尾翼式脱壳穿甲弹气动力特性的分析与计算

本文从理论上对尾翼式脱壳穿甲弹的气动力特性进行了分析计算,并与[1]所给出的风洞试验结果进行了比较,其目的是分析理论计算方法的可靠性和计算误差范围。在计算中引用了[1]、[3]、[5]、[6]的有关理论和实验研究成果。计算结果表明,阻力系数、升力系数及其斜率、压力中心系数和前体阻力系数、俯仰力矩系数及其斜率的理论计算值与风洞试验值之间的相对误差分别在3％和5％以内。     

脱壳穿甲弹弹托风洞测压试验及气动力特性

介绍了脱壳穿甲弹在弹托后定心部离开炮膛瞬间，弹托与弹有仍处在包紧（弹托与弹芯之间没有气体流过）状态下进行的脱壳穿甲弹弹芯与弹托组合体的风洞测压实验，文中给出通过所有测压点的分布曲线，在此基础上，通过对单瓣弹托轴对称和非轴对称部分的气动力计算，分析了单瓣弹托的受力及其气动力特性。上述所得结果为脱壳机理的研究提供了一定的依据。     

不同引信头部外形参数对弹丸气动力的影响

为提高弹丸射击质量,采用LU隐式差分格式求解三维Navier-Stokes方程,对后体形状完全相同,具有不同引信头部外形参数的两种弹丸进行了数值模拟,得到了两者在马赫数0.7～3.0下的诸气动力参数和气动力特性的差异,并分析了产生的原因.计算结果表明:在弹丸设计过程中,应充分考虑引信结构、外形对弹丸气动力特性的影响,避免采用具有拐点的母线形状.     

高速脱壳穿甲弹的中间弹道研究

该文以研究脱壳穿甲弹的中间弹道问题为主线,较详细地综述了高速脱壳穿甲弹穿越膛口中间弹道区时所受到的各种扰动因素、以及脱壳穿甲弹飞行姿态的测试技术和观察手段。扰动因素包括脱壳穿甲弹膛内运动时形成的起始偏角、在射流区受到的气动力干扰、脱壳过程的机械干扰及膛口装置的干扰。文末介绍了脱壳穿甲弹弹托的优化设计问题。     

可旋转鸭舵对旋转弹丸纵向气动特性的影响

利用有限体积TVD格式,对旋转弹丸的气动特性进行数值分析.对旋转弹丸SOCBT在马赫数为3的典型算例进行了验证计算,并进行了可旋转固定鸭舵对旋转弹丸纵向气动特性的影响的数值分析.计算了鸭舵位于不同方位角、不同飞行马赫数、不同攻角下时旋转弹丸的纵向气动力系数.研究结果表明,该数值分析方法能准确地分析纵向气动力系数随鸭舵方位角的变化规律,可为分析弹道修正规律提供依据.     

从弹丸自由飞行数据换算气动力系数的优化计算方法

本文采用线性气动力模型,根据弹丸的运动规律,按我国外弹道体系,对弹丸自由飞行数据的拟合方法进行了详细的讨论,并提出尾翼弹、旋转弹纸靶测试数据的优化处理方法。经用FORTRAN77语言设计计算机程序并经模拟计算和实例计算验证,效果良好,具有实用性。     

气动力对空心圆柱形液体射流分裂与雾化特性的影响

采用线性稳定性分析的方法推导出了普遍三维形式下空心圆柱射流自由表面扰动发展的特征方程，着重考察了射流内部与外部气体密度不相同的情况，数值计算表明了气注交界面上气动力在射流分裂与雾化过程中 终起着不稳定的作用。     

格栅尾翼(舵)外形参数对气动特性的影响

为研究格栅尾翼/舵主要几何参数--格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对其气动特性的影响,在翼高、翼宽、弦长一定的条件下,设计了一组具有不同格数、格壁厚度和格壁前缘倒角的格栅尾翼模型,进行了风洞测力实验,得到了格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对气动特性影响的基本规律.基于对实验结果的分析,提出了适于滑翔增程制导武器采用的格栅尾翼气动外形参数的选择方法及对结构设计和材料的要求.     

流化床锅炉导流板布风装置气动力特性的研究

本文对导流板布风装置气动力特性及其对燃烧工况的改善进行了研究.结果表明,导流板能降低风帽区阻力损失,使近风帽区气流速度衰减变慢,促进床内气流循环,提高流化质量,降低良好沸腾流化数(u/u_(mf)),改善燃烧效率.     

