远程尾控制导炮弹气动特性的分析方法及装置

1.本发明涉及高动态导航技术领域，具体而言，涉及一种远程尾控制导 炮弹气动特性的分析方法及装置。


背景技术：

2.在现代化战争中炮弹已经成为了杀手锏，扮演着至关重要的角色。常 规制导炮弹飞行中会保持较高的转速，如何降低转速、提高精度是当前研 究的热门问题。
3.现有技术中，利用多刚体动力学的方法研究了封控弹弹伞系统末弹道 的动态特性，使封控弹末弹道满足设计要求，减旋叶片能使封控弹减旋到 理想值。另外一种现有技术，提出了一种适用于电磁发射超高速制导炮弹 的滚转运动稳定区域和减旋策略，主动起旋与减旋止摆控制策略为电磁发 射超高速制导炮弹飞行控制提供新颖可行的方法。但是，这些现有技术还 是存在高旋制导炮弹的转速较高而导致的控制难度大的问题。
4.针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。


技术实现要素：

5.本发明实施例提供了一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析方法及 装置，以至少解决由于高旋制导炮弹转速高而导致的控制难度大的技术问 题。
6.根据本发明实施例的一个方面，提供了一种远程尾控制导炮弹气动特 性的分析方法，包括：对炮弹的弹体进行物理建模，得到炮弹模型；对所 述炮弹模型进行非结构化网格划分并设置边界条件；基于所划分的网格和 所设置的边界条件，对所述炮弹模型进行气动特性分析，得到所述炮弹模 型的气动特性随飞行马赫数和攻角的变化规律。
7.根据本发明实施例的一个方面，提供了一种远程尾控制导炮弹气动特 性的分析装置，包括：模型构建模块，用于对炮弹的弹体进行物理建模， 得到炮弹模型；设置模块，用于对所述炮弹模型进行非结构化网格划分并 设置边界条件；分析模块，用于基于所划分的网格和所设置的边界条件， 对所述炮弹模型进行气动特性分析，得到所述炮弹模型的气动特性随飞行 马赫数和攻角的变化规律。
8.在本发明实施例中，对炮弹的弹体进行物理建模，得到炮弹模型；对 所述炮弹模型进行非结构化网格划分并设置边界条件；基于所划分的网格 和所设置的边界条件，对所述炮弹模型进行气动特性分析，得到所述炮弹 模型的气动特性随飞行马赫数和攻角的变化规律，进而解决了由于高旋制 导炮弹转速高而导致的控制难度大的技术问题。
附图说明
9.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一 部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发 明的不当限定。在附图中：
10.图1是根据本发明实施例的一种物理的炮弹模型的示意图；
11.图2是根据本发明实施例的一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析方 法的流程
图；
12.图3是根据本发明实施例的另一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析 方法的流程图
13.图4是根据本发明实施例的计算域和网格划分示意图；
14.图5是根据本发明实施例的弹体周围网格划分示意图；
15.图6是根据本技术实施例的又一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析 方法的流程图；
16.图7是根据本发明实施例的阻力系数随迭代过程变化曲线图；
17.图8是根据本发明实施例的升力系数随迭代过程变化曲线图；
18.图9是根据本发明实施例的力矩系数随迭代过程变化曲线图；
19.图10a、10b、10c和10d分别为4
°
攻角下1.5ma、2ma、2.5ma、 3ma时x方向速度分布云图；
20.图11a、11b、11c和11d分别为4
°
攻角下1.5ma、2ma、2.5ma、 3.0ma时全弹表面压力分布云图；
21.图12是根据本发明实施例的阻力随马赫数和攻角的变化曲线图；
22.图13是根据本发明实施例的升力随马赫数和攻角的变化曲线图；
23.图14是根据本发明实施例的力矩随马赫数和攻角的变化曲线图；
24.图15是根据本发明实施例的一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析 装置的结构示意图。
