MISSILE-DATCOM使用教程课件.pptx

1、MISSLE DATCOMMissile Datcom软件简介软件简介 Missile Datcom 软件的全称为Missile Data Compendium，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。 Missile Datcom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

2、计部门必备的程序。Missile Datcom的适用范围的适用范围输入/输出文件程序的运行需要用到以下11个文件： for002.dat for003.dat for004.dat for005.dat用户输入文件； for006.dat程序输出文件； for007.dat for012.dat输入说明输入到计算机程序的方案往往是以一种列表和控制卡片的混合方式。 输入可以从任意列开始，且可按任一顺序输入； 所有数字输入的命名都使用能帮助记忆的（变量）名字； 程序输入“标识符”大量减少。这一过程是在单通道下运行的查错程序，所有的错误都在这次“单独”的运行中被查出。 单位制可以是英尺、英寸、米或厘

3、米。默认为英尺。 导数可以用度或弧度表示。默认为度。 几何外形可以由形状类型或表面坐标来确定。 翼剖面可以是用户自定义，NACA或超音速形状的剖面。默认六边形超音速翼型。 布局可以在一个已知的侧滑角下运行并随机身攻角而变化，或者在一已知气动滚转角下运行并改变总攻角。 飞行状态可以由用户自定义，或设置为标准大气模型。用风洞试验情况来模拟实际飞行状态也是可行的。默认飞行状态为零高度。输入说明列表的输入 列表的输入是独立的，可以从任一列开始。 相同列表中可以多次输入相同的case。 如$REFQ SREF=1.,$ $REFQ LREF=2.,$ $REFQ ROUGH=0.001,$相当于$REF

4、Q SREF=1., LREF=2., ROUGH=0.001,$ 一个case中的一个列表变量的最终值就是用于计算的值。 某些变量的输入是按照数列而不是单独的值，如果数列表超出一张卡，则在续行页中必须重复声明变量名和数列中第一个续值的索引。 列表的输入没有一定的顺序。 只有需要进行运行case的列表才进行输入。例如：$FLTCONNALPHA=20.,ALPHA=0.,2.,4.,6.,8.,10.,12.,14.,16.,18.,20.,ALPFA(12)=22.,24.,28.,32.,36.,40.,44.,48.,52.,NMACH=5.,MACH=0.2,0.8,1.5,2.,3.

5、,ALT=0.,1000.,ALT(3)=20000.,30000.,40000.,$列表的命名列表列表输入输入$FLTCON飞行条件（攻角、海拔等）$REFQ参考量（参考面积、长度等）$AXIBOD轴对称布局$ELLBOD椭圆机身布局$PROTUB机身突出物$FINSETn对舵的描述（n为舵数：1,2,3 or 4）$DEFLCT翼面倾角（偏转）值$TRIM配平信息$INLET进气口外形$EXPR试验数据翼型结构的每一个组成部分都需要一个单独的列表翼型结构的每一个组成部分都需要一个单独的列表输入。因此，一个体输入。因此，一个体翼翼尾的外形尾的外形case输入至少需输入至少需要以下列表输入项的

6、每一项。因为不是所有的变量要以下列表输入项的每一项。因为不是所有的变量都有默认值。都有默认值。$FLTCON定义飞行条件$AXIBOD或$ELLBOD定义弹体$FINSET1定义最前面的舵$FINSET2定义第一组随后的舵$FINSET3定义第二组随后的舵$FINSET4定义第三组随后的舵程序对整体外形的确定需要每一个部件的列表，即使没有输入任何数据。以下规则适用于列表的输入：l如果不需要，则可以不包含任何列表。l一个列表中不能含有变量除非需要。程序的运行由输入提供的数字及数据类型决定。l不用对外形描述得过为详细。用户的输入优先于程序的计算。列表列表FLTCON飞行条件飞行条件NALPHA攻角

7、个数u 程序被限制在每个case不超过20个攻角和20个马赫数/海拔高度。u 雷诺数是不可缺少的，由REN、ALT、MACH或VINF、PINF、TINF构成雷诺数条件（雷诺数计算使用了1962年标准大气模型）。u 用户输入值优先于程序计算。因此，用户可以不考虑任何默认值或标准大气运算。ALPHA攻角（度）BETA侧滑角（度）PHI滚转角（度）NMACH马赫数个数MACH马赫数ALT海拔高度REN单位长度雷诺数PINF来流静压TINF来流静温列表列表REFQ参考量参考量SREF参考面积u XCG的输入与整体坐标系的原点有关（X=0，见图1），通过SCALE来刻度。u 可以详细定义表面粗糙高度率

