除非需要程序的运行由输入提供的数字及数据类型决定l不用对外形描述得过为详细用户的输入优先于程序的计算列表列表FLTCON——飞行条件行条件NALPHA——攻角个数u程序被限制在每个case不超过20个攻角和20个马赫数/海拔高度u雷诺数是不可缺少的，由REN、ALT、MACH或VINF、PINF、TINF构成雷诺数条件（雷诺数计算使用了1962年标准大气模型）u用户输入值优先于程序计算因此，用户可以不考虑任何默认值或标准大气运算ALPHA——攻角（度）BETA——侧滑角（度）PHI——滚转角（度）NMACH——马赫数个数MACH——马赫数ALT——海拔高度REN——单位长度雷诺数PINF——来流静压TINF——来流静温列表列表REFQ——参考量参考量SREF——参考面积uXCG的输入与整体坐标系的原点有关（X=0，见图1），通过SCALE来刻度u可以详细定义表面粗糙高度率（RHR）以代替表面粗糙度高度（ROUGH）RHR可以表示出百万分之一的粗糙度高度变化值的平均算术值LREF——纵向参考长度LATREF——横向参考长度XCG——压心纵向位置ZCG——压心垂直位置BLAYER——边界层类型（全紊流、自然过渡）ROUGH——表面粗糙度高度RHR——表面粗糙度高度率SCALE——飞行器比例因子图1 飞行器几何外形列表列表AXIBOD——轴对称外形称外形X0——弹头端点纵向坐标u此为方案一描述弹身。

u几何外形通常分为前端、中段、尾端形状、全长和每一部分基准直径都要详细说明注意到对于一个完整的构型来说，以上三部分并不是都需要存在的u如果没有定义DEXIT则DEXIT = 0uTRUNC必须置为FALSEuX和R的前五个点必须在球形前端TNOSE——弹头类型（圆锥、尖顶拱、指数、哈克、卡门）POWER——幂次，n，(r/R)=(x/L)^nLNOSE——弹头长度DNOSE——弹头底部直径BNOSE——弹头钝度直径（或截面直径）TRUNC——弹头截断标记（是/否）LCENTR——弹身长度DCENTR——弹身底面直径TAFT——弹体尾部形状（圆锥/圆顶拱）LAFT——弹体尾部长度DAFT——弹体尾部底面直径（大于0且不等于DCENTR）DEXIT——用于计算底部阻力的喷口直径BASE——是否计算底部卷流干扰（.TURE/.FALSE）列表列表PROTUB——突出体外形突出体外形NPROT——突出物组数u一个突出物组由所有突出物中相同轴向位置相同尺寸和形状各组成，只要对每一组突出物的某一个的几何外形进行描述即可一组突出物的个数最多为20个uVCYL，HCYL，BLOCK和FAIRING型的突出物只含一个。

uFAIRING型必须保证一个零偏移量，即使输入非零偏移量程序也会采取零偏移量uLPROT，WPROT，HPROT，OPROT的输入都基于不同突出物类型的输入的成员面按前后顺序排列PTYPE——突出物组的类型XPROT——导弹头部至各突出物组的纵向距离NLOC——各组突出物的个数LPROT——各突出物的长度WPROT——各突出物的宽度HPROT——各突出物的高度OPROT——各突出物的垂直偏量（传感器）（传感器）（点火按钮）（点火按钮）（电气连接）（电气连接）（发射支架）（发射支架）列表列表FINSET——定定义舵舵组数数nSECTYP——翼型类型u翼型类型有HEX,ARC,USER,NACAu用户可以指定多大四组不相交的舵，n为指定舵组数，如果n=0或省略则会产生输入错误u用户选择翼型曲线“折点”，一个折点还能说明机翼部分的变化，但是这部分机翼必须为相同类型SSPAN——半翼展位置CHORD——每个舵半展处的弦长XLE——弹头至每个舵展位置弦线前缘的位置SWEEP——每个舵展向位置的后掠角STA——用于计算后掠角的弦线位置LER——每个舵展向位置的弦线位置NPANEL——每组舵的翼面个数PHIF——从弹尾向弹头看去每个翼面的顺时针滚转角GAM——每个翼面与平面的夹角CFOC——每个翼展位置处的襟翼弦长和翼弦长的比列表列表DEFLCT——翼面偏翼面偏转角角DELTA1——舵组1中每个翼面的舵偏角u允许用户确定每一组舵面的入射角。

