[发明专利]箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质

说明书

本申请提供了一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质，修正方法适用于轴对称旋成体外形，无尾布局或+、x尾翼布局的箭弹类飞行器，其包括以下步骤：获取原始构型的箭弹的气动特性参数；获取箭弹飞行器的外形变化数据；构建改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型；将原始构型的箭弹的气动特性参数和箭弹飞行器的外形变化数据输入到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型中，得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数，以缩短设计周期，降低设计成本。本申请能够摆脱对风洞试验、复杂的计算过程的依赖，大大缩短设计周期，降低设计成本，提高设计效率。

技术领域

本申请属于箭弹类飞行器系数修正技术领域，具体涉及一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质。

背景技术

大气层中运动的飞行器在空气的作用下，会产生包括升力、阻力的气动力。工程上通常将大气层中的飞行器受到的气动力进行归一化，写成气动力系数的形式，并统称为气动特性。飞行器的气动特性中的俯仰力矩系数和压力中心系数影响飞行器的稳定性和操纵性，在飞行器设计中占有重要地位。当飞行器的构型发生变化时，飞行器的气动特性也相应变化，从而影响飞行器的飞行性能。

随着计算机技术和试验技术的进步，飞行器气动特性的获得方式和手段不断丰富和进步。工程上通常使用风洞试验技术和数值计算技术来获得飞行器的气动特性。

风洞试验技术需要设计、加工飞行器的缩比模型，并将飞行器的缩比模型安装在风洞试验设备中，进行吹风试验，测量飞行器的气动特性，获得飞行器的俯仰力矩系数和压力中心系数。而当飞行器的构型发生变化时，如果采用风洞试验的方式获得飞行器的气动特性，就需要重新设计、加工飞行器的试验模型，并重新进行风洞试验；然而，这不可避免会导致成本的增加和计算周期的加长。

数值计算技术需要根据飞行器的外形建立数学模型。计算方法通常包括工程经验计算方法和基于求解N-S方程的CFD计算方法。工程经验计算方法一般用于方案初期阶段的计算，速度快，但是精度较低。CFD计算方法的计算进度能够满足工程需求，但是计算前处理和计算时间相对工程经验计算方法较长；另外，如果飞行器的构型发生变化，则需要重新进行前处理，并重新计算新构型的流场，成本和计算周期亦不可避免的增加。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，适用于轴对称旋成体外形，无尾布局或+、x尾翼布局的箭弹类飞行器，其包括以下步骤：

获取原始构型的箭弹的气动特性参数；

获取箭弹飞行器的外形变化数据；

构建改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型；

将原始构型的箭弹的气动特性参数和箭弹飞行器的外形变化数据输入到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型中，得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数，以缩短设计周期，降低设计成本。

上述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中，获取的所述原始构型的箭弹的气动特性参数包括原始构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数。

上述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中，获取的所述箭弹飞行器的外形变化数据包括原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量。

进一步地，构建的改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型为：

构建的改进构型的箭弹的压力中心系数模型为：