محاسبه تجربی ضرایب آیرودینامیکی موشک کروز هواپایه و بررسی دقت نرم‌افزارهای مهندسی و عددی در محاسبه آیرودینامیک آن

در این مقاله هدف بررسی و مقایسه ضرایب آیرودینامیکی حاصل از نتایج تونل باد، حل عددی و روش نیمه‌تجربی مربوط به یک موشک هواپایه است. نتایج برای حالت کلی بدون انحراف سطوح کنترلی حاصل شده است. بدین منظور تحلیل روی ضرایب آیرودینامیکی در سه عدد ماخ 0/6، 0/75 و 0/85 و زوایای حمله مختلف صورت گرفته است. نتایج نشان از وجود شباهت زیادی بین رفتار تغییرات ضرایب آیرودینامیکی نسبت به زاویه حمله در هر سه روش تجربی، عددی و روش نیمه‌تجربی دارد. به‌طوری که پاسخ‌های حاصل از حل عددی در محاسبه ضرایب نیروهای برآ، پسا، عمودی و محوری به‌ترتیب با خطای میانگین 8/6، 7/1، 8/3 و 8/4% به نتایج حاصل از تونل باد نزدیک و قابل قبول است. اما نتایج حاصل از روش نیمه‌تجربی با وجود شباهت در تغییرات ضرآیب آیرودینامیکی تنها برای ضرایب نیروهای پسا و محوری به‌ترتیب با خطای میانگین 11% و 20% نسبت به نتایج حاصل از تونل باد از خود نشان داده است و همچنین وجود خطاهای ناشی از اثرات دهانه ورودی هوا تنها در راستای محوری دلیل بر قابل اتکا نبودن این روش در پژوهش حاضر دارد. همچنین نمودارهای تغییرات ضریب گشتاور پیچشی برحسب زاویه حمله نشان می‌دهند که زاویه حمله تریم در ماخ‌های مختلف بین 6+ تا 7+ درجه متغیر است.

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

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.