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datcom-计算导弹气动参数概述

目录软件介绍导弹参数结果及分析计算过程

软件介绍MissileDatcom软件的全称为MissileDataCompendium，是由美国空军飞行力学实验室开发的一款气动力工程计算软件。MissileDatcom采用了部件组合法、模块化法（数据模块化和方法模块化）。由于其充分利用了美国空军几十年来的风洞试验数据，因此它具有较强的适应性和较高精度。随着技术的发展和试验数据的积累，该程序截止至1997年已先后发布了7个版本，并至2002年仍不断对其进行修订和补充。由于其显著的优点，该程序在美国飞行器方案设计和初步分析过程中应用非常普遍，基本成为美国飞行器总体设计部门必备的程序。

导弹参数查阅资料得到F4的尺寸如下图：F4的三维图F4的尺寸图

计算过程我们首先计算M910的气动特性，根据查阅到的导弹参数资料。我们计算出MD计算气动参数。依次填入MD的GUI界面。首先定义计算使用的单位以及导弹飞行条件。（飞行条件参照论文）

计算过程根据M910的平面图，对比MD对弹体参数的定义。参数填写如下右图所示：

计算过程对弹体参考参数的设定如下图：

计算过程我们随后计算F4的气动特性，根据查阅到的导弹参数资料。我们计算出MD计算气动参数。依次填入MD的GUI界面。首先定义计算使用的单位以及导弹飞行条件。（飞行条件参照论文）

计算过程根据F4的平面图，对比MD对弹体参数的定义。参数填写如下右图所示：

计算过程对弹体参考参数的设定如下图：

计算过程根据F4的平面图，对比MD对弹翼参数的定义。参数填写如下右图所示：

结果&分析升力特性分析Ma=0.8，M910升力系数随攻角变化曲线Ma=0.8，F4升力系数随攻角变化曲线我们取马赫数为0.8，对比F4和M910的升力曲线。我们发现，两者的升力曲线的变化趋势基本一致。两者同时在攻角50°时达到升力系数峰值，峰值略有差别。这是由于两者弹体差别导致。两者升力系数在攻角小于40°时呈线性，斜率约等于π。两导弹在攻角大于50°时开始失速。从整体来看，升力曲线趋势均正常，但是失速攻角偏大。我们知道，一些战术导弹在执行作战任务时，有时候需要进行大过载、大攻角机动。这是合理的。但是，什么原因导致失速攻角如此大呢？

结果&分析升力特性分析查阅资料，我们知道一般飞机的失速攻角大约在12~30°之间。而M910和F4的失速攻角一度达到50多度。是什么造成这两者之间的差别呢。我们知道和普通飞机相比，M910和F4弹体没有弹翼。那么有可能这就是造成失速攻角较大的原因。为了验证这一猜想，我们将F4的外形布局做如左图的改动。首先，我们将尾翼平移至较为靠前的位置。计算气动特性。而后，我们将尾翼展长增加。再计算这种情况下的气动特性。

结果&分析升力特性分析Ma=0.8，F4升力系数随攻角变化曲线计算结果如左图。对比原图我们看到，移动翼面之后的升力系数曲线变化很小，几乎很难看出区别。但是，扩展翼面之后我们发现，升力系数曲线发生了较大改变。首先，我们看到峰值由原来的3.2下降到2.4。最重要的是失速攻角由50°减小到20°。综合上述结果，我们可以得出结论。F4和M910失速攻角很大的主要原因是由于采用了无翼面结构或者小翼面结构。由于没有翼面，所以在攻角增大的时候，升力系数对攻角敏感度增大。失速攻角加速到来，所以导致失速攻角由50°骤减至20°。Ma=0.8，移动翼面后F4升力系数随攻角变化曲线Ma=0.8，扩展翼面后F4升力系数随攻角变化曲线

结果&分析阻力特性分析攻角3°，F4阻力系数随马赫数变化曲线我们取攻角为3°，对比F4和M910的阻力系数曲线。我们发现，两者的升力曲线的变化趋势基本一致。两者皆在马赫数为1.2时达到峰值。且在马赫数为1附近即跨音速时，阻力系数发生剧烈变化。这也是由于跨音速时，激波形成，导致阻力剧烈增大。整体来看，M910的阻力系数要大于F4。这是由于两者弹体外形以及具体参数不同造成的。这于原论文中的阻力曲线也较为符合。攻角3°，M910阻力系数随马赫数变化曲线

结果&分析升阻比特性分析Ma=0.8，M910升阻比随攻角变化曲线Ma=0.8，F4升阻比随攻角变化曲线我们取马赫数为0.8，对比F4和M910的升阻比曲线。我们发现，两者的升阻比曲线的变化趋势基本一致。从图中看出，M910的升阻比在攻角为16°时达到峰值，约为2.3。F4的升阻比在攻角为8°时达到峰值，约为4.0。两者峰值差距，主要是由于F4由一组尾翼。在攻角增大过程中升力增加更快，并且由于失速攻角更小。所以升阻比达到峰值时的攻角更小。

结果&分析压心位置分析攻角3°，M910的气动中心位置随马赫数变化曲线攻角3°，F4的气动中心位置随马赫数变化曲线我们取攻角为3°，对比F4和M910的压心位置随马赫数变化曲