具体实施方式
25.为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明 实施例中的附图，对本发明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发明一部分的实施例，而不是全部的实施 例。基于本发明中的实施例，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，都应当属于本发明保护的范围。
26.需要说明的是，本发明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 述的本发明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。
27.概述
28.本技术针对高旋制导炮弹高转速导致控制难度大的问题，提供了一种 利用船尾装置进行弹体减旋的制导炮弹外形，减旋船尾通过轴承装置与前 部舱段进行非硬连接，能够保证弹体出膛后达到船尾减旋效果。
29.此外，本技术采用三维软件对弹体进行物理建模，使用gambit进 行非结构化网格划分，通过fluent软件在spalart-allmaras模型的基础 上对非硬连接减旋船尾的制导炮
弹进行气动特性仿真，得出减旋制导炮弹 升力系数、阻力系数和力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律，并对结果 进行了分析。通过仿真结果表明具有减旋船尾的制导炮弹气动外形合理， 所得气动参数可为减旋制导炮弹提供设计依据。
30.实施例
31.本技术实施例提供了一种物理的炮弹模型。在炮弹模型绘制时，首先 需要使用三维建模软件ug和solidworks进行炮弹的建模，然后将建好的 炮弹模型导入gambit中。
32.本技术实施例提供的炮弹模型如图1所示，由弹头11、战斗部12、 发动机13、密封圈14、减旋船尾15、闭气盖16等部分组成。
33.本技术实施例的炮弹模型利用船尾装置进行弹体减旋的制导炮弹外 形，这种减旋船尾采用轴承与船尾和前端非硬连接的装配方式，轴承上的 摩擦力可以带动船尾转动，能够保证弹体出膛后达到减旋效果。从而降低 弹体的转速，达到可控的目的。
34.在建立了炮弹模型之后，对该炮弹模型的气动特性进行分析。本技术 实施例提供了一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析方法，如图2所示， 该方法包括以下步骤：
35.步骤s202，对炮弹的弹体进行物理建模，得到炮弹模型；
36.在一个示例性实施例中，构建所述炮弹模型的前部舱段；再构建所述 炮弹模型的减旋船尾，所述减旋船尾通过轴承装置与所述前部舱段进行非 硬连接，所述轴承装置上的摩擦力能够带动所述减旋船尾转动，以使得炮 弹的弹体出膛后所述弹体能够减少旋转。
37.步骤s204，对所述炮弹模型进行非结构化网格划分并设置边界条件；
38.在一个示例性实施例中，对所述炮弹模型的弹体计算域进行建模，并 进行网格划分，其中，越靠近弹体的网格越密，远离弹体的网格相对稀疏， 弹头部分的网格最密；设置边界条件时，选用密度基耦合显式求解器进行 求解，对来流和物面分别选用远场边界条件和粘性边界条件。
39.在一个示例性实施例中，在对所述炮弹模型进行非结构化网格划分之 前，所述方法还包括：通过工程计算方法确定所述炮弹模型的阻力系数表 达式和升力系数表达式；确定所述炮弹模型的连续性方程和运量方程，并 求解所述炮弹模型的能量方程；确定所述炮弹模型的湍流模型。
40.步骤s206，基于所划分的网格和所设置的边界条件，对所述炮弹模型 进行气动特性分析，得到所述炮弹模型的气动特性随飞行马赫数和攻角的 变化规律。
41.计算不同攻角和不同马赫下的阻力系数、升力系数和力矩系数，以进 行动态监控窗口分析，得到所述炮弹模型的升力系数、阻力系数和力矩系 数随飞行马赫数和攻角的变化规律：在攻角一定的情况下，随着马赫数的 升高，阻力系数也在不断升高；在攻角一定的情况下，随着马赫数的升高， 升力系数也在不断升高；在攻角一定的情况下，随着马赫数的升高，力矩 系数也在不断升高。
