尾控制导弹药气动分析方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种尾控制导弹药气动分析方法及装置。其中，该方法包括：建立导弹模型，并对所述导弹模型和所述导弹模型的计算域进行网格划分；利用工程仿真模拟出空气绕流导弹的流动情况，基于网格划分后的所述导弹模型、所述计算域和所模拟出的流动情况，计算所述导弹模型的弹丸不旋转情况下绕弹轴的第一力矩系数和预设转速下绕弹轴的第二力矩系数；基于所述第一力矩系数和所述第二力矩系数，分析所述导弹模型的气动参数。本发明专利技术解决了无法全面和准确的掌握导弹的气动力变化性能的技术问题。题。题。

【技术实现步骤摘要】
尾控制导弹药气动分析方法及装置


[0001]本专利技术涉及导弹控制领域，具体而言，涉及一种尾控制导弹药气动分析方法及装置。

技术介绍

[0002]导弹是依靠自身动力装置推进，由制导系统导引、控制其飞行弹道，将战斗部导向并摧毁目标的武器。导弹的气动布局直接决定其整体的气动特性。
[0003]导弹的气动参数描述空气动力和力矩随着飞行速度、高度和姿态变化的规律，是建立导弹动力学方程的基础。在导弹研制的过程中，飞行控制系统就是根据导弹的气动参数来确定的。研究空气绕流此导弹的流动情况，并分析导弹在不同攻角时的阻力系数和尾翼导转力矩系数曲线、射程和高度曲线以及速度曲线。通过数值分析来改善导弹模型的气动特性，从而实现导弹模型飞行的稳定和提高导弹模型的命中率，对未来的作战有着重要的意义。
[0004]阻力特性在研究导弹模型的设计过程中有着重要的作用，只有知道阻力特性，才能去不断改进导弹模型的气动布局，从而想办法去减少其在飞行过程中所受到的阻力。导弹模型所受到的阻力直接影响导弹模型的飞行品质，对导弹模型能否精确的命中目标有着重要影响。
[0005]针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