弹丸侵彻金属凸体的偏转特性分析

为了研究弹丸在侵彻凸体时所产生的偏转及其影响因素,利用LS-DYNA3D显式非线性动态分析有限元程序,建立了一种研究弹丸侵彻金属凸体偏转效应的有限元分析模型.对弹丸侵彻金属凸体过程进行了数值模拟,分析了金属凸体的形状、尺寸和空实心情况等因素对偏转效果的影响,得到了反映弹丸侵彻各类凸体时的偏转特性曲线.进行了小规模试验,与数值模拟结果进行了比较,得出了优选导偏体的相关结论,为设计抗弹丸侵彻结构提供了依据.     

旋转弹丸在复杂激波影响下气动特性数值模拟与分析

为了提高线膛发射武器的射击精度,研究复杂激波系对旋转稳定弹丸气动特性的影响.通过划分局部加密的网格,采用k-epsilon双方程湍流模型求解可压缩的三维Navier-Stokes方程,数值模拟和分析旋转弹丸在复杂激波影响下的气动特性变化规律.数值模拟的结果与SOCBT( Secant ogive cylinder boat tail)弹丸风洞实验数据相吻合,验证了计算模型与方法的合理性和可靠性.数值分析旋转速度、攻角、来流马赫数等对弹丸气动特性的影响,通过耦合内弹道过程,数值模拟和分析不同旋转速度对内弹道后效期内弹丸速度增的影响规律.     

安装肋条斜拉索的涡激振动和气动力特性研究

以安装肋条斜拉索为研究对象,通过风洞试验系统研究肋条的安装方式（通长安装和间断交错安装）、尺寸和数量对斜拉索涡激振动和气动力的影响,并分析涡激振动的抑制机理.结果表明：和标准斜拉索相比,安装肋条斜拉索能有效抑制涡激振动,且间断交错安装方式的抑振效果优于通长安装方式,肋条数量为8根的控制效果优于6根和12根;增加肋条宽度和厚度都会减小涡激振动振幅;肋条斜拉索的脉动升力系数显著小于标准斜拉索,且功率谱尖峰幅值降低或不存在显著尖峰,表明间断交错肋条可以降低卡门涡脱落强度甚至完全抑制;对于气动力,在试验雷诺数范围内,安装肋条后平均气动力系数无明显雷诺数效应;相比于标准斜拉索,肋条为通长安装时均会增加斜拉索的平均阻力系数,而采用间断交错安装时,不同肋条数量、尺寸和风攻角对斜拉索的增阻减阻情况不同. 当采用8根尺寸为 20 mm×15 mm的肋条间断交错安装时,在所有风攻角下都有良好的抑振效果,最大涡振振幅减小率可达到96.79%,且平均阻力系数均稳定在1.13附近,平均升力系数均稳定在0附近.     

自旋尾翼鸭式布局导弹的滚转特性

分析鸭式布局导弹的滚转耦合机理,进行固定尾翼鸭式布局导弹和自旋尾翼鸭式布局导弹的风洞试验.实验结果表明,对固定尾翼鸭式布局导弹,当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时,在导弹上产生数值很大的反向诱导滚转力矩,使鸭舵难以进行滚转控制;尾翼自旋减小了鸭舵副翼偏转进行滚转控制时导弹上产生的反向诱导滚转力矩,使鸭舵能对导弹进行滚转控制.尾翼自旋是实现鸭舵/尾翼气动解耦,使鸭舵进行滚转控制的有效措施.     

带减阻杆的高超声速弹丸气动特性研究

为了研究带减阻杆的高超声速弹丸气动特性,基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式、k-ω SST两方程湍流模型,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并对数值方法的有效性和可靠性进行了验证.在此基础上,对带减阻杆的高超声速弹丸流场进行了数值模拟.研究结果表明:基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式发展的数值方法可信度较高,能用于弹丸气动特性数值计算;在减阻杆长度一定条件下,随着马赫数的增大,减阻率将提高;在一定的减阻杆长度、马赫数下,随着攻角的增大,全弹总阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数将增加;减阻杆基本不会影响弹丸的升力和俯仰力矩.研究结果为高超声速弹丸工程设计提供参考.     

超远程制导炮弹船尾和尾翼剖面形状对阻力影响的数值模拟

为研究不同船尾和尾翼剖面形状对阻力的影响,用CFD数值模拟方法,以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对6种不同船尾和尾翼剖面形状的超远程制导炮弹的绕流场进行了数值模拟,并对计算结果进行了比较分析.结果表明,尾翼厚度及剖面前后缘钝度对阻力影响较大.研究结果为外形优化设计提供依据.     