42.计算不同攻角和不同马赫下的x方向速度分布云图和炮弹表面压力 分布云图，以进行空气绕炮弹流动情况窗口分析，得到所述炮弹模型的激 波和弹体表面压力随飞行马赫数和攻角的变化规律：在攻角一定的情况下， 随着马赫数的升高，激波逐渐减小；在攻角一定的情况下，随着马赫数的 增大，弹体表面压力逐渐增大，其中，弹头所承受的压力最大。
43.计算所述炮弹模型的最终收敛的阻力、升力和力矩，以进行所述炮弹 模型的受力
分析，得到所述炮弹模型的受力随飞行马赫数和攻角的变化规 律：
44.1)在攻角一定的情况下，随着马赫数的增大，阻力也在不断上升，且 上升程度由迅速逐渐变为缓慢，但最终呈上升趋势；在马赫数一定时，随 着攻角的增大，阻力先下降后上升到峰值，然后下降，但总体呈上升趋势；
45.2)在攻角一定时，随着马赫数的增大，升力也在不断上升，其中，在 0
°
攻角时，上升率很小，但是升力系数在其余攻角时随着马赫数的增加而 不断增大，且攻角越大，升力系数的增长趋势越快；在马赫数一定时，随 着攻角的增大，升力也在不断上升，且马赫数越大，升力系数的增长趋势 越快；
46.3)在攻角一定时，随着马赫数的增大，力矩系数也在不断上升，且随 着攻角的增大，力矩系数的增量差值也逐渐变大，攻角越大，升力系数的 增长趋势越快；在马赫数一定时，随着攻角的增大，力矩系数逐渐呈上升 趋势，且上升程度逐渐缓慢。
47.在得到所述炮弹模型的气动特性随飞行马赫数和攻角的变化规律之 后，所述方法还包括：基于所述变化规律来制造减旋制导炮弹。
48.本技术实施例提供了另一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析方法， 如图3所示，该方法包括以下步骤：
49.步骤s302，通过工程计算方法确定炮弹的阻力系数和升力系数。
50.一般来说，在空气动力学理论的基础上进行工程计算，并对炮弹结构 和流场进行适当的假设和简化，最后进行求解运算。外弹道研究方法必须 满足计算速度快，计算简捷，计算精度高三个特点。所以，工程计算方法 被广泛应用在外弹道研究中。相对于外形而言，工程计算方法可以使阻力、 升力、翻转力矩等系数的计算结果和正常值的误差控制在10％以内，甚至 更小。所以，工程计算方法比较适用于弹体结构变化对气动特性的影响， 并且通过计算可以获得炮弹的气动参数等信息。
51.根据现有技术中的推导，炮弹组件的阻力系数表达式为：
[0052][0053]
升力系数为：
[0054][0055]
其中，表示弹体的零升阻力系数，cx
ibw
表示尾翼的诱导阻力系 数，cyb表示弹体的升力系数，c
yw
表示尾翼的升力系数，sw表示尾翼的 表面积，sm表示弹体的表面积，ψ表示尾翼对数系数(本技术实施例 ψ＝0.75)，表示弹体与尾翼的干扰因子修正系数，cybw表示升力系数。
[0056]
步骤s304，确定控制方程。
[0057]
连续性方程和动量方程如下所示。
[0058]
[0059][0060]
其中，ρ表示密度，μ表示黏性系数，x表示速度变量，t表示时间，i表 示脉动速度常量，j表示时均速度常量，1表示瞬时速度常量，μ
′i表示脉动 速度，μ
′j表示时均速度。
[0061]
通常使用boussinesq假设来求解能量方程，一般认为雷诺应力和平均 速度梯度成正相关，表达式如下所示。
[0062][0063][0064]
其中，k表示导热系数，δ
ij
表示应力张量分量，e表示速度矢量的分 量，t表示静温，k
eff
表示导热系数，hj′
表示组分h的扩散流量，jj′
表示 组分j的扩散流量，τ
ij
表示流体的粘性耗散项，(τ
ij
)
eff
表示粘性应力张量在 时均速度下的值，sh表示化学反应热以及其他用户定义的体积热源项。
[0065]
步骤s306，确定湍流模型。
[0066]
湍流作为流体的一种流动形式，通常是无序的、多角度、不规则的流 动。一般而言，湍流具有良好的扩散特性。在空气动力学中，湍流一般是 指某特定区域、较小时间内的风速波动。湍流的物理模型由不同大小的漩 涡组成，并且漩涡大小、流向等特征都是无序的，无法用数学公式表示出 来。
[0067]
在空气动力学的研究中spalart-allmaras模型、k-ε模型、k-ω模型和 雷诺应力模型经常使用，本技术实施例采用spalart-allmaras模型。spalart
‑ꢀ
allmaras模型是用于航空领域的较为简便的单方程模型，用于解决墙壁束 缚(wall-bounded)流动方面的问题，在解决逆压梯度的边界层问题展现出 很好的效果。在空气动力学中，一般使用该模型解决飞行器等绕流流场计 算问题。
[0068][0069]
其中：表示湍流运动粘度，gv表示湍流粘度的增加项，yv表示湍流 粘度的减少项，vv表示分子运动的粘度，表示用户自定义源项，c
b2
表 示粘度常量。
[0070]
步骤s308，确定网格划分及边界条件。
[0071]
为了精确获得阻力系数，升力系数和力矩系数等的计算值，在 gambit划分网格时，需要在弹体附近布置较密的网格。针对弹体计算 域进行建模时，也需要格外注意，一般选取计算域为大圆柱体和小圆柱 体两个。对大圆柱体而言，长度为弹体长度的7.5倍，直径
为弹体直径的 40倍；小圆柱体即为内部加密区，长度为弹体的2.5倍，直径为弹体直 径的5倍，如图4所示。在网格划分时越靠近弹体的网格越密，远离弹 体的网格可以相对稀疏一些，其中弹头部分的网格越密，计算结果越准 确。为了加快计算机运算速度，一般特地将计算域分割成两个部分，只 对一半进行仿真计算。
[0072]
模型网格划分模型如图5所示，整个计算域采用了网格加密的办法， 使得计算更加精确。整个计算域网格数大约在100万以上。将划分好网格 的炮弹流场域导入fluent中进行计算。
[0073]
设置边界条件的时候选用密度基耦合显式求解器进行求解，对来流和 物面分别选用远场边界条件和粘性边界条件，公式如下所示：
[0074][0075]
其中，ui(i＝1，2，3)为坐标方向的速度分量，f为压力，ρ为密度，n为 法线方向。
[0076]
步骤s310，进行计算结果分析，分析炮弹的气动特性。
[0077]
下文将会详细描述计算结果分析，此处不再赘述。
[0078]
本技术实施例提供了一种远程尾控制炮弹气动特性的计算结果分析 的方法。
[0079]
本技术实施例使用fluent软件对减旋弹体进行气动仿真分析时需 要计算不同攻角和不同马赫下的工况值，分别选取马赫数为1ma，1.5ma， 2ma，2.5ma，3ma，3.5ma，4ma；攻角α取1
°
，2
°
，3
°
，4
°
；共28种状态， 对应升力系数、阻力系数、力矩系数、x方向速度分布云图、全弹表面压 力分布云图等计算仿真分析如下。
[0080]
图6是根据本技术实施例的一种远程尾控制导炮弹气动特性的计算结 果分析方法的流程图，如图6所示，该方法包括以下步骤：
[0081]
步骤s602，动态监控窗口分析。
[0082]
以4
°
攻角，2.5ma为例，经过fluent计算，得到以下阻力系数，升 力系数和力矩系数等。通过观察可知，经过3000次迭代之后发现，各系 数均变化不大，说明此时处于收敛状态。
[0083]
500次迭代完成之后，4
°
攻角、1.5ma时阻力系数的收敛值大约是 0.1739719342；4
°
攻角、2.0ma时阻力系数收敛值大约是0.25507912；4
°
攻 角、2.5ma时阻力系数收敛值大约是0.32457274；3.0ma时阻力系数收敛 值大约是0.46645228。此时在经过迭代阻力系数的值基本不发生变化，说 明阻力系数的计算值达到收敛状态。比较四种不同马赫的阻力系数值发现， 在4
°
攻角一定的情况下，随着马赫数的升高，阻力系数值也在不断升高。
[0084]
阻力系数随迭代过程变化曲线如图7所示。图7中的(a)是4
°
攻角、 1.5ma的阻力系数曲线，图7中的(b)是4
°
攻角、2.0ma的阻力系数曲 线，(c)是4
°
攻角、2.5ma的阻力系数曲线，(d)是4
°
攻角、3.0ma的阻 力系数曲线。
[0085]
500次迭代完成之后，4
°
攻角、1.5ma时升力系数的收敛值大约是 0.066994468；4
°
攻角、2.0ma时升力系数收敛值大约是0.136173674；4
°
攻 角、2.5ma时升力系数收敛值大约是0.23034896；3.0ma时升力系数收敛 值大约是0.40881864。此时在经过迭代升力系数的值基本不发生变化，说 明升力系数的计算值达到收敛状态。比较四种不同马赫的升力系数值可以 发现，在4
°
攻角一定的情况下，随着马赫数的升高，升力系数值也在不断 升高。升
力系数随迭代过程变化曲线如图8所示。图8中的(a)是4
°
攻 角、1.5ma的升力系数曲线v(b)是4
°
攻角、2.0ma的升力系数曲线v (c)是4
°
攻角、2.5ma的升力系数曲线；(d)是4
°
攻角、3.0ma的升力 系数曲线。
[0086]
500次迭代完成之后，4
°
攻角、1.5ma时力矩系数的收敛值大约是 0.08667689；4
°
攻角、2.0ma时力矩系数收敛值大约是0.20028906；4
°
攻 角、2.5ma时力矩系数收敛值大约是0.3550003；3.0ma时力矩系数收敛值 大约是0.64597743。此时在经过迭代力矩系数的值基本不发生变化，说明 力矩系数的计算值达到收敛状态。比较四种不同马赫的力矩系数值可以发 现，在4
°
攻角一定的情况下，随着马赫数的升高，力矩系数值也在不断升 高。力矩系数随迭代过程变化曲线如图9所示。图9中的(a)是4
°
攻角、 1.5ma的力矩系数曲线；(b)是4
°
攻角、2.0ma的力矩系数曲线；(c)是4
°
攻角、2.5ma的力矩系数曲线；(d)是4
°
攻角、3.0ma的力矩系数曲 线。
[0087]
步骤s604，空气绕炮弹流动情况窗口分析。
[0088]
图10a、10b、10c和10d四幅图分别为4
°
攻角下1.5ma、2ma、2.5 ma、3ma时x方向速度分布云图，当马赫数ma＞1时，即速度v高于音 速时，高动态下的弹体同时受到摩擦作用、涡阻作用以及激波作用。此时， 随着周围环境压强pa，密度ρ，温度t的升高，弹体表面的流速会瞬间下降。 在fluent求解运算中一般选择满足气体状态方程的理想气体(ideal
‑ꢀ
gas)，在数学理论中满足气体状态方程的理想气体的激波作用没有厚度，是 不连续的，但在高动态弹体实际飞行中，还应考虑密度和粘性的作用，实 际的热传导速率也不容忽视。虽然激波作用干扰高动态飞行的弹体，但实 际影响非常小，所以在数值计算中，得到的激波值较小，并且随着马赫数 的升高，激波值逐渐减小。高马赫飞行的炮弹会受到气流压缩等影响，计 算机计算的参数也会发生突变现象。仔细观察图像发现，炮弹的头部与尾 部均可以看到头部激波和尾部激波，并且马赫数越高，产生的激波效果越 明显。
[0089]
图11a、11b、11c和11d四幅图分别为4
°
攻角下1.5ma、2ma、2.5 ma、3.0ma时全弹表面压力分布云图。飞行器表面的压力分布是飞行器 设计的重要参考指标。由图11d可以看出，炮弹在飞行中弹头所受的压力 最大，1.5ma时弹头所受压力值在2.27e 0.5左右，2ma时弹头所受压力 值在5.55e 0.5左右，2.5ma时弹头所受压力值在7.47e 0.5左右，3.0ma 时弹头所受压力值在9.82e 0.5左右。船尾所受压力较小，分别在1.03e 0.5 左右、1.71e 0.5左右、6.02e 0.4左右、2.42e 0.3左右。
[0090]
由此可知，随着马赫数的增大，弹体表面压力值逐渐增大，其中弹头 所承受的压力值最大，在材料处理方面，也要对弹头的材料进行特殊处理， 保证弹体飞行过程中的稳定性。
[0091]
步骤s606，炮弹模型受力分析。
[0092]
通过fluent软件仿真，在cd-history、cl-history和cm-history中读 取可以得到最终收敛的阻力、升力和力矩值。为了节省计算机运行时间和 降低网格划分难度，只对半个计算域进行计算，这样避免了流场中压力波 等值边界的反射引起数值计算的不稳定。所以，真实的阻力、升力和力矩 值应为计算值的二倍。
[0093]
从图12中可知，攻角一定时，随着马赫数的增大，阻力值(cd)也在不 断上升，且上升程度由迅速逐渐变为缓慢，但最终呈上升趋势；马赫数一 定时，随着攻角的增大，阻力值先下降后上升到峰值，然后下降，总体呈 上升趋势。
[0094]
从图13中可知，攻角一定时，随着马赫数的增大，升力值(cl)也在不 断上升，虽然在0
°
攻角时，上升率很小，但是升力系数在其余攻角时随着 马赫数的增加而不断增大，且攻角越大，升力系数的增长趋势越快。马赫 数一定时，随着攻角的增大，升力值也在不断上升，且马赫越大，升力系 数的增长趋势越快。
[0095]
从图14中可知，攻角一定时，随着马赫数的增大，力矩系数值(cm) 也在不断上升，且随着攻角的增大，力矩系数的增量差值也逐渐变大，攻 角越大，升力系数的增长趋势越快。马赫数一定时，随着攻角的增大，力 矩系数逐渐呈上升趋势，且上升程度逐渐缓慢。
[0096]
需要说明的是，对于前述的各方法实施例，为了简单描述，故将其都 表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本发明并不受 所描述的动作顺序的限制，因为依据本发明，某些步骤可以采用其他顺序 或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实 施例均属于优选实施例，所涉及的动作和模块并不一定是本发明所必须的。
[0097]
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到根 据上述实施例的方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当 然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理 解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软 件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如 rom/ram、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台终端设备(可 以是手机，计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所 述的方法。
[0098]
本技术实施例还提供了一种远程尾控制导炮弹气动特性的分析装置， 如图15所示，该装置包括：模型构建模块152、设置模块154、分析模块 156。
[0099]
模型构建模块152，用于对炮弹的弹体进行物理建模，得到炮弹模型； 设置模块154，用于对所述炮弹模型进行非结构化网格划分并设置边界条 件；分析模块156，用于基于所划分的网格和所设置的边界条件，对所述 炮弹模型进行气动特性分析，得到所述炮弹模型的气动特性随飞行马赫数 和攻角的变化规律。
[0100]
模型构建模块152用于：构建所述炮弹模型的前部舱段；构建所述炮 弹模型的减旋船尾，所述减旋船尾通过轴承装置与所述前部舱段进行非硬 连接，所述轴承装置上的摩擦力能够带动所述减旋船尾转动，以使得炮弹 的弹体出膛后所述弹体能够减少旋转。
[0101]
设置模块154用于：对所述炮弹模型的弹体计算域进行建模，并进行 网格划分，其中，越靠近弹体的网格越密，远离弹体的网格相对稀疏，弹 头部分的网格最密；设置边界条件时，选用密度基耦合显式求解器进行求 解，对来流和物面分别选用远场边界条件和粘性边界条件。
[0102]
设置模块154还用于：通过工程计算方法确定所述炮弹模型的阻力系 数表达式和升力系数表达式；确定所述炮弹模型的连续性方程和运量方程， 并求解所述炮弹模型的能量方程；确定所述炮弹模型的湍流模型。
[0103]
分析模块156还用于：计算不同攻角和不同马赫下的阻力系数、升力 系数和力矩系数，以进行动态监控窗口分析，得到所述炮弹模型的升力系 数、阻力系数和力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律：在攻角一定的 情况下，随着马赫数的升高，阻力系数也在不断升高；在攻角一定的情况 下，随着马赫数的升高，升力系数也在不断升高；在攻角一定的情况下， 随着马赫数的升高，力矩系数也在不断升高。
[0104]
分析模块156还用于：计算不同攻角和不同马赫下的x方向速度分 布云图和炮弹表面压力分布云图，以进行空气绕炮弹流动情况窗口分析， 得到所述炮弹模型的激波和弹体表面压力随飞行马赫数和攻角的变化规 律：在攻角一定的情况下，随着马赫数的升高，激波逐渐减小；在攻角一 定的情况下，随着马赫数的增大，弹体表面压力逐渐增大，其中，弹头所 承受的压力最大。
[0105]
分析模块156还用于计算所述炮弹模型的最终收敛的阻力、升力和力 矩，以进行所述炮弹模型的受力分析，得到所述炮弹模型的受力随飞行马 赫数和攻角的变化规律。
[0106]
本实施例提供的远程尾控制导炮弹气动特性的分析装置能够实现上 述实施例提供的远程尾控制导炮弹气动特性的分析方法，因此，此处不再 赘述。
[0107]
本实施例具有以下有益效果：
[0108]
1)利用fluent对制导炮弹仿真研究，证实了轴承连接船尾和前 端的非硬连接制导炮弹减旋结构气动外形合理，所得气动参数可以为减 旋制导炮弹提供设计依据。