8、（RHR）以代替表面粗糙度高度（ROUGH）。RHR可以表示出百万分之一的粗糙度高度变化值的平均算术值。LREF纵向参考长度LATREF横向参考长度XCG压心纵向位置ZCG压心垂直位置BLAYER边界层类型（全紊流、自然过渡）ROUGH表面粗糙度高度RHR表面粗糙度高度率SCALE飞行器比例因子图1 飞行器几何外形列表列表AXIBOD轴对称外形轴对称外形X0弹头端点纵向坐标u 此为方案一描述弹身。u 几何外形通常分为前端、中段、尾端。形状、全长和每一部分基准直径都要详细说明。注意到对于一个完整的构型来说，以上三部分并不是都需要存在的。u 如果没有定义DEXIT则DEXIT = 0。u TRUN

9、C必须置为FALSE。u X和R的前五个点必须在球形前端。TNOSE弹头类型（圆锥、尖顶拱、指数、哈克、卡门）POWER幂次，n，(r/R)=(x/L)nLNOSE弹头长度DNOSE弹头底部直径BNOSE弹头钝度直径（或截面直径）TRUNC弹头截断标记（是/否）LCENTR弹身长度DCENTR弹身底面直径TAFT弹体尾部形状（圆锥/圆顶拱）LAFT弹体尾部长度DAFT弹体尾部底面直径（大于0且不等于DCENTR）DEXIT用于计算底部阻力的喷口直径BASE是否计算底部卷流干扰（.TURE/.FALSE）列表列表PROTUB突出体外形突出体外形NPROT突出物组数u 一个突出物组由所有突出物中相

10、同轴向位置相同尺寸和形状各组成，只要对每一组突出物的某一个的几何外形进行描述即可。一组突出物的个数最多为20个。u VCYL，HCYL，BLOCK和FAIRING型的突出物只含一个。u FAIRING型必须保证一个零偏移量，即使输入非零偏移量程序也会采取零偏移量。u LPROT，WPROT，HPROT，OPROT的输入都基于不同突出物类型的输入的成员面按前后顺序排列。PTYPE突出物组的类型XPROT导弹头部至各突出物组的纵向距离NLOC各组突出物的个数LPROT各突出物的长度WPROT各突出物的宽度HPROT各突出物的高度OPROT各突出物的垂直偏量（传感器）（传感器）（点火按钮）（点火按钮

11、）（电气连接）（电气连接）（发射支架）（发射支架）列表列表FINSET定义舵组数定义舵组数nSECTYP翼型类型u 翼型类型有HEX,ARC,USER,NACAu 用户可以指定多大四组不相交的舵，n为指定舵组数，如果n=0或省略则会产生输入错误。u 用户选择翼型曲线“折点”，一个折点还能说明机翼部分的变化，但是这部分机翼必须为相同类型。SSPAN半翼展位置CHORD每个舵半展处的弦长XLE弹头至每个舵展位置弦线前缘的位置SWEEP每个舵展向位置的后掠角STA用于计算后掠角的弦线位置LER每个舵展向位置的弦线位置NPANEL每组舵的翼面个数PHIF从弹尾向弹头看去每个翼面的顺时针滚转角GAM每个

12、翼面与平面的夹角CFOC每个翼展位置处的襟翼弦长和翼弦长的比列表列表DEFLCT翼面偏转角翼面偏转角DELTA1舵组1中每个翼面的舵偏角u 允许用户确定每一组舵面的入射角。DELTA2舵组2中每个翼面的舵偏角DELTA3舵组3中每个翼面的舵偏角DELTA4舵组4中每个翼面的舵偏角XHINGE每组舵面绞线到原始坐标系的距离SKEW每组舵面绞线的后掠角列表列表TRIM气动力配平气动力配平SET用于气动配平的舵组号PANT1翼面1PANT2翼面2PANT3翼面3PANT4翼面4PANT5翼面5PANT6翼面6PANT7翼面7PANT8翼面8DELMIN舵偏角最大负角DELMAX舵偏角最大正角ASYM

