為研究尾噴流效應(yīng)對(duì)導(dǎo)彈尾端直接力裝置側(cè)向噴流與主流流動(dòng)干擾的影響,采用三維流場(chǎng)CFD仿真方法。首先,對(duì)帶X形尾舵的旋轉(zhuǎn)體和帶發(fā)動(dòng)機(jī)的旋轉(zhuǎn)體進(jìn)行模擬,分別證明了所采用的計(jì)算方法對(duì)側(cè)向噴流干擾流場(chǎng)和發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流求解的能力;其次,開展了側(cè)向噴流與主流在有/無尾噴流影響下的干擾流動(dòng)數(shù)值計(jì)算,研究了0°攻角情況下尾噴流給壓強(qiáng)分布、壓力系數(shù)、對(duì)稱面馬赫數(shù)及流線、側(cè)向力及力矩放大因子和后彈體流場(chǎng)結(jié)構(gòu)帶來的變化。結(jié)果表明:尾噴流會(huì)大幅提高側(cè)向噴流的效率;尾噴流不會(huì)改變側(cè)向噴口上游的流場(chǎng)結(jié)構(gòu),但對(duì)彈體底部、尾舵后緣及側(cè)向噴口下游區(qū)域的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響較大。 

【文章來源】：航空兵器. 2020,27(03)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：5 頁

【部分圖文】：

導(dǎo)彈物理模型

將仿真計(jì)算得到的彈體表面、 尾流軸線、 x=197及x=204截面上的無量綱壓強(qiáng)與文獻(xiàn)[20]中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比(如圖3所示), 數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好, 證明本文采用的計(jì)算模型能夠較好地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流。1.6 側(cè)向噴流計(jì)算模型驗(yàn)證

圖4為彈體表面壓力系數(shù)對(duì)比, 側(cè)向噴口上游和下游的壓力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)符合較好, 證明本文采用的計(jì)算模型能夠較好地模擬側(cè)向噴流附近的流動(dòng)狀態(tài)和壓強(qiáng)變化。2 計(jì)算結(jié)果及分析

【參考文獻(xiàn)】：
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