محاسبه تجربي ضرايب آيروديناميكي موشك كروز هواپايه و بررسي دقت نرم‌افزارهاي مهندسي و عددي در محاسبه آيروديناميك آن

Validation of the Aerodynamic Coefficients of Cruise Missile Derived from Numerical Calculations and MD Software with Experimental Data

در اين مقاله هدف بررسي و مقايسه ضرايب آيروديناميكي حاصل از نتايج تونل باد، حل عددي و روش نيمه‌تجربي مربوط به يك موشك هواپايه است. نتايج براي حالت كلي بدون انحراف سطوح كنترلي حاصل شده است. بدين منظور تحليل روي ضرايب آيروديناميكي در سه عدد ماخ 0/6، 0/75 و 0/85 و زواياي حمله مختلف صورت گرفته است. نتايج نشان از وجود شباهت زيادي بين رفتار تغييرات ضرايب آيروديناميكي نسبت به زاويه حمله در هر سه روش تجربي، عددي و روش نيمه‌تجربي دارد. به‌طوري كه پاسخ‌هاي حاصل از حل عددي در محاسبه ضرايب نيروهاي برآ، پسا، عمودي و محوري به‌ترتيب با خطاي ميانگين 8/6، 7/1، 8/3 و 8/4% به نتايج حاصل از تونل باد نزديك و قابل قبول است. اما نتايج حاصل از روش نيمه‌تجربي با وجود شباهت در تغييرات ضرآيب آيروديناميكي تنها براي ضرايب نيروهاي پسا و محوري به‌ترتيب با خطاي ميانگين 11% و 20% نسبت به نتايج حاصل از تونل باد از خود نشان داده است و همچنين وجود خطاهاي ناشي از اثرات دهانه ورودي هوا تنها در راستاي محوري دليل بر قابل اتكا نبودن اين روش در پژوهش حاضر دارد. همچنين نمودارهاي تغييرات ضريب گشتاور پيچشي برحسب زاويه حمله نشان مي‌دهند كه زاويه حمله تريم در ماخ‌هاي مختلف بين 6+ تا 7+ درجه متغير است.

The purpose of this paper is to investigate and compare the aerodynamic coefficients obtained from the wind tunnel, numerical solution (Fluent) and engineering software (MD) for a cruise missile. The results are obtained in zero deflection of the control surfaces. For this purpose, the analysis has been carried out on the aerodynamic coefficients of the three Mach numbers: 0.6, 0.75, and 0.85, and various angles of attacks. The results of the numerical solution for calculating the coefficients of the lift, drag, normal and axial forces are respectively with a mean difference of 8.6, 1.7, 8.3 and 8.4 percent, respectively, in comparison with the wind tunnel. The results of the MD software for drag and axial forces are acceptable with an average error of 11% and 20%, respectively. Also, the existence of errors in the MD software, such as taking into account the effects of the air inlet opening only in the axial direction, shows that this method is unreliable in the present study. The results show that there is a great similarity between the behavior of the aerodynamic coefficients changes relative to the angle of attack in all three experimental and numerical methods and the MD software. Also, the pitching moment coefficient variation according to the angle of attack indicates that the trim angle varies from +6 to + 7 degrees.