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航空航天
返回 导弹超音速大攻角气动力数值模拟
发布日期:2021-05-12   浏览次数:

       导弹的飞行速度高,流场中会产生明显的激波,特别是在大攻角条件下,背风面会出现气流分离,因此准确的计算其气动特性比较困难,本算例采用OverCFDLab嵌套网格CFD软件对某型号导弹进行气动特性计算,通过表中的数据对比可以看出,与试验值的相对误差在5%以内,同时,从流场云图中可以看到,在大攻角高度非定常流动的的情况下,准确的捕捉了激波结构和背部分离涡。

 

  

图 48 某型号导弹流场激波结构


  

 

图 49 某型号导弹流场背部分离涡


表 3某型号导弹气动力预测与实验值对比(括号中的数值为实验值)


Ma

AOA

CY

CX

CM

XCP

2

8

4.91(5.12)

0.5623

-51.628

2145.93(2142)

18

11.05(12.1)

0.5438

-110.2447

2034.91(2087)

28

19.25(20.5)

0.5269

-193.6336

2051.65(2109)

41

30.08(31.9)

0.4763

-300.92

2041.86(2117)

4.6

10

3.45

0.3407

34.75

2054.97

18

7.11

0.3699

70.59

2025.4

30

14.02

0.4247

136.76

1989.87

40

23.72

0.4535

241.85

2079.91




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