多翼空空导弹复杂流场气动力计算
郑秋亚1
杨尊袍2
刘国俊3
1.西安电子科技大学,理学院,陕西,西安,710071;长安大学,理学院,陕西,西安,7100642.空军工程大学,理学院,陕西,西安,7100513.中国航空计算技术研究所,陕西,西安,710068
摘要：为了高精度地确定导弹的气动力参数,为导弹合理的气动布局提供理论依据,对绕某外形多翼空-空导弹全弹体三维绕流流场进行了雷诺平均Navier-Stokes方程数值模拟,为了使方程封闭采用了Spalart-Allmaras一方程湍流模型,计算方法为Jameson的有限体积多步Runge-Kutta时间推进法和空间中心差分耦合人工粘性项,使用分区技术,通过求解椭圆型偏微分方程方法生成了连续拼接式多块结构化网格,在超音速带有攻角和有滚转角或无滚转角的条件下,获得了导弹弹体、舵翼和副翼上的气动力和力矩,计算结果与实验数据以及其它程序的计算结果吻合较好.结果表明:文中算法可用于真实复杂外形导弹、复杂流态下的气动力计算.
关键词：雷诺平均Navier-Stokes方程湍流模型有限体积方法
分类号：V211.3(基础理论及试验)
资助基金：航空科学基金(01A31002)
论文发表日期：2009-01-01
在线出版日期：2025-08-15（本平台首次上网日期，不代表文献的发表时间）
页数：5( 1-5 )
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