CN115713046A - 战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统 - Google Patents

战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN115713046A
CN115713046A CN202211384035.0A CN202211384035A CN115713046A CN 115713046 A CN115713046 A CN 115713046A CN 202211384035 A CN202211384035 A CN 202211384035A CN 115713046 A CN115713046 A CN 115713046A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
outer wing
aerodynamic
folding
angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202211384035.0A
Other languages
English (en)
Inventor
刘小波
李勇
仇理宽
刘伟
马印锴
李欣
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Electromechanical Engineering filed Critical Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Priority to CN202211384035.0A priority Critical patent/CN115713046A/zh
Publication of CN115713046A publication Critical patent/CN115713046A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

本发明提供了一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法及系统，包括：步骤S1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；步骤S2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；步骤S3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。本发明给出了采用本发明的公式计算出的数据与样本数据的对比，在绝大部分工况下预测值与样本值吻合良好，可以满足实际工程研制的需求。本发明提供的预测方法简单、明了，预测精度高，可满足绝大部分舵翼折叠的导弹武器的研制。

Description

战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统
技术领域
本发明涉及空气动力技术领域，具体地，涉及一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统。
背景技术
为了提高隐身性和机动能力，同时为提高装填效率，现代高性能作战飞机一般将有翼导弹武器的翼面折叠，然后以内埋的方式进行存储。当导弹在内埋弹舱时翼面折叠，待出舱之后再展开。在整个舵面展开的过程中，导弹与载机的距离非常近，而且还处在舱门开启之后的复杂流场当中，舵面展开是否顺利，展开的过程是否同步，不仅会影响到导弹发射的成败，更会影响到载机的飞行安全。国内外有诸多由于折叠舵翼展开不顺利或不同步导致飞行试验失败的案例。
机载导弹一般由弹身+4片尾舵组成，驱动方式有扭簧、扭杆及火工品作动筒等多种。展开过程会受到飞行高度、速度、攻角/侧滑角、折叠角，载机/导弹气动外形等多种因素的影响。展开过程中不仅要保证展开的同步性，而且还要保证到位后不能有过大的冲击载荷。然而在展开的过程中，4片尾舵处于弹身的不同方位，其所受的气动载荷各不相同，而且随弹体滚转角而有较大的不同，要保证同步性和防冲击的要求，就必须要对折叠舵外翼的气动特性作全面深入的研究。
理论上来讲，开展折叠舵研究的最好的方法是飞行试验，这样可以模拟真实外形、真实动压情况以及真实驱动能量。然而飞行试验成本非常昂贵，所能获得的数据也很有限，因此目前基本上是采用风洞试验和CFD计算的方法来研究。然而，由于折叠翼舵涉及到4片尾舵，其气动特性受攻角、Ma数、折叠角，滚转角等因素的影响，其组合状态非常庞大，全部状态开展风洞试验会使得试验成本和周期变得不可控。这样就需要建立某种理论来统一这些数据的规律，形成设计的依据。前人的研究中，对舵面展开角、Ma数、攻角/侧滑角做过一些研究，但仍然缺少明显有规律性的结论。
专利文献CN102507128B(申请号：CN201110291331.1)公开了一种变体飞机动态气动特性预测方法，包括对变体飞机动态气动特性特征物理量进行傅里叶级数和泰勒级数展开的步骤；根据变体飞机动态气动特性特征物理量的傅里叶级数和泰勒级数获得变体飞机动态气动特性特征物理量对变体飞机机翼后掠角变化率的动导数的步骤；利用获得的动导数确定变体飞机动态气动特性特征物理量与变体飞机机翼后掠角变化率之间的关系，对变体飞机动态气动特性进行预测的步骤。但该发明不是针对战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统。
