飞行仿真中气动参数的生成和计算方法

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飞行器仿真一个难点是气动力和力矩系数的生成和计算方法。通常获得气动力和力矩系统的方法主要有：

  • 风洞实验。能够获得精准的气动力和力矩系数，但投资巨大。
  • Fluent类似软件进行仿真计算。
  • Datcom生成。Datacom软件本质是在大量风洞实验数据基础上，通过数值计算粗略生成气动力和力矩系数。

气动力模型是表征气动力和力矩系数与飞行状态、控制输入之间关系的函数。可表示为：

$$C_i=f(H, Ma, α, β, \omega_x, \omega_y,\omega_z, \delta_e,\delta_r,\delta_a)$$

其中，H、Ma、α、β分别为高度、马赫数、攻角、侧滑角；$\omega_x, \omega_y,\omega_z$ 分别为滚转、偏航和俯仰角速度；$\delta_e,\delta_r,\delta_a$ 分别为升降舵、方向舵和副翼舵偏角。

Datcom+使用帮助

Datcom+是Digital Datcom程序的一个扩展，它包含了一些工具，使使用Digital Datcom程序更加容易。这一计划的起源始于1996年，并由Holy Cows，Inc.支持到2010年。

Datcom+Pro是Datcom+的下一代，它已经变得更加用户友好。可视化工具允许您立即看到您的飞机，由数字数据通信程序生成的系数数据绘制在X-Y图上，以便于解释和包含在报告中。此外，您的Datcom+模型现在可以在JSBSim中运行，它是一个完整的6自由度运动方程模型，并提供了执行标准飞行试验机动的飞行试验脚本示例。可惜无法网上无法获得该版本。

下面重点介绍Datcom+的使用方法。

Datcom+输入

Datcom+输入是以“.dcm”为扩展名的文件，具体数据输入格式可参考示例文件“citation.dcm”。该示例文件的设计目的是允许您读取它，并可能理解它，即使Datcom符号可能很难读取和理解。它由以“*”开头的注释行和Datcom命令组成，其中一些命令必须以列1开头，另一些命令以$开头，后跟公共块名，如FLTCON。如果以$开头，则必须以$结尾。常用的名字列表如下：

  • FLTCON-定义飞行条件

  • SYNTHS-定位cg、机翼、水平尾翼和垂直尾翼相对于参考线

  • BODY-定义机体几何体

  • WGPLNF-定义机翼平面形状几何图形

  • HTPLNF-定义水平尾翼几何结构

  • VTPLNF-定义垂直尾翼几何结构

MiG-17 Datcom+ 输入示例

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CASEID ----- MIKOYAN-GUREVICH MiG-17 ----- 
 $FLTCON NMACH=1.0,MACH(1)=0.6,NALPHA=10.0,ALSCHD(1)=-4.0,-2.0, 
  0.0,2.0,4.0,6.0,8.0,10.0,12.0,14.0,NALT=1.0,ALT(1)=5000.0, 
  WT=13395.0,LOOP=1.$ 
 $SYNTHS XCG=11.17,ZCG=0.0,XW=3.63,ZW=0.42,ALIW=1.0,XH=28.73, 
  ZH=5.24,ALIH=0.0,XV=18.3,ZV=0.0$ 
 $OPTINS SREF=243.0$ 
 $BODY NX=8.0, 
  X(1)=0.0,0.74,8.35,13.14,19.35,24.41,28.41,30.77, 
  S(1)=5.19,9.32,16.89,16.89,15.94,11.12,5.85,2.5$ 
NACA-W-6-66-012 
 $WGPLNF CHRDTP=7.02,SSPNOP=11.32,SSPNE=13.41,SSPN=15.71, 
  CHRDBP=8.4,CHRDR=14.0,SAVSI=45.0,SAVSO=45.0,CHSTAT=0.25, 
  TWISTA=0.0,DHDADI=-3.0,DHDADO=-3.0,TYPE=1.0$ 
NACA-H-6-66-009 
 $HTPLNF CHRDTP=1.86,SSPNE=5.42,SSPN=5.43,CHRDR=4.69,SAVSI=45.0, 
  CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$ 
NACA-V-6-66-009 
 $VTPLNF CHRDTP=3.76,SSPNE=6.05,SSPN=8.18,CHRDR=12.47,SAVSI=55.0, 
  CHSTAT=0.25,TYPE=1.0$ 
DIM FT 
BUILD 
PLOT 
NEXT CASE

F16输入示例

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DIM FT
DAMP
DERIV DEG
PART

 $FLTCON NMACH=1.0,MACH(1)=0.6,
         NALPHA=10.0,ALSCHD(1)=-4.0,-2.0,0.0,2.0,4.0,6.0,8.0,10.0,12.0,14.0,
         NALT=1.0,ALT(1)=5000.0, 
         WT=17400.0,LOOP=2.$ 
 $OPTINS SREF=300.0,BLREF=30.0$ 
 $SYNTHS XCG=27.60,ZCG=0.0,
         XW=19.63,ZW=0.69,ALIW=0.0,
         XH=35.10,ZH=0.69,ALIH=0.0,
         XV=33.86,ZV=0.0$ 
 $BODY NX=7.0, 
  X(1)=  0.00, 2.52,15.51,16.76,24.95,41.83,42.75,
  R(1)=  0.07, 0.13, 3.19, 3.15, 2.54, 1.80, 1.64,
  ITYPE=1.0, METHOD=1.0$ 
NACA-W-6-4A-204 
 $WGPLNF CHRDR=15.30, CHRDTP=3.6,
         SSPNE=12.69, SSPN=14.79, 
         SAVSI=45.0,
         CHSTAT=0.0, TWISTA=0.0, 
         DHDADI=-1.5,
         TYPE=1.0$ 