13、需要进行舵偏角符号颠倒的翼面列表列表INLET轴对称二维进气口外形轴对称二维进气口外形NIN进气口数目（最大20）u 该列表用于对进气口和分流器的构型进行建模。可以轴对称，二维侧挂和二维顶置的进气口进行表述。INTYPE进气口类型XINLT弹头尖端到进气口前缘的纵向距离XDIV进气口前缘到偏向器前缘的纵向距离HDIV偏向器前缘距弹身的距离LDIV偏向器的长度PHI从弹尾向前看垂直方向与进气口的顺时针角度X进气口相对其前缘的纵向位置H、W进气口的纵向高度和纵向宽度COVER进气口是否附着RAMP外部压缩进气口斜道角ADD是否计算进气口附加阻力MFR相对每一马赫数的质量流量比侧视图侧视图仰仰视图视

14、图列表列表EXPR实验数据的替代实验数据的替代MACHu 该列表用于用实验数据替代程序产生的理论数据。NALPHAALPHASREFLREFLATREFXCGZCGCONFCNCMCA轴向力系数对攻角的导数CY侧向力矩系数对攻角的导数CSN偏航力矩系数对攻角的导数CSL滚转力矩系数对攻角的导数控制卡的输入控制卡的输入 为诊断结果打印内部数据数组（DUMP） 输出中间计算结果（PART,BUILD,PRESSURES,PRINT AERO,PRINT, PRINT EXTRAP,PRINT GEOM,PLOT,NAMELIST,WRITE,FORMAT） 选择即将使用的系统单位（DIM、DERI

15、V） 定义多组case 将case的标题或注释添加到输入文件和输出页（*,CASEID） 限制纵向气动参数的计算（NO LAT）u 控制卡只用一行命令来对程序的选项进行选择，能使用户控制程序的运行和输出文件需要的格式。u BUILD该控制卡命令程序打印外形组合结果。u CASEID指定将用户提供的标题打印在输出文件的每一页。u DAMP当输入此控制卡时，将会计算动导数并将构型的结果输出。u DELETE name1，name2该控制卡命令程序忽略一个先前的通过SAVE控制卡保留的case列表输入。u DIM IN，DIM FT，DIM CM，DIM M该控制卡规定了用于用户输入和程序输出的系统

16、单位四个选项分别为英寸（IN），英尺（FT），厘米（CM），和米（M）。默认系统单位为英寸。u DERIV DEG或DERIV RAD所有输出的导数都将单位设定为度（DEG）或弧度（RAD）。u DUMP CASE用于计算case时的内置数据模块被写入for006.dat中。此控制卡自动选择部分输出（PART）。u DUMP name1，name2该控制卡可使对for006.dat内所选的内置数据模块或通用模块进行写入。u FORMAT（format）此控制卡用于连接WRITE控制卡。它详细说明了将写入for004.dat的数据格式。u HYPER该控制卡驱使程序在任何马赫数大于1.4时针对弹

17、体选择牛顿流体方法。通常在马赫数大于6时使用HYPER控制卡。u INCRMT该控制卡用于设置构形增量标志。构形增加使用第一个运行的case来找出对于纵向和横向的气动力的修正因子。通过比较每一个由输入数据得到的系数的理论值和实验值，可以算得修正因子的值。实验值的输入是通过列表EXPR实现的。u NACA该控制卡说明了NACA翼型部分的命名（或超音速翼型命名）。u NAMELIST该控制卡驱动程序打印所有的列表数据。u NEXT CASE该控制卡表明case输入数据的结束。u NOGO该控制卡允许程序在所有输入的case中循环而不需计算外形气动参数。可以出现在输入流的任何地方，但只能出现一次。u

18、 NO LAT该控制卡限制了关于侧滑角的横向导数有关计算，如果选择了DAMP，则滚转率和偏航率导数的计算也会受到限制。当使用TRIM时会自动选择该控制卡。u PART该控制卡允许打印输出部分的气动参数。u PLOT当使用此卡时可提供带有后期处理的绘图程序的资料数据来使用。u PRESSURES该控制卡命令程序打印超音速时单独弹身和单独舵的压力分布系数。u PRINT AERO name该控制卡命令程序打印“name”的气动增量。u PRINT GEOM name该控制卡命令程序打印“name”的几何参数。u SAVE可以保存从一个case到随后的case时的列表输入。u SOSE该控制卡的存在