根据本发明提供的一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法，包括：
步骤S1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；
步骤S2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；
步骤S3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。
优选地，在所述步骤S1中：
选取导弹武器上的任一片折叠舵翼作为研究对象，采用CFD或风洞试验的方法获得外翼上的气动特性；
选取的参数为一个马赫数、两个气流滚转角，一个气流偏转角及一组攻角。
优选地，在所述步骤S2中：
根据计算或试验得到的法向力及扭矩数据通过解方程的形式得到系数C、C0、M及M0，获得外翼气动力和力矩的显式表达。
优选地，一种导弹折叠舵翼外翼气动特性预测公式，包括法向力计算和折叠轴扭矩系数的计算，所述法向力和折叠轴扭矩定义在舵面固连坐标系下；
外翼气动力和力矩采用公式来计算，计算公式为线化方法，气动力和力矩为当地气流偏角的一阶线性函数；
外翼气动特性表述为攻角、气流滚转角、舵面方位角、和外翼折叠角的函数；
外翼气动特性受气流滞后角的影响；
法向力预测公式包含待定系数C和C0、折叠轴扭矩预测公式包含待定系数M和及M0，当地气流偏角公式包含待定系数φ′；
预测公式中的待定系数需通过样本数据辨识。
优选地，所述计算公式具体包括：法向力计算公式和折叠轴扭矩计算公式，所述气动特性计算公式针对内埋导弹折叠舵翼的外翼面。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式形式如下：
Figure BDA0003929887010000031
其中，Cn为外翼法向力系数；Mx为外翼对折叠轴的扭转力矩系数；αT为外翼当地气流偏角，αT＝arctan[tan(α)·cos(φ+θ-δ)]；φ为气流滚转角；φ′为气流滞后角；θ为外翼方位角；α为气流攻角；δ为外翼折叠角；
其中，α、θ、φ为输入参数，C、C0、M、M0为待定系数，Cn，Mx为模型输出；
通过有限的气动数据对式中的参数进行辨识得到所有气动滚转角、合成攻角，舵片方位角和折叠角下的气动数据。
根据本发明提供的一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，包括：
模块M1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；
模块M2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；
模块M3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。
优选地，在所述模块M1中：
选取导弹武器上的任一片折叠舵翼作为研究对象，采用CFD或风洞试验的方法获得外翼上的气动特性；
选取的参数为一个马赫数、两个气流滚转角，一个气流偏转角及一组攻角。
优选地，在所述模块M2中：
根据计算或试验得到的法向力及扭矩数据通过解方程的形式得到系数C、C0、M及M0，获得外翼气动力和力矩的显式表达。
优选地，一种导弹折叠舵翼外翼气动特性预测公式，包括法向力计算和折叠轴扭矩系数的计算，所述法向力和折叠轴扭矩定义在舵面固连坐标系下；
外翼气动力和力矩采用公式来计算，计算公式为线化方法，气动力和力矩为当地气流偏角的一阶线性函数；
外翼气动特性表述为攻角、气流滚转角、舵面方位角、和外翼折叠角的函数；
外翼气动特性受气流滞后角的影响；
法向力预测公式包含待定系数C和C0、折叠轴扭矩预测公式包含待定系数M和及M0，当地气流偏角公式包含待定系数φ′；
预测公式中的待定系数需通过样本数据辨识。
优选地，所述计算公式具体包括：法向力计算公式和折叠轴扭矩计算公式，所述气动特性计算公式针对内埋导弹折叠舵翼的外翼面。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式形式如下：
Figure BDA0003929887010000041
其中，Cn为外翼法向力系数；Mx为外翼对折叠轴的扭转力矩系数；αT为外翼当地气流偏角，αT＝arctan[tan(α)·cos(φ+θ-δ)]；φ为气流滚转角；φ′为气流滞后角；θ为外翼方位角；α为气流攻角；δ为外翼折叠角；
其中，α、θ、φ为输入参数，C、C0、M、M0为待定系数，Cn，Mx为模型输出；
通过有限的气动数据对式中的参数进行辨识得到所有气动滚转角、合成攻角，舵片方位角和折叠角下的气动数据。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明给出了采用本发明的公式计算出的数据与样本数据的对比，在绝大部分工况下预测值与样本值吻合良好，可以满足实际工程研制的需求。
2、本发明提供的预测方法简单、明了，预测精度高，可满足绝大部分舵翼折叠的导弹武器的研制；
3、本发明解决了多片折叠舵翼在展开过程中需大量风洞试验及CFD计算的问题，可成功将试验及计算的状态量缩小一个量级及以上，可极大缩短研制周期及降低成本；