NACA-F-4-0012
 $SYMFLP FTYPE=2.0,    NDELTA=9.0,
         DELTA(1)=0.0,5.0,10.0,15.0,20.0,25.0,30.0,35.0,40.0,
         PHETE=0.0522, PHETEP=0.0391,
         CHRDFI=2.40,   CHRDFO=1.30,
         SPANFI=3.50,  SPANFO=12.00,
         NTYPE=1.0$
CASEID FLAPS: ----- General Dynamics F-16A Block 15(+) -----
SAVE
NEXT CASE 

 $ASYFLP STYPE=4.0, NDELTA=9.0,
         DELTAL(1)=-32.0,-20.0,-10.0,-5.0, 0.0, 5.0, 10.0, 20.0, 32.0,
         DELTAR(1)= 32.0, 20.0, 10.0, 5.0, 0.0,-5.0,-10.0,-20.0,-32.0,
         SPANFI=12.05, SPANFO=14.79,
         PHETE=0.05228,
         CHRDFI=1.35, CHRDFO=0.74$
CASEID AILERONS: ----- General Dynamics F-16A Block 15(+) -----
SAVE
NEXT CASE

NACA-H-4-0010
 $HTPLNF CHRDR=9.91, CHRDTP=2.62,
         SSPNE=5.77,  SSPN=9.25,
         SAVSI=40.0, 
         CHSTAT=0.0,
         DHDADI=-15.0,
         TYPE=1.0$
 $SYMFLP FTYPE=5.0,    NDELTA=9.0,
         DELTA(1)=-32.0,-20.0,-10.0,-5.0, 0.0, 5.0, 10.0, 20.0, 32.0,
         PHETE=0.0522, PHETEP=0.0391,
         CHRDFI=7.42, CHRDFO=2.62,
         SPANFI=3.65, SPANFO=9.25,
         NTYPE=1.0$

NACA-V-4-0012
 $VTPLNF CHRDR=9.64,  CHRDTP=3.80,
         SSPNE=8.59,  SSPN=10.53,
         SAVSI=45.0,  
         CHSTAT=0.0,
         TYPE=1.0$ 
 
SAVE
CASEID TOTAL: ----- General Dynamics F-16A Block 15(+) -----

AIM-9输入示例

在Missile Datcom的for005.dat文件中输入如下内容：

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$FLTCON 
 NALPHA=5.00000,
 ALPHA=-8.0000,-4.0000,0.0000,4.0000,8.0000,
 NMACH=4.00000,
 MACH=0.5000,1.5000,2.5000,3.5000,
 ALT=5000.0000,$
$REFQ 
 XCG=1.5000,$
$AXIBOD 
 TNOSE=CONICAL,
 LNOSE=0.28000,
 DNOSE=0.13000,
 LCENTR=2.69000,
 DCENTR=0.13000,$
$FINSET1 
 SECTYP=NACA,
 SSPAN=0.0650,0.2900,
 CHORD=0.3000,0.0000,
 CFOC=0.2000,0.0000,
 XLE=0.2800,0.5700,
 NPANEL=4.00000,
 PHIF=45.0000,135.0000,225.0000,315.0000,$
$FINSET2 
 SECTYP=NACA,
 SSPAN=0.0650,0.2900,
 CHORD=0.6600,0.4600,
 XLE=2.2200,2.8800,
 NPANEL=4.00000,
 PHIF=45.0000,135.0000,225.0000,315.0000,$
 NACA-1-6-64-005
 NACA-2-4-2204-04 
DAMP 
PART 
PLOT 
PRESSURES 
SAVE
DIM M
DERIV DEG
CASEID AIM-9
NEXT CASE
CASEID PANEL DEFLECTION
 $DEFLCT DELTA1=-5.0,5.0,5.0,-5.0$
SAVE
NEXT CASE
 $DEFLCT DELTA1=5.0,-5.0,-5.0,5.0$
SAVE
NEXT CASE
 $DEFLCT DELTA1=-10.0,10.0,10.0,-10.0$
SAVE
NEXT CASE
 $DEFLCT DELTA1=10.0,-10.0,-10.0,10.0$
SAVE
NEXT CASE

Matlab导入Datcom输出文件

Matlab使用datcomimport函数导入Datcom输出文件数据到工作空间，有可能会出现如下所示警告：

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> In usafdatcom
  In usafdatcom
  In datcomimport (line 88) 
警告: DATCOM file reader state inconsistent

然后会发现导入的启动系数值无法使用。出现该问题的原因主要有：

  • 计算多迎角多高度飞机气动系数时，应设置LOOP为2.0，而非默认的1.0。

参考链接

  1. Missile Datcom,by beihang.
  2. Datcom,by holycows.
  3. DATCOM使用介绍,by wenku.
  4. United States Air Force Stability and Control Digital DATCOM,by wikipedia.
  5. Missile Datcom,by wikipedia.
  6. 操稳特性快速评估及其在飞机设计中的应用,by 张帅.
  7. MISSILE DATCOM使用教程_LIppt课件,by 雅芳.
  8. datcom 计算导弹气动参数,by 一路向北884.