冲压式舱机腔内工作压カ随飞行速度变化规律的数值仿真

？为了简化舵机工作时所需的高压气源，现在一些反坦克导弹采用了冲压式舵机，其最大特点是利用导弹的飞行速度，使得来流的空气由舵机进气口进入舵机气源腔内受阻，从而产生舵机工作时所需的高压气体。由于导弹在飞行过程中其速度是变化的，因此，舵机内的高压气体压力也随速度变化，如何计算舵机内高压气体压力，对舵机和反坦克导弹的设计很重要。本文采用了求解三维、雷诺平均的Navier-Stokes方程的方法，对反坦克导弹的可能飞行速度范围进行了数值仿真。