4、本发明在总结大量研究数据的基础上提出了一套折叠舵外翼气动特性计算的公式，使得折叠舵翼设计研制的成本和周期大大降低。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为折叠舵翼模型；
图2为典型4片折叠舵翼模型；
图3为折叠舵翼滚动角模型；
图4为折叠舵翼速度分解原理图；
图5为折叠舵翼CFD计算模型图
图6为预测数据与样本数据的对比。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1：
根据本发明提供的一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法，如图1-图6所示，包括：
步骤S1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；
具体地，在所述步骤S1中：
选取导弹武器上的任一片折叠舵翼作为研究对象，采用CFD或风洞试验的方法获得外翼上的气动特性；
选取的参数为一个马赫数、两个气流滚转角，一个气流偏转角及一组攻角。
步骤S2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；
具体地，在所述步骤S2中：
根据计算或试验得到的法向力及扭矩数据通过解方程的形式得到系数C、C0、M及M0，获得外翼气动力和力矩的显式表达。
步骤S3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。
具体地，一种导弹折叠舵翼外翼气动特性预测公式，包括法向力计算和折叠轴扭矩系数的计算，所述法向力和折叠轴扭矩定义在舵面固连坐标系下；
外翼气动力和力矩采用公式来计算，计算公式为线化方法，气动力和力矩为当地气流偏角的一阶线性函数；
外翼气动特性表述为攻角、气流滚转角、舵面方位角、和外翼折叠角的函数；
外翼气动特性受气流滞后角的影响；
法向力预测公式包含待定系数C和C0、折叠轴扭矩预测公式包含待定系数M和及M0，当地气流偏角公式包含待定系数φ′；
预测公式中的待定系数需通过样本数据辨识。
具体地，所述计算公式具体包括：法向力计算公式和折叠轴扭矩计算公式，所述气动特性计算公式针对内埋导弹折叠舵翼的外翼面。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式形式如下：
Figure BDA0003929887010000061
其中，Cn为外翼法向力系数；Mx为外翼对折叠轴的扭转力矩系数；αT为外翼当地气流偏角，αT＝arctan[tan(α)·cos(φ+θ-δ)]；φ为气流滚转角；φ′为气流滞后角；θ为外翼方位角；α为气流攻角；δ为外翼折叠角；
其中，α、θ、φ为输入参数，C、C0、M、M0为待定系数，Cn，Mx为模型输出；
通过有限的气动数据对式中的参数进行辨识得到所有气动滚转角、合成攻角，舵片方位角和折叠角下的气动数据。
实施例2：
实施例2为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本发明还提供一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，所述战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统可以通过执行所述战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法的流程步骤予以实现，即本领域技术人员可以将所述战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法理解为所述战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统的优选实施方式。
根据本发明提供的一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，包括：
模块M1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；
具体地，在所述模块M1中：
选取导弹武器上的任一片折叠舵翼作为研究对象，采用CFD或风洞试验的方法获得外翼上的气动特性；
选取的参数为一个马赫数、两个气流滚转角，一个气流偏转角及一组攻角。
模块M2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；
具体地，在所述模块M2中：
根据计算或试验得到的法向力及扭矩数据通过解方程的形式得到系数C、C0、M及M0，获得外翼气动力和力矩的显式表达。
模块M3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。
具体地，一种导弹折叠舵翼外翼气动特性预测公式，包括法向力计算和折叠轴扭矩系数的计算，所述法向力和折叠轴扭矩定义在舵面固连坐标系下；
外翼气动力和力矩采用公式来计算，计算公式为线化方法，气动力和力矩为当地气流偏角的一阶线性函数；
外翼气动特性表述为攻角、气流滚转角、舵面方位角、和外翼折叠角的函数；
外翼气动特性受气流滞后角的影响；
法向力预测公式包含待定系数C和C0、折叠轴扭矩预测公式包含待定系数M和及M0，当地气流偏角公式包含待定系数φ′；
预测公式中的待定系数需通过样本数据辨识。
