气动力计算设计报告报告备考复习.docx
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导弹气动力计算课程设计设计人员：池贤彬徐晓璐齐凯华杨砾谨指导教师：安效民设计日期：2012.2.20-2012.3.4摘要导弹的气动力计算是导弹总体设计中的重要组成部分，气动力分析是总体设计的基础本文旨在运用工程估算方法与商业软件计算、分析“麻雀Ⅲ”空空导弹的气动力，主要包括升力系数、阻力系数、力矩系数、压心，在不同马赫数与攻角下的计算分析并比较分析两种方法所得结果目录1. 引言2. 工程估算方法1) 弹翼气动计算2) 弹身气动计算3) 翼身组合体气动计算4) 全担气动计算3. Fluent软件计算方法1) 绘制导弹模型2) 画网格3) 计算及结果小结1. 引言所谓飞行器的空气动力，就是指作用在飞行器各部件的空气动力的总和当气流流经飞行器的任一部件时，由于其他部件的存在，使气流收到其他部件的干扰，其流动情况和气流流过单独的同一部件时的情况有所不同结果使作用在该部件上的空气动力也相应的发生一定程度的改变，和单独部件相比，要形成一个空气动力增量这样，作用在飞行器的任一部件的空气动力，都可以看成是两部分空气动力的叠加：一部分是该部件单独存在是的空气动力，另一部分是由于其他部件的干扰所形成的空气动力增量。
所以，本文的工程计算方法先计算考虑了部件之间干扰作用后的弹翼、弹身、翼身组合体的气动力，再计算全弹的气动力随着计算机技术的发展普及，在空气动力学的研究中，使用商业软件进行空气动力的仿真计算成为一种越来越普及的方法，为导弹设计提供了充分的数据基础所以本文使用GAMIT软件建模，配合Fluent软件进行气动力计算2. 工程估算方法“麻雀Ⅲ”的气动外形如图所示，弹体由抛物线头部，柱形弹身，弹翼，尾翼（安定面）结合而成在对导弹整体进行气动运算之前，首先对弹体各部分进行单独的气动运算分别包括单独弹翼，单独外漏翼，弹身的气动运算分别计算马赫数为 0.3、0.54、0.7、0.85、0.95、1.02、1.4、2时，攻角为-10~10时，因为导弹是升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和压心位置图1：导弹气动模型1) 弹翼气动计算3、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点xzl关系曲线，查到2(Cxmc)的值4、利用弹翼相对厚度c查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到ηc的值5、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得ηM6、利用公式2-123计算得到型阻系数Cxxi7、计算λM2-1-λtanχc，查图2-84任意剖面机翼波阻力的辅助函数φ图线，得不同马赫数对应的φ。
8、将机翼近似看做菱形机翼，查与根稍比对应的菱形剖面机翼波阻力系数图，如图2-83，并计算机翼的λtanχc和λ3c，在图上查找相应的曲线得到Cxb0/λc2值，再计算得Cxb0菱9、将“6”计算所得Cxxi与“8”计算所得Cxb0相加，就可以得到弹翼的零升阻力系数Cx0即：Cx0= Cxxi+Cxb010、本道导弹的前翼或者尾翼均为小展弦比，对于这种弹翼a.当M∞
2、本导弹没有收缩型的尾部，所以仅有头部产生正的升力，将头部升力线斜率乘以攻角，就可以得到不同攻角下弹体的升力系数Cy压心位置xp1、由头部的长细比查大图1-3对应的图线，可以得到单体头部与马赫数相关的压心位置xp2、由式3-34(xp)sh=Cyttbxptb+CytwbxpwbCyt⋅L可计算出全弹的压心位置，对于没有收缩尾部的导弹不用考虑第二项阻力系数Cx1、查询6Km出的大气参数，可以计算出对应于不同马赫数的雷诺数2、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点xzl关系曲线，查到Cxmc的值3、利用弹翼相对厚度c查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到ηc的值4、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得ηM• 5、将“2”“3”“4”所得结果相乘再乘以SbSsh，可得(Cxmc)sh• 6、根据头部形状与长细比查询合适的头部压差阻力系数曲线，如3-26，得到(Cxp)tb• 7、查询图3-28圆柱机身底部压强系数图线，按有尾翼情况查得(Cp)db• 8、由图3-29求得kq9、将“7”“8”所得结果与-SdbSsh相乘，可以得到Cxdb10、将“5”“6”“9”所得结果相加就得到了全弹零升阻力系数Cx0。
11、a. M∞>1.2时，取ζ=1.51+λtb，b. M∞=0.3，取ζ=-0.2，c. 0.3 3、kq可以由表5-1查得，此导弹取0.854、将求得的系数带入公式5-97即可以得到全弹升力线斜率，将其乘以攻角，就可以得到对应于不同攻角的升力系数Cy零升阻力系数Cx由公式5-123可知Cx0=k(Cx0yi-shSwlS+Cx0kqpwSpwS+Cx0cwkqcwScwS1、 k取1.12.a.由公式4-117可知(Cx0)yi-sh=k1Cx0wlSwlS+k2Cx0shSshS+Cx0dbSdbSb. 对于亚音速情况，查图4-51，得k2c.查图4-53，得k1/k2，计算可得k1d.对于超音速情况，可取k1=k2=1.052、a.对于麻雀Ⅲ导弹，视式5-123中后两项含义相同b.根据表5-1，取kqpw=kpcw=0.853、将以上参数带入公式5-123可得零升阻力系数Cx0诱导阻力系数Cxi对于旋转弹翼式飞行器，由公式5-128知Cxi=(Cxi)yi-sh又由公式4-118知(Cxi)yi-sh=CxishSshS+Cxiyi(shSwlS+Cxish(yiSwlS1、对于式4-118中的第一项的Cxish，在单独弹身部分已经求得2、对于第三项，由式4-120可知Cxish(yi=ΔCysh(yitanα=Cywlααksh(yitanα其中的参数均已在前面的计算过程中求得。 3、对于第二项a.亚音速时，由式4-122可知Cxiyi(sh=Cyyi(shtanα+φ-[Cywltan(α+φ)-1+δπλwiCywl2]Cyyi(sh2Cywl2对于++型弹翼φ=0，δ取0b.超音速时，由式4-123知Cxiyi(sh=Cyyi(shtan(α+φ)-ξ(CFCy2)[Cyyi(sh]2对于++型弹翼φ=0；ξ为前缘吸力修正系数，由图2-86按尖头图线查得；当弹翼为亚音速前缘时，(CFCy2)可由图2-85按λtanχc查得；当其为超音速前缘时，CFCy2=0将以上参数带入可得Cxi阻力系数Cx将零升阻力系数和诱导阻力系数相加就得到了全弹的阻力系数将以上参数带入可得Cxi俯仰力矩系数mz在头部坐标系下得到各个点的位置，打入可得抚养力矩系数结果展示：升力系数与马赫数和迎角的关系零升阻力系数和马赫数和迎角的关系阻力系数和马赫数和迎角的关系俯仰力矩系数与赫数和迎角的关系压心位置与赫数和迎角的关系3.Fluent软件计算方法计算环境：WINDOW7下Exceed 10+Gambit 2.2+Fluent 6.3步骤：4) 绘制导弹模型本文用Gambit 2.2进行3D绘图，该软件绘图的基础原理是先绘制点，再由点绘制线，接着由线绘制面，最后由面绘制体。 我们在绘图过程中，以右手坐标系XYZO为基准，弹头在O（0，0，0）点，x轴指向弹尾，首先绘制弹体的一半的平面形状，再将该面旋转360度得到单体，随后分别绘制一个弹翼与尾翼，通过旋转复制出剩余的弹翼与尾翼绘制效果如下：5) 设计计算流场并画网格我们设想将导弹放进一个足够大的圆柱形流场，从而进行仿真计算考虑到“麻雀3”导弹是轴对称导弹，同时在该算例中无舵偏角，且为了减少计算量，我们将该流场对称平分，只计算一半导弹的气动力，当然，在最后计算结果时，必须乘以2倍同时，为了减少计算量，我们对计算域进行分层，在大圆柱体内在绘制一个小圆柱体，在划分网格的时候，我们对导弹和小圆柱体内的计算域划分较细致，网格数较多，外部计算域网格较少对于该算例中，导弹外形比较复杂，所以我们选用了非结构化网格，非结构化网格生成相对简单，而且在采用二阶迎风格式的情况下也具有较高的精度效果图如下：（网格已被被隐藏）6) 计算及结果在本例计算中，使用3D单精度计算模式计算模式及环境的选择：密度基求解器（solver----Density Based）；选择显式格式（Explicit），显式格式更节省内存，但是收敛较慢；用基于节点的高斯格林函数求梯度的方法（Formulation Option----Green-Guass Node Based）比基于控制体中心方法的精度要高，适合非结构化网格计算；使用湍流模型（Strain/Vorticity-Based Production）；流体的物理属性选择理想气体；在操作环境中将参考压力设为：0；在边界条件设置中将压力远端（Pressure Far-Field）即入风口压力设为101325P；在力矩监视器中，将重心设为距头部1.7米处。 计算结果：17 / 17。