技术实现思路

[0006]本专利技术实施例提供了一种尾控制导弹药气动分析方法及装置，以至少解决无法全面和准确的掌握导弹的气动力变化性能的技术问题。
[0007]根据本专利技术实施例的一个方面，提供了一种尾控制导弹药气动分析方法，包括：建立导弹模型，并对所述导弹模型和所述导弹模型的计算域进行网格划分；利用工程仿真模拟出空气绕流导弹的流动情况，基于网格划分后的所述导弹模型、所述计算域和所模拟出的流动情况，计算所述导弹模型的弹丸不旋转情况下绕弹轴的第一力矩系数和预设转速下绕弹轴的第二力矩系数；基于所述第一力矩系数和所述第二力矩系数，分析导弹模型的气动参数。
[0008]根据本专利技术实施例的另一方面，还提供了一种尾控制导弹药气动分析装置，包括：模型建立模块，被配置为建立导弹模型，并对所述导弹模型和所述导弹模型的计算域进行网格划分；计算模块，被配置为利用工程仿真模拟出空气绕流导弹的流动情况，基于网格划分后的所述导弹模型、所述计算域和所模拟出的流动情况，计算所述导弹模型的弹丸不旋转情况下绕弹轴的第一力矩系数和预设转速下绕弹轴的第二力矩系数；分析分块，被配置为基于所述第一力矩系数和所述第二力矩系数，分析所述导弹模型的气动参数。
[0009]根据本专利技术实施例的又一方面，还提供了一种电子设备，包括尾控制导弹药气动分析装置。
[0010]根据本专利技术实施例的又一方面，还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有程序，在所述程序运行时，使得计算机执行上述方法。
[0011]在本专利技术实施例中，借助工程仿真模拟出空气绕流导弹的流动情况，并分析导弹在不同攻角时的阻力系数和尾翼导转力矩系数曲线、射程和高度曲线以及速度曲线，进而解决了无法全面和准确的掌握导弹的气动力变化性能的技术问题。
附图说明
[0012]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0013]图1是根据本专利技术实施例的一种尾控制导弹药气动分析方法的流程图；
[0014]图2是根据本专利技术实施例的仿真的导弹模型的结构示意图；
[0015]图3是根据本专利技术实施例的弹体表面网格的示意图；
[0016]图4是根据本专利技术实施例的减旋翼表面网格及其细节的示意图；
[0017]图5是根据本专利技术实施例的计算域的示意图；
[0018]图6是根据本专利技术实施例的计算域纵向截面和尾部加密区网格的示意图；
[0019]图7是根据本专利技术实施例的仿真收敛情况的曲线图；
[0020]图8是根据本专利技术实施例的导弹模型A的压力云图；
[0021]图9是根据本专利技术实施例的导弹模型B的压力云图；
[0022]图10是根据本专利技术实施例的流经弹体表面的流线示意图；
[0023]图11根据本专利技术实施例的流经减旋翼表面的流线示意图；
[0024]图12是根据本专利技术实施例的又一种尾控制导弹药气动分析方法的流程图；
[0025]图13为本申请实施例提供的一种电子设备的结构示意图。
具体实施方式
[0026]为了使本
的人员更好地理解本专利技术方案，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本专利技术保护的范围。
[0027]需要说明的是，本专利技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本专利技术的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
[0028]实施例1
[0029]本专利技术实施例提供了一种尾控制导弹药气动分析方法，通过Ansys
‑
Fluent仿真分析来分析导弹在不同攻角时的阻力系数和尾翼导转力矩系数曲线、射程和高度曲线以及速
度曲线，并根据仿真结果来改善气动特性，从而实现导弹飞行的稳定和提高导弹的命中率。
[0030]图1是根据本申请实施例的尾控制导弹药气动分析方法的流程图，如图1所示，包括以下步骤：
[0031]步骤S102，建立导弹模型。
[0032]基于真实的导弹建立导弹模型。
[0033]为了仿真减旋翼片的减旋效果，设计了两种形式的减旋翼片，并分别命名为导弹模型A和导弹模型B，如图2所示。图2中的a是所设计的导弹模型的立体示意图，b是导弹模型A的减旋翼，c是导弹模型B的减旋翼。两种模型均具有4片减旋翼，且每片减旋翼在迎风面都有3度的斜切角，所有翼片均完全弹出。导弹模型A的4片减旋翼均正常安装，导弹模型B的4片减旋翼均斜置安装，斜置角为3度。
[0034]为了网格划分方便，对导弹模型进行了如下简化：
[0035]1)忽略弹丸两个定心部与圆柱段的直径差别；
[0036]2)忽略弹带；
[0037]3)忽略弹体各处圆角。
[0038]步骤S104，网格划分。
[0039]仿真时采用圆柱形计算域，并对计算域和导弹模型进行网格划分。图3至图6为流场网格划分情况，其中，图4中的a是减旋翼表面网格与弹体表面网格尺寸对比，b是减旋翼表面网格细节图。
[0040]如图3至图6所示，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种尾控制导弹药气动分析方法，其特征在于，包括：建立导弹模型，并对所述导弹模型和所述导弹模型的计算域进行网格划分；利用工程仿真模拟出空气绕流导弹的流动情况，基于网格划分后的所述导弹模型、所述计算域和所模拟出的流动情况，计算所述导弹模型的弹丸不旋转情况下绕弹轴的第一力矩系数和预设转速下绕弹轴的第二力矩系数；基于所述第一力矩系数和所述第二力矩系数，分析所述导弹模型的气动参数。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，分析所述导弹模型的气动参数包括：分析所述导弹模型在不同攻角时的阻力系数和尾翼导转力矩系数曲线、射程和高度曲线以及速度曲线。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，利用工程仿真模拟出空气绕流所述导弹的流动情况包括：基于空气密度和所述导弹模型的速度分量和单位体积的总能，建立用于控制所述导弹模型飞行的控制方程组，并对所述控制方程组引入理想气体状态方程，以使得所述控制方程组所解的问题封闭；基于涡粘性、封闭系数、张量以及所述导弹模型与所述计算域的壁面最近的距离，来模拟所述导弹模型在飞行时的湍流流动。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，计算所述导弹模型的弹丸不旋转情况下绕弹轴的第一力矩系数和预设转速下绕弹轴的第二力矩系数，包括：采用定常问题求解方法、且空间格式采用二阶精度的平均通量差异分裂格式，来计算所述导弹模型的弹丸不旋转情况下绕弹轴的第一力矩系数和预设转速下绕弹轴的第二力矩系数。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，计算所述导弹模型的...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘宁，陈荣，傅健，刘福朝，苏中，李擎，范军芳，袁超杰，
申请(专利权)人：北京信息科技大学，
类型：发明
国别省市：