具体地，所述计算公式具体包括：法向力计算公式和折叠轴扭矩计算公式，所述气动特性计算公式针对内埋导弹折叠舵翼的外翼面。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式形式如下：
Figure BDA0003929887010000081
其中，Cn为外翼法向力系数；Mx为外翼对折叠轴的扭转力矩系数；αT为外翼当地气流偏角，αT＝arctan[tan(α)·cos(φ+θ-δ)]；φ为气流滚转角；φ′为气流滞后角；θ为外翼方位角；α为气流攻角；δ为外翼折叠角；
其中，α、θ、φ为输入参数，C、C0、M、M0为待定系数，Cn，Mx为模型输出；
通过有限的气动数据对式中的参数进行辨识得到所有气动滚转角、合成攻角，舵片方位角和折叠角下的气动数据。
实施例3：
实施例3为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本发明涉及战术导弹折舵叠翼外翼气动力计算技术，具体涉及机载内埋导弹及筒射导弹等带折叠舵外形在展开过程中的外翼气动力及力矩的计算。
本发明提出了一种带折叠舵翼的导弹武器外翼气动特性预测公式。本发明提供的预测公式适用于空射内埋导弹及筒射导弹等武器。
一种导弹折叠舵翼外翼气动特性预测公式，包括法向力计算和折叠轴扭矩系数的计算。所述法向力和折叠轴扭矩定义在舵面固连坐标系下。
外翼气动力和力矩采用公式来计算，计算公式为线化方法，气动力和力矩为当地气流偏角的一阶线性函数。
外翼气动特性表述为攻角、气流滚转角、舵面方位角、和外翼折叠角的函数。
外翼气动特性受气流滞后角的影响。
法向力预测公式包含待定系数C和C0、折叠轴扭矩预测公式包含待定系数M和及M0，当地气流偏角公式包含待定系数φ′。
预测公式中的待定系数需通过样本数据辨识。
实施例4：
实施例4为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本发明解决了机载内埋导弹武器折叠翼舵在内埋弹射展开过程中外翼气动特性预测需要大量计算和试验的问题，为解决上述问题，本发明提供了一套折叠舵翼气动特性计算的公式，该公式考虑了攻角、气流滚转角、方位角、舵翼折叠角等参变量的影响。同时，本发明还提供了折叠舵翼气动特性计算公式的推导过程和使用方法。
本发明所提供的公式仅需对有限参变量进行辨识便可以得到全部翼面和飞行工况下的气动特性。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式具体包括：法向力计算公式和折叠轴扭矩计算公式。所述气动特性计算公式针对内埋导弹折叠舵翼的外翼面。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式形式如下：
Figure BDA0003929887010000091
其中，
Cn：外翼法向力系数；
Mx：外翼对折叠轴的扭转力矩系数；
αT：外翼当地气流偏角，αT＝arctan[tan(α)·cos(φ+θ-δ)]；
φ：气流滚转角；
φ′：气流滞后角；
θ：外翼方位角；
α：气流攻角；
其中，α、θ、φ为输入参数C、C0、M、M0为待定系数Cn，Mx为模型输出。
本发明提供了折叠翼外翼气动力/力矩的推导过程，具体为：
步骤一、将来流沿弹轴和垂直于弹轴的方向进行分解，得到轴向分量和径向分量：
Figure BDA0003929887010000092
步骤二、将径向速度分量分解到弹体坐标系：
Figure BDA0003929887010000093
步骤三、弹体坐标系下的速度分量分解到舵面坐标系：
Figure BDA0003929887010000101
步骤四、根据攻角的定义得到外翼当地气流偏角αT：
Figure BDA0003929887010000102
步骤五、联立方程式(1)(2)(3)得到
Figure BDA0003929887010000106
可见，当地气流偏角αT是合成攻角α、合成滚转角φ，舵面方位角θ和外翼折叠角δ的函数，即：
Figure BDA0003929887010000103
步骤六、根据薄翼理论，假设气动力与攻角呈线性关系，可以得到如下表达式：
Figure BDA0003929887010000104
其中，C表示与来流Ma数、弹外形及外翼外形有关的参数，C0则表示αT＝0时弹身对外翼的初始干扰。
步骤七、气流滚转角修正
在实际使用公式(7)时发现气动载荷的最大值并非发生在αT为最大的时候，预测最大值与理论最大值在Φ轴上会有一个相移。其原因在于αT的计算是通过速度按理想无干扰的方式分解到舵面坐标系下的，而实际上气流在流过弹体时方向会发生偏折。
αT＝αT(α,φ-φ′,θ,δ) (8)
其中φ′表示考虑弹身干扰之后的合成φ角修正量。考虑φ修正之后的折叠舵外翼气动力计算公式则为：
CF＝C·αT(α,φ-φ′,θ,δ)+C0 (9)
进一步的，则可以将外翼法向力及扭矩系数写成式(10)的形式。
Figure BDA0003929887010000105
通过有限的气动数据对式(10)中的参数进行辨识即可得到所有气动滚转角、合成攻角，舵片方位角和折叠角下的气动数据。
本发明提供了折叠翼外翼气动力/力矩计算公式的使用方法，具体为：
步骤一、选取导弹武器上的任一片折叠舵翼作为研究对象，采用CFD或风洞试验的方法获得外翼上的气动特性。
根据计算公式，选取的参数为一个马赫数、两个气流滚转角，一个气流偏转角及一组攻角。
