细长旋成体大攻角非对称涡模拟的扰动引入方式研究

导弹在大攻角下飞行时，会产生复杂的非对称涡结构，从而产生较大的侧向力，严重影响导弹的飞行控制。采用数值方法描述风洞试验中产生侧向力的现象，常需要人为引入扰动。本文采用带剪切层自适应的改进的延迟脱体涡模拟（improved delayed detached-eddy simulation,IDDES）方法，对有/无扰动的导弹构型进行了数值计算，并将计算结果与试验结果进行对比。在不添加扰动、40°攻角时计算出完全对称的旋涡结构，几乎不产生侧向力，从而排除了数值误差产生非对称效应的不确定性和非物理性；在导弹头部添加合适的“扰流片”引入扰动，模拟试验中所产生的非对称效应，可以准确地预测导弹的分离形态，压力分布与试验结果非常吻合。