外挂物气动力建模对机翼/外挂物颤振特性的影响及修正

在某机翼/外挂物颤振建模中,采用了两种外挂物气动力理论模型,即十字交叉升力面模型和细长体模型。首先对两种气动力理论进行了简要介绍,并给出了常用的气动力修正方法。采用两种外挂物气动力模型分别进行了机翼/外挂物颤振计算,并比较了单独外挂物刚体模态下两种气动力模型对应的广义气动力系数。针对细长体模型,还进行了截面宽高比变参分析。结果显示细长体理论结果对该参数不敏感。最后采用一种简化的气动力修正方法,对外挂物十字交叉升力面模型进行了修正。结果表明,外挂物气动力修正对其颤振特性具有重要的影响。     

钢模拟爆炸成形弹丸(EFP)飞行特性及对大间隔靶的侵彻实验

为考察现有设计水平下，爆炸成形弹丸EFP（Explosively Formed Projectiles)的飞行特性及侵彻威力，用37火炮发射长径比为1．5的钢EFP的模拟弹丸，其着靶速度在1．3km左右，对大间隔的多层A3薄钢靶板进行侵彻，弹丸贯穿了5层靶，质量损失较小。利用高速摄影考察了EFP在靶间的飞行姿态变化，分析了EFP对多层大间隔靶侵彻的作用过程及其机理。实验结果和分析表明，所设计的EFP具有较为理想的飞行稳定性，对多层间隔侵彻能力强 ，为设计攻击舰艇等装甲目标的战斗部装药结构提供了较重要的参数。     

翼尖装置参数对机翼气动力的影响

<正>前言缘于各个航空公司纷纷追求市场份额和高经济效益的大环境,各国飞机制造商使用了尽可能的方法,来达到提高飞机效率从而节约飞机燃油的目的。而提高效率或升阻比的最显而易见的方法是通过提高真实的或有效的展弦比来减少诱导阻力。端板作为提高机翼有效展弦比的一种方法被认可已有多年了,二十世纪七十年代由美国NASA Langley的Whitcomb博士研发的升力面(即小翼)才在应用上取得真正意义上的突破。它已经不再是一个简单的物理上的屏障,该小翼用其周围的环流来抵抗翼尖周围的流动。从此以后,由于小翼真正能够实现在阻力上有意义的改进,因此其也就被     

翼尖涡多阶段演化过程及其对气动力的影响

针对高雷诺数和中等马赫数下翼尖涡的近场演化问题,以NACA0012机翼为对象,采用大涡模拟方法,研究了三组不同的马赫数(0.3、0.45、0.6)和雷诺数(5×10~5、1×10~6、2×10~6)下翼尖涡中主涡和次级涡的演化特性以及其对机翼气动力的影响。研究发现,根据主涡和次级涡特性可将翼尖涡近场演化过程分为三阶段:在第一阶段中二者独立生长,主涡涡核处涡量先增后减,次级涡涡核处涡量和流向速度显著变化;在第二阶段中次级涡运动至机翼上表面与主涡相互作用融合,二者涡核处涡量变化分别趋于平缓并最终相同;在第三阶段中主涡与次级涡融合后的共转涡和新生成的二次融合涡离开机翼进入尾迹。马赫数影响主涡和次级涡涡核处流向涡量及"扭结"现象,但不影响主涡和次级涡涡核处流向速度和融合位置;雷诺数影响主涡和次级涡涡核处流向涡量、主涡涡核处无量纲流向速度以及"扭结"现象,但不影响次级涡涡核处流向速度和融合位置。在整个翼尖涡近场演化过程中,与第一阶段相比,第二阶段通过显著改变机翼上表面压力分布,诱导出强烈的下洗现象,主导影响着机翼的气动力,此外翼尖涡能抑制翼尖附近上表面流动分离,在一定程度上减轻其对气动力的不利影响。     

侧向气动力对汽车稳态响应的影响

考虑侧向气动力的影响,建立了简化的二自由度汽车动力学模型,推导了横摆角速度增益与风压中心及汽车外形问的关系,提出了主、次气动稳定性因子的概念,阐明了影响汽车稳态响应的主要因素是主气动稳定性因子,次气动稳定性因子可以忽略不计。为分析气动力对汽车稳态响应的影响,改善汽车高速行驶稳定性提供了理论依据和简易评价方法。