19、可针对超音速下的轴对称弹体选择二阶膨胀波方法。凡是马赫数大于2.0时都应该选择SOSE卡。u SPIN该控制卡用于对弹身的自旋导数和马格拉斯导数进行计算。u TRIM此控制卡驱使程序运行配平计算。u WRITE name，start，end该控制卡可通过最近的一个FORMAT卡将通用模块“name”打印到数据文件for004.dat中。DERIV DEG DIM CM$FLTCON NALPHA=8., ALPHA=0.,5.,10.,15.,20.,25.,30.,35., NMACH=12., MACH=0.1,0.3,0.5,0.7,0.8,0.9,1.0,1.3,1.5,1.7,1.9

20、,2., BETA=0., ALT=5.9E05, $REFQ XCG=65.659,ROUGH=6.3E-5,$ $AXIBOD XO=0., TNOSE=CONICAL, LNOSE=11.554, DNOSE=5., BNOSE=1.683, TRUNC=.FALSE., LCENTR=102.083, DCENTR=5., TAFT=CONICAL, LAFT=5.334, DAFT=6.471, DEXIT=4.385, BASE=.FALSE.,$FINSET1 SECTYP=ARC, NPANEL=4.,SSPAN=0.,6., CHORD=8.012,0.538, XLE=11

21、.1155,18.5545, NPANEL=4.,PHIF=45.,135.,225.,315.,GAM=45.,-45.,45.,-45., ZUPPER=0.11,$ $FINSET2 SECTYP=HEX, NPANEL=4.,SSPAN=0.,6.051, CHORD=25.027,16.371, XLE=91.7075,100.3635, NPANEL=4.,PHIF=45.,135.,225.,315.,GAM=45.,-45.,45.,-45., ZUPPER=0.5,$ DAMP PART SAVE NEXT CASE注释：前两行定义长度单位为厘米（cm），角度单位为度（）。F

22、LTCON定义飞行条件：飞行高度15000米，攻角分别为：0、5、10、15、20、25、30、35，飞行马赫数分别为：0.3、0.5、0.7、0.9、1.1、1.3、1.5、2.0，侧滑角为0。REFQ定义相关参考量，本程序中定义了质心坐标和飞行器表面粗糙度。AXIBOD定义弹体（包括弹头）的几何形状。FINSET1定义第一组弹翼的相关参数，包括位置、平面形状、翼型（对称菱形）等几何参数。FINSET2定义第二组弹翼的相关参数，包括位置、平面形状、翼型（对称菱形）等几何参数。最后定义相关控制卡示例：DIM INNO LAT$REFQ XCG=39.0,$FLTCON NMACH=3.,MAC

23、H=0.4,0.8,2.0, REN=3.E06,3.E06,3.E06,ALT=0.0, NALPHA=5.,ALPHA=-8.,-4.,0.,4.,8.,$AXIBOD TNOSE=OGIVE,LNOSE=12.0,DNOSE=12.0, LCENTR=54.0,DCENTR=12.0, TAFT=CONE,LAFT=12.0,DAFT=6.0,DEXIT=5.0,$PROTUB NPROT=4., PTYPE=FAIRING,VCYL,SHOE,BLOCK,XPROT=14.,22.,39.,56.,NLOC=2.,4.,2.,1.,LPROT=5.,1.,10.,10.,10.,0.5

24、,WPROT=2.,1.,4.,0.25,1.,1.,HPROT=2.,0.5,0.1,0.75,0.25,0.25,OPROT=0.,0.,0.,0.1,0.85,0.,$FINSET1 SSPAN=0.0,9.0,CHORD=14.0,8.0,XLE=64.0,SWEEP=0.0,STA=1.0,NPANEL=4.,PHIF=45.,135.,225.,315.,$PRINT GEOM BODYPRINT AERO BODYSAVENEXT CASE定义单位为英寸即没有侧向力，只计算纵向平面突出物共四种突出物类型为 FARING ,VCYL ,SHOE, BLOCK距头部径向距离14 ,22 ,39, 56每种突起物的数量：2 ,4 ,2, 1四个气动舵，呈X型布置，相差90度