空气动力学学报
空氣動力學學報
공기동역학학보
ACTA AERODYNAMICA SINICA
2012年
2期
151-156
,共6页
航天器结构与设计%栅格翼%滚转阻尼导数%数值模拟
航天器結構與設計%柵格翼%滾轉阻尼導數%數值模擬
항천기결구여설계%책격익%곤전조니도수%수치모의
滚转阻尼导数是判断导弹动稳定性的重要气动参数.采用求解定常流场的方法,对超声速阶段平板翼翼身组合体和栅格翼翼身组合体的滚转特性进行数值模拟,并与平板翼翼身组合体的实验数据相比,符合较好.计算结果表明,栅格翼的滚转阻尼导数变化复杂,由于弹体背风面分离流和栅格翼翼面失速的影响,滚转阻尼导数随着攻角增加有两次明显转折；平板翼的滚转阻尼导数随着马赫数增加逐渐减小,而栅格翼的滚转阻尼导数随马赫数同样呈现两次转折,在Ma=3.5达到最大值.
滾轉阻尼導數是判斷導彈動穩定性的重要氣動參數.採用求解定常流場的方法,對超聲速階段平闆翼翼身組閤體和柵格翼翼身組閤體的滾轉特性進行數值模擬,併與平闆翼翼身組閤體的實驗數據相比,符閤較好.計算結果錶明,柵格翼的滾轉阻尼導數變化複雜,由于彈體揹風麵分離流和柵格翼翼麵失速的影響,滾轉阻尼導數隨著攻角增加有兩次明顯轉摺；平闆翼的滾轉阻尼導數隨著馬赫數增加逐漸減小,而柵格翼的滾轉阻尼導數隨馬赫數同樣呈現兩次轉摺,在Ma=3.5達到最大值.
곤전조니도수시판단도탄동은정성적중요기동삼수.채용구해정상류장적방법,대초성속계단평판익익신조합체화책격익익신조합체적곤전특성진행수치모의,병여평판익익신조합체적실험수거상비,부합교호.계산결과표명,책격익적곤전조니도수변화복잡,유우탄체배풍면분리류화책격익익면실속적영향,곤전조니도수수착공각증가유량차명현전절；평판익적곤전조니도수수착마혁수증가축점감소,이책격익적곤전조니도수수마혁수동양정현량차전절,재Ma=3.5체도최대치.