步骤二、根据计算或试验得到的法向力及扭矩数据通过解方程的形式得到系数C、C0、M及M0，获得外翼气动力/力矩的显式表达。
步骤三、根据外翼气动力/力矩的显式表达可求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。
实施例5：
实施例5为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
图1为折叠舵翼坐标系定义。折叠舵翼分内翼和外翼两部分(某些根部折叠的翼面也可以没有内翼，但这不影响本发明的适用性)。内翼与弹身固定，外翼通过折叠轴与内翼固定，外翼可绕折叠轴旋转。舵面坐标系定义在外翼上，为右手系。其坐标原点O为折叠轴与舵轴所在径向平面的交点上，OX轴指向舵翼前缘，OY轴垂直于外翼对称平面，OZ轴按右手定则。外翼舵面坐标系与外翼固联，随外翼一起转动。本发明所述法法向力沿OY轴，所述外翼扭矩绕OX轴。
图2为典型折叠舵翼模型。机载内埋导弹一般包含4片折叠翼舵，采用两侧折叠的方法折叠，在机载投放的过程中4片折叠翼舵同时展开，但因为所受气流影响不同，4片折叠舵翼上的载荷也不同。内埋折叠舵翼的研制需深入研究4片舵翼上的载荷情况。附图1所述的舵面坐标系适用于附图2中的每一片折叠翼舵。
附图3为折叠舵翼滚动角模型。机载内埋投放时气流不一定从正下方流向弹体，在弹体受到干扰发生滚动之后，可能有不同的滚转角出现，滚转角的变化影响到折叠舵翼外翼上的气动特性。
附图4为折叠翼舵速度分解图谱。折叠翼舵气动力计算涉及到3个坐标系之间的转换：气流旋转坐标系，弹体坐标系。为得到当地气流偏转角，需先将气流旋转坐标系下的速度分量分解到轴向弹轴和径向方向，然后将径向速度分量沿弹体坐标系方向分解，得到不随滚转角变化的速度分量形式。进一步，在此基础上将弹体坐标系下的速度分量分解到各舵面坐标系下，在此时引入折叠舵翼的方位角参数θ，定义为与OZ轴的夹角。进一步地，按照攻角的定义求出各片外翼的当地气流偏角，根据薄翼理论得到气动力/力矩计算的数学模型。
按照当地气流偏角得到的模型并未考虑弹身的影响，这与实际不一致，实际上得到的数学模型也与样本值存在较大的误差。因此需要对该公式进行修正，这里引入气流滞后角φ′。
附图5为折叠舵翼CFD计算的一个实例。CFD计算时可采用混合网格，表面为三角形网格，空间为棱柱边界层+四面体体网格，折叠舵翼的内外翼之间需留有足够的缝隙。通过改变攻角、马赫数、折叠角等参数，采用CFD计算软件得到外翼的气动特性样本数据。
附图6为本发明提供的折叠舵翼外翼气动特性计算公式与样本数据的对比。其中离散点为样本数据，虚线为采用本公式计算得到的数据。不同攻角下外翼法向力系数及折叠轴扭矩预测与样本值均吻合良好。具体为：φ角0°～270°范围内预测值与样本值几乎完全重合，而在270°～360°范围内预测值存在一定误差，这是因为此时研究的舵翼处在了背风区，流动比较复杂。从对比情况来看，本发明提供的公式能够满足工程研制的需求，且精度较高。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法，其特征在于，包括：
步骤S1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；
步骤S2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；
步骤S3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。
2.根据权利要求1所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法，其特征在于，在所述步骤S1中：
选取导弹武器上的任一片折叠舵翼作为研究对象，采用CFD或风洞试验的方法获得外翼上的气动特性；
选取的参数为一个马赫数、两个气流滚转角，一个气流偏转角及一组攻角。
3.根据权利要求1所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法，其特征在于，在所述步骤S2中：
根据计算或试验得到的法向力及扭矩数据通过解方程的形式得到系数C、C0、M及M0，获得外翼气动力和力矩的显式表达。
4.根据权利要求1所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法，其特征在于：
一种导弹折叠舵翼外翼气动特性预测公式，包括法向力计算和折叠轴扭矩系数的计算，所述法向力和折叠轴扭矩定义在舵面固连坐标系下；
外翼气动力和力矩采用公式来计算，计算公式为线化方法，气动力和力矩为当地气流偏角的一阶线性函数；
外翼气动特性表述为攻角、气流滚转角、舵面方位角、和外翼折叠角的函数；
外翼气动特性受气流滞后角的影响；
法向力预测公式包含待定系数C和C0、折叠轴扭矩预测公式包含待定系数M和及M0，当地气流偏角公式包含待定系数φ′；
预测公式中的待定系数需通过样本数据辨识。
5.根据权利要求4所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法，其特征在于：
所述计算公式具体包括：法向力计算公式和折叠轴扭矩计算公式，所述气动特性计算公式针对内埋导弹折叠舵翼的外翼面。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式形式如下：