DELTA2——舵组2中每个翼面的舵偏角DELTA3——舵组3中每个翼面的舵偏角DELTA4——舵组4中每个翼面的舵偏角XHINGE——每组舵面绞线到原始坐标系的距离SKEW——每组舵面绞线的后掠角列表列表TRIM——气气动力配平力配平SET——用于气动配平的舵组号PANT1——翼面1PANT2——翼面2PANT3——翼面3PANT4——翼面4PANT5——翼面5PANT6——翼面6PANT7——翼面7PANT8——翼面8DELMIN——舵偏角最大负角DELMAX——舵偏角最大正角ASYM——需要进行舵偏角符号颠倒的翼面列表列表INLET——轴对称二称二维进气口外形气口外形NIN——进气口数目（最大20）u该列表用于对进气口和分流器的构型进行建模可以轴对称，二维侧挂和二维顶置的进气口进行表述INTYPE——进气口类型XINLT——弹头尖端到进气口前缘的纵向距离XDIV——进气口前缘到偏向器前缘的纵向距离HDIV——偏向器前缘距弹身的距离LDIV——偏向器的长度PHI——从弹尾向前看垂直方向与进气口的顺时针角度X——进气口相对其前缘的纵向位置H、W——进气口的纵向高度和纵向宽度COVER——进气口是否附着RAMP——外部压缩进气口斜道角ADD——是否计算进气口附加阻力MFR——相对每一马赫数的质量流量比侧视图侧视图仰仰视图视图列表列表EXPR——实验数据的替代数据的替代MACHu该列表用于用实验数据替代程序产生的理论数据。

NALPHAALPHASREFLREFLATREFXCGZCGCONFCNCMCA——轴向力系数对攻角的导数CY——侧向力矩系数对攻角的导数CSN——偏航力矩系数对攻角的导数CSL——滚转力矩系数对攻角的导数控制卡的控制卡的输入入Ø为诊断结果打印内部数据数组（DUMP）Ø输出中间计算结果（PART,BUILD,PRESSURES,PRINT AERO,PRINT, PRINT EXTRAP,PRINT GEOM,PLOT,NAMELIST,WRITE,FORMAT）Ø选择即将使用的系统单位（DIM、DERIV）Ø定义多组caseØ将case的标题或注释添加到输入文件和输出页（*,CASEID）Ø限制纵向气动参数的计算（NO LAT）u控制卡只用一行命令来对程序的选项进行选择，能使用户控制程序的运行和输出文件需要的格式uBUILD——该控制卡命令程序打印外形组合结果uCASEID——指定将用户提供的标题打印在输出文件的每一页uDAMP——当输入此控制卡时，将会计算动导数并将构型的结果输出uDELETE name1，name2——该控制卡命令程序忽略一个先前的通过SAVE控制卡保留的case列表输入。

uDIM IN，DIM FT，DIM CM，DIM M——该控制卡规定了用于用户输入和程序输出的系统单位四个选项分别为英寸（IN），英尺（FT），厘米（CM），和米（M）默认系统单位为英寸uDERIV DEG或DERIV RAD——所有输出的导数都将单位设定为度（DEG）或弧度（RAD）uDUMP CASE——用于计算case时的内置数据模块被写入for006.dat中此控制卡自动选择部分输出（PART）uDUMP name1，name2——该控制卡可使对for006.dat内所选的内置数据模块或通用模块进行写入uFORMAT（format）——此控制卡用于连接WRITE控制卡它详细说明了将写入for004.dat的数据格式uHYPER——该控制卡驱使程序在任何马赫数大于1.4时针对弹体选择牛顿流体方法通常在马赫数大于6时使用HYPER控制卡uINCRMT——该控制卡用于设置构形增量标志构形增加使用第一个运行的case来找出对于纵向和横向的气动力的修正因子通过比较每一个由输入数据得到的系数的理论值和实验值，可以算得修正因子的值实验值的输入是通过列表EXPR实现的uNACA——该控制卡说明了NACA翼型部分的命名（或超音速翼型命名）。

