[發明專利]箭彈俯仰力矩系數和壓力中心系數修正方法及存儲介質

有效

• 申請號: 201911131806.3
• 申請日: 2019-11-19
• 公開（公告）號: CN111006835B
• 公開（公告）日: 2020-10-16
• 發明（設計）人: 郝賡;劉子騰
• 申請（專利權）人: 藍箭航天空間科技股份有限公司
• 主分類號: G01M9/00
• 分類號: G01M9/00;G01M9/08
• 代理公司: 北京科石知識產權代理有限公司 11595
• 代理人: 李艷霞

本申請提供了一種箭彈俯仰力矩系數和壓力中心系數修正方法及存儲介質，修正方法適用于軸對稱旋成體外形，無尾布局或+、x尾翼布局的箭彈類飛行器，其包括以下步驟：獲取原始構型的箭彈的氣動特性參數；獲取箭彈飛行器的外形變化數據；構建改進構型的箭彈的俯仰力矩系數模型和壓力中心系數模型；將原始構型的箭彈的氣動特性參數和箭彈飛行器的外形變化數據輸入到改進構型的箭彈的俯仰力矩系數模型和壓力中心系數模型中，得到改進構型的箭彈的俯仰力矩系數和壓力中心系數，以縮短設計周期，降低設計成本。本申請能夠擺脫對風洞試驗、復雜的計算過程的依賴，大大縮短設計周期，降低設計成本，提高設計效率。

技術領域

本申請屬于箭彈類飛行器系數修正技術領域，具體涉及一種箭彈俯仰力矩系數和壓力中心系數修正方法及存儲介質。

背景技術

大氣層中運動的飛行器在空氣的作用下，會產生包括升力、阻力的氣動力。工程上通常將大氣層中的飛行器受到的氣動力進行歸一化，寫成氣動力系數的形式，并統稱為氣動特性。飛行器的氣動特性中的俯仰力矩系數和壓力中心系數影響飛行器的穩定性和操縱性，在飛行器設計中占有重要地位。當飛行器的構型發生變化時，飛行器的氣動特性也相應變化，從而影響飛行器的飛行性能。

隨著計算機技術和試驗技術的進步，飛行器氣動特性的獲得方式和手段不斷豐富和進步。工程上通常使用風洞試驗技術和數值計算技術來獲得飛行器的氣動特性。

風洞試驗技術需要設計、加工飛行器的縮比模型，并將飛行器的縮比模型安裝在風洞試驗設備中，進行吹風試驗，測量飛行器的氣動特性，獲得飛行器的俯仰力矩系數和壓力中心系數。而當飛行器的構型發生變化時，如果采用風洞試驗的方式獲得飛行器的氣動特性，就需要重新設計、加工飛行器的試驗模型，并重新進行風洞試驗；然而，這不可避免會導致成本的增加和計算周期的加長。

數值計算技術需要根據飛行器的外形建立數學模型。計算方法通常包括工程經驗計算方法和基于求解N-S方程的CFD計算方法。工程經驗計算方法一般用于方案初期階段的計算，速度快，但是精度較低。CFD計算方法的計算進度能夠滿足工程需求，但是計算前處理和計算時間相對工程經驗計算方法較長；另外，如果飛行器的構型發生變化，則需要重新進行前處理，并重新計算新構型的流場，成本和計算周期亦不可避免的增加。

發明內容

為至少在一定程度上克服相關技術中存在的問題，本申請提供了一種箭彈俯仰力矩系數和壓力中心系數修正方法及存儲介質。

根據本申請實施例的第一方面，本申請提供了一種箭彈俯仰力矩系數和壓力中心系數修正方法，適用于軸對稱旋成體外形，無尾布局或+、x尾翼布局的箭彈類飛行器，其包括以下步驟：

獲取原始構型的箭彈的氣動特性參數；

獲取箭彈飛行器的外形變化數據；

構建改進構型的箭彈的俯仰力矩系數模型和壓力中心系數模型；

將原始構型的箭彈的氣動特性參數和箭彈飛行器的外形變化數據輸入到改進構型的箭彈的俯仰力矩系數模型和壓力中心系數模型中，得到改進構型的箭彈的俯仰力矩系數和壓力中心系數，以縮短設計周期，降低設計成本。

上述箭彈俯仰力矩系數和壓力中心系數修正方法中，獲取的所述原始構型的箭彈的氣動特性參數包括原始構型的箭彈的俯仰力矩系數和壓力中心系數。

上述箭彈俯仰力矩系數和壓力中心系數修正方法中，獲取的所述箭彈飛行器的外形變化數據包括原始構型的箭彈與改進構型的箭彈的參考長度變化量。

進一步地，構建的改進構型的箭彈的俯仰力矩系數模型為：

構建的改進構型的箭彈的壓力中心系數模型為：