Figure FDA0003929887000000021
其中，Cn为外翼法向力系数；Mx为外翼对折叠轴的扭转力矩系数；αT为外翼当地气流偏角，αT＝arctan[tan(α)·cos(φ+θ-δ)]；φ为气流滚转角；φ′为气流滞后角；θ为外翼方位角；α为气流攻角；δ为外翼折叠角；
其中，α、θ、φ为输入参数，C、C0、M、M0为待定系数，Cn，Mx为模型输出；
通过有限的气动数据对式中的参数进行辨识得到所有气动滚转角、合成攻角，舵片方位角和折叠角下的气动数据。
6.一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，其特征在于，包括：
模块M1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；
模块M2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；
模块M3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。
7.根据权利要求6所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，其特征在于，在所述模块M1中：
选取导弹武器上的任一片折叠舵翼作为研究对象，采用CFD或风洞试验的方法获得外翼上的气动特性；
选取的参数为一个马赫数、两个气流滚转角，一个气流偏转角及一组攻角。
8.根据权利要求6所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，其特征在于，在所述模块M2中：
根据计算或试验得到的法向力及扭矩数据通过解方程的形式得到系数C、C0、M及M0，获得外翼气动力和力矩的显式表达。
9.根据权利要求6所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，其特征在于：
一种导弹折叠舵翼外翼气动特性预测公式，包括法向力计算和折叠轴扭矩系数的计算，所述法向力和折叠轴扭矩定义在舵面固连坐标系下；
外翼气动力和力矩采用公式来计算，计算公式为线化方法，气动力和力矩为当地气流偏角的一阶线性函数；
外翼气动特性表述为攻角、气流滚转角、舵面方位角、和外翼折叠角的函数；
外翼气动特性受气流滞后角的影响；
法向力预测公式包含待定系数C和C0、折叠轴扭矩预测公式包含待定系数M和及M0，当地气流偏角公式包含待定系数φ′；
预测公式中的待定系数需通过样本数据辨识。
10.根据权利要求9所述的战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算系统，其特征在于：
所述计算公式具体包括：法向力计算公式和折叠轴扭矩计算公式，所述气动特性计算公式针对内埋导弹折叠舵翼的外翼面。
一种内埋导弹折叠舵翼气动特性计算公式形式如下：
Figure FDA0003929887000000031
其中，Cn为外翼法向力系数；Mx为外翼对折叠轴的扭转力矩系数；αT为外翼当地气流偏角，αT＝arctan[tan(α)·cos(φ+θ-δ)]；φ为气流滚转角；φ′为气流滞后角；θ为外翼方位角；α为气流攻角；δ为外翼折叠角；
其中，α、θ、φ为输入参数，C、C0、M、M0为待定系数，Cn，Mx为模型输出；
通过有限的气动数据对式中的参数进行辨识得到所有气动滚转角、合成攻角，舵片方位角和折叠角下的气动数据。
CN202211384035.0A 2022-11-07 2022-11-07 战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统 Pending CN115713046A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211384035.0A CN115713046A (zh) 2022-11-07 2022-11-07 战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211384035.0A CN115713046A (zh) 2022-11-07 2022-11-07 战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115713046A true CN115713046A (zh) 2023-02-24

Family

ID=85232329

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211384035.0A Pending CN115713046A (zh) 2022-11-07 2022-11-07 战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115713046A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117172077A (zh) * 2023-10-27 2023-12-05 西安现代控制技术研究所 一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117172077A (zh) * 2023-10-27 2023-12-05 西安现代控制技术研究所 一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法
