| 计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法 |
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| 引用本文： | 罗俊伟.计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法[J].空气动力学学报,1992,10(2):266-271. |
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| 作者姓名： | 罗俊伟 |
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| 作者单位： | 中国空气动力研究与发展中心 四川绵阳 |
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| 摘 要： | 本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。
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| 关 键 词： | 超声速 战术弹 大攻角 气动力 |
A Numerical Method for Calculating the Aerodynamic Characteristics of Tactical Missile to High Angles of Attack at Supersonic Speeds |
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| Luo Junwei.A Numerical Method for Calculating the Aerodynamic Characteristics of Tactical Missile to High Angles of Attack at Supersonic Speeds[J].Acta Aerodynamica Sinica,1992,10(2):266-271. |
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| Authors: | Luo Junwei |
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| Institution: | China Aerodynamics. Research and Development Center |
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| Keywords: | supersonic tatical missile high angles of attack aerodynamics |
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