【摘 要】
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本文利用基于粘性非结构直角网格的CFD解算程序,耦合求解三维可压缩Navier-Stokes方程及6DOF刚体运动方程,无粘项求解采用单调迎风守恒积分形式的MUSCL格式离散,单元表面通量
【机 构】
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中国航天空气动力技术研究院; 中国空气动力研究与发展中心;
【基金项目】
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国家重点基础研究发展计划(2014CB744100)航天飞行器跨流域空气动力学与飞行控制关键基础问题研究
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本文利用基于粘性非结构直角网格的CFD解算程序,耦合求解三维可压缩Navier-Stokes方程及6DOF刚体运动方程,无粘项求解采用单调迎风守恒积分形式的MUSCL格式离散,单元表面通量采用Steger-Warming分裂格式或Roe格式额的近似Riemann解。粘性项的计算采用考虑物面无滑移和绝热壁的带约束条件的最小二乘法求解,时间积分用LU-SGS方法进行推进,数值模拟某型航空导弹投放分离过程。首先,计算无尾部整流罩分离,获得分离过程弹体姿态角、受力及力矩等气动特性;其次,计算带有尾部整流罩导弹投放分离过程,分析对比导弹尾部整流罩对分离过程的影响,论证该导弹外形布局分离可行性。通过对比得到,尾部整流罩可以使投放分离过程更加平稳,分离安全性提升;尾部整流罩与弹体分离迅速,对发动机点火影响较小,满足航空导弹发射需求。
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