CN117172077B (zh) * 2023-10-27 2024-02-20 西安现代控制技术研究所 一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106444807B (zh) 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
US8367993B2 (en) Aerodynamic flight termination system and method
Alcorn et al. The X-31 aircraft: advances in aircraft agility and performance
Niestroy et al. A tailless fighter aircraft model for control-related research and development
Gal-Or Fundamental concepts of vectored propulsion
CN110874055B (zh) 两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法
CN115713046A (zh) 战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统
Awad et al. Roll-pitch-yaw autopilot design for nonlinear time-varying missile using partial state observer based global fast terminal sliding mode control
CN108414185B (zh) 对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法
CN116432317A (zh) 一种基于cfd的弹箭分布式气动特性获取方法
CN114265420B (zh) 适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法
Mehta et al. Nonlinear control of hypersonic missiles for maximum target penetration
Atesoglu et al. High-alpha flight maneuverability enhancement of a fighter aircraft using thrust-vectoring control
Park et al. A new practical guidance law for a guided projectile
Wei et al. Store separation analysis of the Penguin missile from the SH-2G helicopter
István Missile mathematical model and system design
CN110362112B (zh) 一种抑制发动机干扰的引入方法
Sibilski Problems of manoeuvring at post-critical angles of attack-Continuation and bifurcation methods approach
Atesoglu et al. High-alpha flight maneuverability enhancement of a twin engine fighter-bomber aircraft for air combat superiority using thrust-vectoring control
CN116484756A (zh) 连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统
Nadjafi et al. Reliable and improved selection of fins/trim tabs layouts on rocket to control the direct flight
Tekin Design, modeling, guidance and control of a vertical launch surface to air missile
CN112068421B (zh) 一种基于l1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法
Rajput et al. A backstepping based flight control design for an overactuated flying wing aircraft
CN115114781A (zh) 十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法及系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination