configulation_data.m

本程序的开发环境为MATLAB6.5版本

% Interpolation data for aerodynamic calculation model

%   LiuXiangChun
%   The college of astronautics NWPU
%   Date:2007-06-07

disp('Loading data from file Configulation_data.m ...')

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% 1--Input data
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% 1.1--飞行环境参数
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% MachNumber = (0.2:0.2:3);     % Mach Number 注意别赋零！一行M列，即MachNumber(1,M)
% alpha      = (2:2:8);        % Angle of attack (单位：度) 一行N列，即alpha(1,N)
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% 1.2--Input Configulation data 
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% 1.2.1--Input Configulation data of the wing
RP                = 0.04;                   %弹翼翼型相对厚度
RP_MW             = 0.04;                   %毛翼翼型相对厚度
sweepback_0       = 50;                     %弹翼前缘后掠角(单位：度)
L_wing            = 0.761;                  % 外露翼展长(单位：米)
L_Maowing         = 0.961;                  % 毛翼展长(单位：米) 
Xbr_W             = 1.731;                  % 从弹体头部顶点到外露弹翼根弦前缘的距离
X_br              = Xbr_W;                  %弹头顶点到外露弹翼根弦起点的距离
br_W              = 0.53;                   % 外露翼根部弦长
b_r               = br_W;                   %外露弹翼根弦长
Xh_W              = br_W/2;                 % 弹翼前缘到弹翼铰链轴的距离
derta_W           = 0.0;                    % 弹翼安装角
K                 = 1.0;                    %表2-2-3中数据 page122 翼型参数
X_t               = 0.5;                    %转捩点的相对位置。菱形为0.5
Nose_type         = 0;                      %弹翼前缘形状。(0表示尖头；1表示圆头)
n                 = 2;                      %弹翼与弹体相联接的数目
f                 = 0.0;                    %翼型相对弯度
% 1.2.2--Input Configulation data of the body
Lc                = 3.16;           % The Length of column (单位：米)
Ln                = 0.5;            % The Length of nose (单位：米)
Lt                = 0.0;            % The Length of tail(单位：米)
D                 = 0.2;            % The largest Diameter of the body (单位：米)
Db                = 0.2;            % The diameter of tail(单位：米)
derta_B           = 0.0;            %弹体尾部船尾角(见page128)单位：度
% 1.2.3--Input Configulation data of the tail-wing
If_tail           = 0.1;         %是否有尾翼，0表示无；0.1表示有尾翼且相对厚度为0.1。

RP_T              = 0.04;                %尾翼翼型相对厚度
RP_MT             = 0.04;                %毛尾翼翼型相对厚度
sweepback_0_T     = 61.4;                %尾翼前缘后掠角(单位：度)
L_tail            = 0.545;               % 外露尾翼展长(单位：米)
L_Maotail         = 0.745;               % 毛尾翼展长(单位：米)
Xbr_T             = 3.1303;              % 从弹体头部顶点到外露尾翼根弦前缘的距离
X_br_T = Xbr_T;                          %弹头顶点到外露尾翼根弦起点的距离
derta_T           = 0.0;                 % 尾翼安装角
Type_layer        = 2;                   % 附面层的类型：1表示层流；2表示紊流 
K_T               = 1.0;                %表2-2-3中数据
X_t_T             = 0.5;                %尾翼转捩点的相对位置。菱形为0.5
Nose_type_T       = 0;                  %尾翼前缘形状。(0表示尖头；1表示圆头)
kq                = 0.85;               %速度阻滞系数。(当尾翼与弹翼在同一平面内时取0.85；成45度时取0.9)
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% 1.3--计算量、表达式量 
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% 1.3.1--弹翼计算量
Kt                = 30.7941;                   %弹翼最大厚度线后掠角(单位：度)
Quarter_sweepback = 41.7963;                   %外露翼四分之一弦线后掠角
Mid_sweepback     = 30.7941;                   %弹翼中弦线后掠角(单位：度)
Mid_sweepback_MW  = 30.7941;                   %毛翼中弦线后掠角(单位：度)
Sw                = 0.2308;                    % 两片外露弹翼面积
S_MW              = 0.3486;                    % 两片毛弹翼面积
Eta               = 0.1443;                    %梢根比[0,1]

% 1.3.2--弹翼表达式量
RP_e=RP+0.17*f;                                                   %翼型的有效相对厚度
b_A = 4/3*Sw/L_wing*(1-Eta/(1+Eta)^2);                            %单独外露翼的平均气动弦长，见《箭弹空气动力特性分析与计算》附录3，page273
                                                                  %单独毛翼的平均气动弦长
if Eta==0
    Eta_MW=0;
else
    Eta_MW = 1/(1/Eta+D/L_wing*(1/Eta-1));
end                               
b_A_MW = 4/3*S_MW/L_Maowing*(1-Eta_MW/(1+Eta_MW)^2);              %单独毛翼的平均气动弦长
X_A = Xbr_W+L_wing/6*(1+2*Eta)/(Eta+1)*tan(sweepback_0/57.3);     %单独外露翼的平均气动弦起点到弹头部顶点的距离
AspectRatio       = L_wing/b_A;                                   %外露翼展弦比
AspectRatio_MW    = L_Maowing/b_A_MW;                             %毛翼展弦比

% 1.3.3--弹体表达式量
Lb = Lc+Ln+Lt;                     %弹体长度
Sb = pi*(D/2)^2;                   %弹体最大横截面积
fn = Ln/D;                         %弹体头部长细比
ft = Lt/D;                         %弹体尾部长细比
fc = Lc/D;                         %弹体柱段长细比
fb = Lb/D;                         %弹体长细比
Wt                = 0.0;           %尾部体积
Fb = pi*(Ln^2+(D/2)^2)*(D/2/sqrt(Ln^2+(D/2)^2))+pi*D*Lb+pi*(D+Db)*sqrt(Lt^2+(D-Db)^2/4);         %弹体的侧表面积(不包括弹体底部面积)(锥头体－圆柱－收缩尾部弹体)         

% 1.3.4--尾翼计算量
Quarter_sweepback_T    = 53.9830;         %外露尾翼四分之一弦线后掠角
Mid_sweepback_T        = 42.5202;         %尾翼中弦线后掠角(单位：度)
Mid_sweepback_MT       = 42.5202;         %毛尾翼中弦线后掠角(单位：度)
Kt_T                   = 42.5202;         %尾翼最大厚度线后掠角(单位：度)  
St                     = 0.1362;          % 两片外露尾翼面积
S_MT                   = 0.2544;          % 两片毛尾翼面积
Eta_T                  = 0.0;             % 尾翼梢根比[0,1]

% 1.3.5--尾翼表达式量
b_A_T  = 4/3*St/L_tail*(1-Eta_T/(1+Eta_T)^2);                                              %单独尾翼的平均气动弦长
                                                                                           %单独毛尾翼的平均气动弦长
if Eta_T==0 
    Eta_MT=0;
else 
    Eta_MT = 1/(1/Eta_T+D/L_tail*(1/Eta_T-1));
end                                                
b_A_MT = 4/3*S_MT/L_Maotail*(1-Eta_MT/(1+Eta_MT)^2);                                       %单独尾翼的平均气动弦长
X_A_T  = Xbr_T+L_tail/6*(1+2*Eta_T)/(Eta_T+1)*tan(sweepback_0_T/57.3);                     %单独尾翼的平均气动弦起点到弹头部顶点的距离
AspectRatio_T          = L_tail/b_A_T;                                                     %外露尾翼展弦比
AspectRatio_MT         = L_Maotail/b_A_MT;                                                 %毛尾翼展弦比

br_T              = St/L_tail*2/(Eta_T+1);                   % 外露翼根部弦长
b_r_T             = br_T;
                                                             % Xd_T 外露尾翼根弦前缘到尾翼压力中心距离                       
        
% 1.3.6--飞行环境参数表达式量
Sonic_0           = 340.294;                       %海平面处的音速
v_0               = 1.4607E-5;                     %海平面处的运动粘性系数

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% Input data end
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