空气动力学学报
空氣動力學學報
공기동역학학보
ACTA AERODYNAMICA SINICA
2014年
2期
154-158
,共5页
达兴亚%周为群%赵忠良%陶洋
達興亞%週為群%趙忠良%陶洋
체흥아%주위군%조충량%도양
窄条翼导弹%摇滚%极限环%动稳定性%转动惯量
窄條翼導彈%搖滾%極限環%動穩定性%轉動慣量
착조익도탄%요곤%겁한배%동은정성%전동관량
strake wing missile%rock%limit cycle%dynamic stability%moment of inertia
利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理.控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法.计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好.受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡.计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显.
利用NS方程和飛行力學方程耦閤的數值模擬,研究分析瞭窄條翼導彈模型搖滾運動的動力學特性和產生機理.控製方程為URANS和剛體單自由度轉動方程,計算取Roe格式、SA湍流模型、雙時間步法,氣動/運動耦閤採用雙時間步三階Adams預估校正法.計算Ma=0.6,α=35°,模型進入極限環振盪,振幅10.14°,週期20Hz,與風洞試驗結果吻閤較好.受力分析錶明力矩遲滯麯線為雙8環,中間為不穩定環,兩側為穩定環;模型的動不穩定性是由迎風尾舵引起,揹風尾舵不能提供足夠的動穩定性,導緻模型喪失滾轉阻尼,最終進入等幅等週期的極限環振盪;計算證實,該極限環是穩定的,模型在任意初始狀態或微擾動作用下都將進入該極限環振盪.計算結果還錶明,在非定常效應較彊時,轉動慣量對搖滾振幅影響不大,對頻率影響明顯.
이용NS방정화비행역학방정우합적수치모의,연구분석료착조익도탄모형요곤운동적동역학특성화산생궤리.공제방정위URANS화강체단자유도전동방정,계산취Roe격식、SA단류모형、쌍시간보법,기동/운동우합채용쌍시간보삼계Adams예고교정법.계산Ma=0.6,α=35°,모형진입겁한배진탕,진폭10.14°,주기20Hz,여풍동시험결과문합교호.수력분석표명력구지체곡선위쌍8배,중간위불은정배,량측위은정배;모형적동불은정성시유영풍미타인기,배풍미타불능제공족구적동은정성,도치모형상실곤전조니,최종진입등폭등주기적겁한배진탕;계산증실,해겁한배시은정적,모형재임의초시상태혹미우동작용하도장진입해겁한배진탕.계산결과환표명,재비정상효응교강시,전동관량대요곤진폭영향불대,대빈솔영향명현.
