آيروديناميك هندسه‌هاي مختلف دماغه انعطاف‌پذير در يك موشك مافوق صوت

Aerodynamic shape investigation of a supersonic missile flexible nose

در اين تحقيق، آيروديناميك نه هندسه از موشك هدايت‌شونده مافوق صوت، با دماغه انعطاف‌پذير پيوسته، بررسي شده و بهترين هندسه بر اساس قدرت مانور بيشتر از دو ديدگاه آيروديناميك و ديناميك پرواز ارزيابي شده است. هندسه مورد بررسي، شامل دماغه اجايو مماسي با نوك كروي، بالك‌هاي پايداركننده در انتها و بدنه استوانه‌اي است كه بخش مياني بدنه، جهت توليد فرمان هدايتي، به شكل قوسي از دايره خميده مي‌شود. بدنه استوانه‌اي از سه بخش تشكيل شده است، بخش ثابت در مجاورت دماغه، بخش انعطاف‌پذير در وسط و بدنه اصلي در مجاورت بالك‌ها قرار دارد. در اين تحقيق اثر طول بخش ثابت و طول بخش انعطاف‌پذير بر آيروديناميك و ديناميك پرواز بررسي شده است. براي حل معادلات كامل ناوير استوكس و تاثير آشفتگي، از روش حجم محدود و مدل اغتشاشي بلدوين-لمكس استفاده شده است. همچنين براي حل همزمان جريان در اطراف بدنه و بالك‌ها، روش حل چند بلوكي بكار رفته است. يك كد 3 درجه آزادي نيز براي محاسبه ديناميك پرواز دو بعدي موشك‌ها توليد شده است. مشاهده گرديده است كه با افزايش طول بخش ثابت و نيز افزايش طول بخش انعطاف‌پذير قدرت مانور موشك افزايش مي‌يابد ولي همزمان ضريب پسا نيز افزايش مي‌يابد. ولي محاسبات ديناميك پرواز نشان مي‌دهد افزايش ضريب پسا اثر تعيين كننده در قدرت مانور پروازي موشك نداشته است و قدرت مانور از دو نگاه آيروديناميك و ديناميك پرواز بر يكديگر منطبق است.

The aerodynamic characteristics of nine configurations of supersonic continuous deflectable nose guided missiles have been investigated. Then the optimized geometry is achieved based on the maneuverability from aerodynamic and flight dynamic point of view. The studied configurations consist of a spherical nose tip, a tangent ogive, one set of stabilizing tail fins and a cylindrical body whose mid-section is flexible to form an arc of a circle. So the cylindrical body consists of a fixed part in the vicinity of nose, middle flexible part and main body with stabilizers. The effects of fixed length and flexible length parameters on the aerodynamic and flight dynamics of guided missile have been studied. A code has been developed to solve full Navier-Stokes equations using finite volume and modified Baldwin-Lomax turbulence model. Multi-block technique is also used to solve main body and fin parts flow field. Further, a 3 degree of freedom code has been developed to compare planar flight dynamic of missiles. It is found that missiles with bigger lengths for fix and flexible parts show more aerodynamic maneuverability, but drag force grows concurrently. Flight dynamic analysis shows that drag effect is negligible and aerodynamic maneuverability analysis is compatible with flight maneuverability.