uNAMELIST——该控制卡驱动程序打印所有的列表数据uNEXT CASE——该控制卡表明case输入数据的结束uNOGO——该控制卡允许程序在所有输入的case中循环而不需计算外形气动参数可以出现在输入流的任何地方，但只能出现一次uNO LAT——该控制卡限制了关于侧滑角的横向导数有关计算，如果选择了DAMP，则滚转率和偏航率导数的计算也会受到限制当使用TRIM时会自动选择该控制卡uPART——该控制卡允许打印输出部分的气动参数uPLOT——当使用此卡时可提供带有后期处理的绘图程序的资料数据来使用uPRESSURES——该控制卡命令程序打印超音速时单独弹身和单独舵的压力分布系数uPRINT AERO name——该控制卡命令程序打印“name”的气动增量uPRINT GEOM name——该控制卡命令程序打印“name”的几何参数uSAVE——可以保存从一个case到随后的case时的列表输入uSOSE——该控制卡的存在可针对超音速下的轴对称弹体选择二阶膨胀波方法凡是马赫数大于2.0时都应该选择SOSE卡uSPIN——该控制卡用于对弹身的自旋导数和马格拉斯导数进行计算uTRIM——此控制卡驱使程序运行配平计算。

uWRITE name，start，end——该控制卡可通过最近的一个FORMAT卡将通用模块“name”打印到数据文件for004.dat中DERIV DEG DIM CM$FLTCON NALPHA=8., ALPHA=0.,5.,10.,15.,20.,25.,30.,35., NMACH=12., MACH=0.1,0.3,0.5,0.7,0.8,0.9,1.0,1.3,1.5,1.7,1.9,2., BETA=0., ALT=5.9E05, $REFQ XCG=65.659,ROUGH=6.3E-5,$ $AXIBOD XO=0., TNOSE=CONICAL, LNOSE=11.554, DNOSE=5., BNOSE=1.683, TRUNC=.FALSE., LCENTR=102.083, DCENTR=5., TAFT=CONICAL, LAFT=5.334, DAFT=6.471, DEXIT=4.385, BASE=.FALSE.,$$FINSET1 SECTYP=ARC, NPANEL=4.,SSPAN=0.,6., CHORD=8.012,0.538, XLE=11.1155,18.5545, NPANEL=4.,PHIF=45.,135.,225.,315.,GAM=45.,-45.,45.,-45., ZUPPER=0.11,$ $FINSET2 SECTYP=HEX, NPANEL=4.,SSPAN=0.,6.051, CHORD=25.027,16.371, XLE=91.7075,100.3635, NPANEL=4.,PHIF=45.,135.,225.,315.,GAM=45.,-45.,45.,-45., ZUPPER=0.5,$ DAMP PART SAVE NEXT CASE注释：前两行定义长度单位为厘米（cm），角度单位为度（°）。

FLTCON定义飞行条件：飞行高度15000米，攻角分别为：0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°，飞行马赫数分别为：0.3、0.5、0.7、0.9、1.1、1.3、1.5、2.0，侧滑角为0°REFQ定义相关参考量，本程序中定义了质心坐标和飞行器表面粗糙度AXIBOD定义弹体（包括弹头）的几何形状FINSET1定义第一组弹翼的相关参数，包括位置、平面形状、翼型（对称菱形）等几何参数FINSET2定义第二组弹翼的相关参数，包括位置、平面形状、翼型（对称菱形）等几何参数最后定义相关控制卡示例：DIM INNO LAT$REFQ XCG=39.0,$$FLTCON NMACH=3.,MACH=0.4,0.8,2.0, REN=3.E06,3.E06,3.E06,ALT=0.0, NALPHA=5.,ALPHA=-8.,-4.,0.,4.,8.,$$AXIBOD TNOSE=OGIVE,LNOSE=12.0,DNOSE=12.0, LCENTR=54.0,DCENTR=12.0, TAFT=CONE,LAFT=12.0,DAFT=6.0,DEXIT=5.0,$$PROTUB NPROT=4., PTYPE=FAIRING,VCYL,SHOE,BLOCK,XPROT=14.,22.,39.,56.,NLOC=2.,4.,2.,1.,LPROT=5.,1.,10.,10.,10.,0.5,WPROT=2.,1.,4.,0.25,1.,1.,HPROT=2.,0.5,0.1,0.75,0.25,0.25,OPROT=0.,0.,0.,0.1,0.85,0.,$$FINSET1 SSPAN=0.0,9.0,CHORD=14.0,8.0,XLE=64.0,SWEEP=0.0,STA=1.0,NPANEL=4.,PHIF=45.,135.,225.,315.,$PRINT GEOM BODYPRINT AERO BODYSAVENEXT CASE定义单位为英寸即没有侧向力，只计算纵向平面突出物共四种突出物类型为 FARING ,VCYL ,SHOE, BLOCK距头部径向距离14 ,22 ,39, 56每种突起物的数量：2 ,4 ,2, 1四个气动舵，呈X型布置，相差90度。