运用CFD计算方法进行数值模拟,采用三维非定常N-S方程并结合重叠网格技术,计算导弹在不同马赫数,攻角和舵偏速度下的各项力和力矩的气动系数。研究发现:鸭舵偏转产生漩涡对尾翼进行干扰,这种干扰随舵偏角的增大而增大;小攻角下弹体和尾翼对导弹轴向力系数的影响很小;马赫数的增大会使鸭舵偏转对导弹法向力系数和俯仰力矩系数的影响减弱;鸭舵动态偏转计算气动力和力矩和稳态情况下计算的结果不一样,且鸭舵偏转速度越快,差异越明显。

飞机设计过程中需要掌握各种舵面偏转气动特性。采用计算流体力学(CFD)技术计算舵面偏转气动力时,不同的舵面偏转角度通常需要生成不同的网格、网格变形或重构,这一过程需要耗费大量时间。一种简化的计算方法是蒸腾边界方法,通过在舵面的边界条件中增加一个法向扰动速度以模拟舵面偏转,从而可以在不进行网格变形或重新生成网格的情况下计算不同舵面偏转角度下的气动力系数。本文采用跨声速巡航标模(TCR)鸭翼偏转构型验证蒸腾边界方法计算舵面偏转气动力的有效性,迎角范围为-6°~10°,鸭翼偏转角范围为-15°~10°。通过对网格变形和蒸腾边界两种方法进行气动力计算对比,结果显示,蒸腾边界方法可以在网格保持不变的情况下获得有效的气动力计算数据,两种方法多数工况的计算结果基本一致,只有在迎角和舵偏角产生叠加效应使得舵面相对迎角较