[发明专利]一种箭体或弹体分布气动特性计算方法

说明书

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。

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。