CN110717239B - 一种箭体或弹体分布气动特性计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种箭体分布气动特性计算方法，包括以下步骤：通过箭体外流场计算或测量，得到箭体表面分布压强和分布切应力、以及表面面单元的节点坐标、面积，计算箭体表面面单元的力作用点和法向量，对箭体表面分布压强和切应力进行处理；根据输入的站点坐标，划分每个站点对应的分布气动特性参数输出区间，即对应的计算区间；对每个站点，分别搜索判断哪些箭体表面面单元的力作用点落在该站点对应的计算区间内；将落在计算区间内的箭体表面面单元上的气动力按照所计算的气动力的方向矢量求和，得到该站点对应的分布气动力。该方法解决了CFD技术计算获得箭体表面压力和剪切力不能按照站点分布输出的问题，同时摆脱了对风洞试验、复杂的CFD计算前处理的依赖。

Description

一种箭体或弹体分布气动特性计算方法

技术领域

本发明涉及航空航天总体设计领域，尤其涉及火箭、导弹类飞行器的箭(弹)体分布气动特性计算方法。

背景技术

运载火箭或导弹(简称箭弹)在大气层内飞行时会受到空气动力的作用。作用于火箭的气动力将产生沿箭体轴向的轴向力，垂直于箭体轴线的法向力和侧向力，绕箭体轴线的滚转力矩，绕箭体质心的偏航力矩和俯仰力矩。

火箭(弹)受到的气动力影响火箭的弹道设计、控制系统设计、结构设计。尤其是当箭弹飞行攻角不为零时，箭体受到分布的气动法向力作用产生较大弯曲载荷。据统计分布气动力产生的气动载荷占火箭结构设计载荷比例可达50％，直接影响箭弹的载荷计算和结构设计。

为获得箭弹分布气动力系数，通常有风洞试验和数值计算两种方法。风洞试验方法通过制作箭弹的缩比模型，在风洞中模拟箭弹飞行的来流条件，测量火箭各个设计状态下的表面压强及其分布，进而获得全箭(弹)的分布气动系数；数值计算方法主要通过求解欧拉方程或雷诺平均下的N-S方程的计算流体力学(CFD)方法获得箭弹体表面的压强分布和切应力分布，然后按照部段计算分布气动系数。

其中，箭弹缩比风洞试验模型多使用高强度合金钢制造，表面加工精度高；表面测压试验，试验模型结构复杂；缩比模型内部空间有限，使得模型安装的压力传感器有限；高精度传感器价格昂贵；试验需采用特种风洞试验设备，试验难度较大。因此，通过风洞试验获得分布气动特性的成本较高、试验准备周期长、表面压力测点有限等缺点。

近年来，CFD方法取得长足进步，通过CFD获得箭弹气动力的计算精度可满足箭弹设计的要求，已广泛应用于工程实践。然而箭弹结构多以舱段形式，载荷计算中多采用有限离散站点的梁模型来分析箭弹受到的弯曲载荷、拉压载荷、剪切载荷。这要求气动力计算过程中，按照站点输出分布气动数据，而按照站点分布划分CFD计算边界人工前处理时间长，输出灵活性差，在工程应用中受到较大限制。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种箭弹分布气动特性计算方法，解决CFD技术计算获得箭体表面压强和切应力不能按照站点分布输出、而直接CFD计算又存在划分计算区域前处理时间长、输出灵活性差的问题，同时避免风洞试验成本高、试验准备时间长、压强测点少的缺点。

本公开提供了一种箭弹体分布气动特性计算方法，包括以下步骤：

通过箭体外流场计算或测量，得到箭体表面分布压强和分布切应力、以及箭体表面面单元的节点坐标、面积，计算箭体表面面单元的力作用点和法向量，对箭体表面分布压强和切应力进行处理，包括将表面分布压强和切应力转换为单元受到的压力和摩擦力，将压力和摩擦力转换为全局坐标系下的矢量；

根据输入的站点坐标，划分每个站点对应的分布气动特性参数输出区间，即每个站点对应的计算区间；

对每个站点，分别搜索判断哪些箭体表面面单元的力作用点落在该站点对应的计算区间内；

将落在一个站点对应计算区间内的箭体表面面单元上的气动力按照所计算的气动力的方向矢量求和，即可得到该站点对应的分布气动力。

进一步地，所述箭体表面面单元为四边形单元、三角形单元、多边形单元中的一种。

进一步地，所述分布气动特性计算所用的全局坐标系采用箭弹体坐标系。

进一步地，所述计算箭体表面面单元的力作用点和法向量的方法为：

定义面单元外法线为正，假定面单元为四边形单元，设共有m个面单元，按照右手定则顺序确定第j(j＝1,2,...m)个面单元的四个节点依次为g_j1,g_j2,g_j3,g_j4，对应坐标分别记为g_j1(x_j1,y_j1,z_j1)，g_j2(x_j2,y_j2,z_j2)，g_j3(x_j3,y_j3,z_j3)，g_j4(x_j4,y_j4,z_j4)，节点1与节点3、节点2与节点4连线为四边形单元的对角线，交会于点g_j；

取面单元的几何中心点g_j作为该单元压力和摩擦力的作用点，坐标记为g_j(x_j,y_j,z_j)，则：

或

在笛卡尔坐标系下，面单元的外法向量记为

对角线节点1和节点3向量为

形式如下

对角线节点2和节点4向量为

形式如下

则第j个面单元的法向量为

进一步地，所述将箭体表面分布压强和切应力转换为单元受到的压力和摩擦力，将压力和摩擦力转换为全局坐标系下的矢量的方法为：

设箭体外流场计算得到的第j(j＝1,2,...m)个面单元的切应力为

压强为p_j，面积为S_j，全局坐标系下，

其中τ_jx,τ_jy,τ_jz为该面单元3个方向的切应力(切应力，单位为Pa)，p_j为标量，单位也为Pa，该面单元的外法向量经计算得到为

则：

第j个面单元在全局坐标系下的压力

为

摩擦力

为

进一步地，每个站点对应计算区间的确定方法为：

设沿弹体轴向分布n个站点，各站点x坐标为x₁,x₂,x₃...x_i...x_n，则第i(i＝1,2,3...n)个站点对应的计算区间为

即

进一步地，所述搜索判断哪些箭体表面面单元的力作用点落在该站点对应计算区间内的方法为：

对该站点对应的计算区间，逐个判断每个面单元力作用点的x坐标与该计算区间的关系，确定该面单元是否落在该站点的计算区间内。

进一步地，所计算的气动力的方向矢量为：

分布轴向力方向向量

分布法向力方向向量

进一步地，所述箭(弹)体分布气动特性计算方法还包括以下步骤：

将得到的每个站点的分布气动力按照动压和参考面积归一化，并按照需要的方向向量输出，得到相应的分布气动力系数。

进一步地，根据得到的每个站点的分布气动力得到相应分布气动力系数的方法为：

设得到的分布法向力N_i，分布轴向力A_i，全箭参考面积S_ref，动压

其中ρ为大气密度，V为飞行速度，则分布法向力系数C_Ni、分布轴向力系数C_Ai依次为：

本发明所述计算方法，通过划分每个站点对应的分布气动特性参数计算区间，并对区间内各箭体表面面单元气动力进行矢量求和，得到站点对应的分布气动特性参数。该方法不仅可用于箭体或弹体分布法向力和轴向力、分布法向力系数和轴向力系数的计算，还可通过改变积分计算方向向量，输出分布升力系数、分布阻力系数等；还可以将箭体或弹体分布载荷作为输入，得到各个站点对应的分布载荷(即分布力)，进而应用于风洞试验数据后处理等方面，有较强的适应性和拓展性。

该方法有效的整合了现有CFD计算技术和工程设计方法之间的不协调，使得箭体或弹体的分布气动特性的计算摆脱了对风洞试验、复杂的CFD计算前处理的依赖，能够有效缩短火箭或导弹设计周期，降低设计成本，提高设计效率。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其图示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。

图1为根据示例性实施例的箭体分布气动特性计算方法流程图；图2

为箭体表面分布压强和切应力示意图；

图3为根据示例性实施例的火箭箭体表面面单元划分示意图；

图4为根据示例性实施例的箭体表面单元节点坐标、压强、切应力意图；

图5为根据示例性实施例的箭体站点坐标位置示意图；

图6为根据示例性实施例的站点对应分布气动特性计算区间示意图。

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见的，本申请说明书和实施例仅是示例性的。

附图1中给出了本公开提供的箭或弹体分布气动特性计算方法示例性实施流程图。

该实施例以计算箭体的分布气动力系数为目的。根据图1所示，该示例性实施例的主要步骤如下：

(1)通过CFD计算，获得箭体表面分布压强和切应力，输出箭体每个面单元对应的面压力、摩擦力，每个面单元对应的节点坐标，以及每个面单元的面积。

箭体表面在外流场中的应力包括压强和切应力，二者单位均为帕(Pa)。

除了CFD计算，箭体表面压强和切应力也可以通过工程算法或风洞试验测量得到，但本发明的主要目的之一就在于避免工程算法计算精度低、风洞试验成本高、周期长的弊端，所以此处所述箭体表面压强和切应力主要是通过CFD外流场计算获得的。

(2)计算每个面单元的力作用点、面单元的法向量，对CFD计算得到的分布压强和切应力进行处理，包括由压强转换为压力，并将压力转换为全局坐标系下的矢量和由切应力转换为摩擦力。

CFD外流场计算可给出箭体表面单元的压强和切应力，切应力通常为x,y,z分量形式，而压强为标量形式。计算单元受到的力，需要单元上的压强通过单元面积转换为压力，作用方向沿单元面法线方向。

(3)根据输入的站点坐标，划分每个站点对应的分布气动力系数输出区间，也即每个站点对应的气动力计算区间。

(4)对每个站点对应的计算区间，逐一判断哪些箭体表面面单元的力作用点落在该计算区间内。

可以采用排序算法，较为快捷地确定落在每个站点对应计算区间内的面单元。

(5)将每个积分计算区间内的气动力矢量分别求和，再进行归一化处理，并按照需要的方向向量输出，得到各个站点对应的气动力系数。

应用示例

以某型火箭分布气动特性参数中的分布法向力系数、分布轴向力系数计算为例，进一步对上述计算方法进行说明。

建立全局坐标系为弹体坐标系，如附图2所示，定义箭体指向为沿x轴正向，y轴位于箭体对称面内，垂直x轴向上。

具体计算步骤如下：

(1)通过CFD外流场计算，获得箭体表面的切应力和压强：设箭体表面共有m个面单元，如附图3所示，第j(j＝1,2,...m)个面单元对应的切应力为

压强为p_j，面积为S_j。全局坐标系下第j个单元对应的3个方向切应力(单位Pa)为

作为优选方案，箭体表面面单元取为四边形单元。箭体表面单元各个节点坐标、压强、切应力意图如附图4所示，定义面单元外法线为正，假定面单元为四边形单元，按照右手定则顺序确定节点为g_j1,g_j2,g_j3,g_j4，则第j个面单元的四个节点及其对应坐标分别记为

g_j1(x_j1,y_j1,z_j1)，g_j2(x_j2,y_j2,z_j2)，g_j3(x_j3,y_j3,z_j3)，g_j4(x_j4,y_j4,z_j4)。

(2)节点1与节点3，节点2与节点4连线为四边形单元的对角线，交会于点g_j。取面单元的几何中心点g_j作为单元压力和摩擦力的作用点，坐标记为g_j(x_j,y_j,z_j)，则

或

在笛卡尔坐标系下，面单元的外法向方向量记为

对角线节点1和节点3向量为

形式如下

对角线节点2和节点4向量为

形式如下

则第j个面单元的法向量方向向量为

由此，得到第j个面单元在全局坐标系下的压力为：

摩擦力为：

(3)箭弹沿弹体轴向分布n个站点，各站点x坐标记为x₁,x₂,x₃...x_i...x_n，站点坐标位置示意图如附图5所示。

按照节点分布划分每个站点对应的气动力计算区间，示意图如附图6所示，第i个(i＝1,2,3...n)站点对应的区间记为R_i，则每个站点对应的气动力计算区间为：

(4)对第i个(i＝1,2,3...n)站点，通过比较g_j(x_j,y_j,z_j)(j＝1,2,3...n)的x坐标x_j与R_i的关系，确定力作用点落在该站点计算区间内的面单元，即寻找x_j∈R_i(j＝1,2,3...n)。

(5)设轴向力方向向量为

分布法向力方向向量为

弹体坐标系为全局坐标系的情况下，

使用中亦可根据实际计算需要定义计算方向向量。

对落在站点计算区间内面单元的分布压力和摩擦力按照上述弹体坐标系下的法向和轴向方向向量进行矢量求和，得到第i个站点对应的分布轴向力和法向力依次为

(6)根据分布气动力系数与分布气动力之间的计算关系：

设分布法向力N_i，分布轴向力A_i，全箭参考面积S_ref，动压

其中ρ为大气密度，V为飞行速度，则对分布法向力和分布轴向力经归一化处理后，得到分布法向力系数、分布轴向力系数依次为：

代入步骤(5)的结果，得到第i个站点对应的分布轴向力系数为：

对应的分布法向力系数为：

进一步展开形式如下：

可见，在本示例中，通过划分每个站点对应的分布气动特性参数计算区间，并对落在该区间内各箭体表面面单元的气动力矢量进行求和，得到站点对应的分布气动特性参数。

本示例以分布气动特性中的分布法向力系数、分布轴向力系数计算为例说明本公开所述计算方法，但本领域技术人员应当理解，本实施例所述方法可以通过改变积分计算的方向向量，输出分布升力系数、分布阻力系数等；亦可改变归一化数据处理，输出分布气动载荷(即分布气动力)。亦可将箭体分布载荷作为输入，得到各个站点对应的分布载荷。

该方法有效的弥补了现有CFD计算技术相对于工程设计需求的不足，使得箭体或弹体的分布气动特性的计算摆脱了对风洞试验、和复杂的CFD计算前处理的依赖，能够有效缩短箭弹设计周期，降低设计成本，提高设计效率。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种箭体或弹体分布气动特性计算方法，包括以下步骤：

通过箭体或弹体外流场计算或测量，得到箭体或弹体表面分布压强和分布切应力、以及箭体或弹体表面面单元的节点坐标、面积，计算箭体或弹体表面面单元的力作用点和法向量，对箭体或弹体表面分布压强和切应力进行处理，包括将分布压强和切应力转换为单元受到的压力和摩擦力，将压力和摩擦力转换为全局坐标系下的矢量；

根据输入的站点坐标，划分每个站点对应的分布气动特性参数输出区间，即每个站点对应的计算区间；

对每个站点，分别搜索判断哪些箭体或弹体表面面单元的力作用点落在该站点对应的计算区间内；

将落在一个站点对应计算区间内的箭体或弹体表面面单元上的气动力按照所计算的气动力的方向矢量求和，即可得到该站点对应的分布气动力。

2.如权利要求1所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，所述箭体或弹体表面面单元为四边形单元、三角形单元、多边形单元中的一种。

3.如权利要求1所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，所述分布气动特性计算所用的全局坐标系采用箭体或弹体坐标系。

4.如权利要求1所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，所述计算箭体或弹体表面面单元的力作用点和法向量的方法为：

定义面单元外法线为正，假定面单元为四边形单元，设共有m个面单元，按照右手定则顺序确定第j个面单元，j＝1,2,…m，的四个节点依次为g_j1,g_j2,g_j3,g_j4，对应坐标分别记为g_j1(x_j1,y_j1,z_j1)，g_j2(x_j2,y_j2,z_j2)，g_j3(x_j3,y_j3,z_j3)，g_j4(x_j4,y_j4,z_j4)，节点1与节点3、节点2与节点4连线为四边形单元的对角线，交会于点g_j；

取面单元的几何中心点g_j作为该单元压力和摩擦力的作用点，坐标记为g_j(x_j,y_j,z_j)，则：

或

在笛卡尔坐标系下，面单元的外法向量记为

对角线节点1和节点3向量为

形式如下

对角线节点2和节点4向量为

形式如下

则第j个面单元的法向量为

5.如权利要求1所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，所述将箭体或弹体表面分布压强和切应力转换为单元受到的压力和摩擦力，将压力和摩擦力转换为全局坐标系下的矢量的方法为：

设箭体或弹体外流场计算得到的第j个面单元,j＝1,2,…,m的切应力为

压强为p_j，面积为S_j，全局坐标系下，

其中τ_jx,τ_jy,τ_jz为该面单元3个方向的切应力，单位为Pa，p_j为标量，单位也为Pa，该面单元的外法向量经计算得到为

则：

第j个面单元在全局坐标系下的压力

为

摩擦力

为

6.如权利要求1所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，每个站点对应计算区间的确定方法为：

设沿箭体或弹体轴向分布n个站点，各站点x坐标为x₁,x₂,x₃...x_i...x_n，则第i个站点，i＝1,2,3,…n对应的计算区间为

7.如权利要求1或6所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，所述搜索判断哪些箭体或弹体表面面单元的力作用点落在该站点对应计算区间内的方法为：

对该站点对应的计算区间，逐个判断每个面单元力作用点的x坐标与该计算区间的关系，确定该面单元是否落在该站点的计算区间内。

8.如权利要求3所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，所计算的气动力的方向矢量为：

分布轴向力方向向量

分布法向力方向向量

9.如权利要求1所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，还包括以下步骤：

将得到的每个站点的分布气动力按照动压和参考面积归一化，并按照需要的方向向量输出，得到相应的分布气动力系数。

10.如权利要求9所述的箭体或弹体分布气动特性计算方法，其特征在于，所述根据得到的每个站点的分布气动力得到相应分布气动力系数的方法为：

设得到的分布法向力N_i，分布轴向力A_i，全箭参考面积S_ref，动压

其中ρ为大气密度，V为飞行速度，则分布法向力系数C_Ni、分布轴向力系数C_Ai依次为：

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