[0109]
2)通过仿真发现模型在解决升力、阻力、力矩系数等方面的预测精度 较高，为姿态测量和制导化提供了新的思路，具有一定的工程应用价值。
[0110]
3)通过观察全弹表面压力分布云图可知，弹头所承受的压力值最大， 在材料处理方面，也要对弹头的材料进行特殊处理，达到飞行要求。
[0111]
本发明的实施例还提供了一种存储介质。可选地，在本实施例中，上 述存储介质被设置为存储用于执行上述远程尾控制导炮弹气动特性的分 析方法的程序代码
[0112]
可选地，在本实施例中，上述存储介质可以包括但不限于：u盘、只 读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，randomaccess memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介 质。
[0113]
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
[0114]
上述实施例中的集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为 独立的产品销售或使用时，可以存储在上述计算机可读取的存储介质中。 基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的 部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计 算机软件产品存储在存储介质中，包括若干指令用以使得一台或多台计算 机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施 例所述方法的全部或部分步骤。
[0115]
在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实 施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
[0116]
在本技术所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的客户端，可 通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的， 例如所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外 的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统， 或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦 合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或 通信连接，可以是电性或其它的形式。
[0117]
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的， 作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地 方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的 部分或者全部单元来实现本实施例方案
的目的。
[0118]
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元 中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在 一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软 件功能单元的形式实现。
[0119]
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的 普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进 和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。