通過(guò)改變彈頭部長(zhǎng)徑比,尾翼根梢比,尾翼后緣后掠角的大小,運(yùn)用計(jì)算流體力學(xué)對(duì)不同外形參數(shù)的尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)仿真,得到阻力系數(shù)及穩(wěn)定性的變化規(guī)律。結(jié)果表明:在超音速范圍內(nèi),尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈的穩(wěn)定性隨著馬赫數(shù)的增加而減小,隨著攻角的增加也在減小;其他參數(shù)不變時(shí),增大彈頭部長(zhǎng)徑比,有利于降低彈體阻力系數(shù)但穩(wěn)定性也會(huì)隨著降低;當(dāng)根梢比及彈頭部長(zhǎng)徑比不變時(shí),增大后緣后掠角,有利于降低彈體阻力系數(shù)并提高彈體穩(wěn)定性;當(dāng)后緣后掠角及彈頭部長(zhǎng)徑比不變時(shí),增大根梢比,有利于降低彈體阻力系數(shù)但彈體穩(wěn)定性也會(huì)降低。

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【部分圖文】：

圖1尾翼彈原模型

本文所研究的彈丸原始外形的頭部母線形狀為球錐形，彈頭部長(zhǎng)徑比的定義為，此處λn=5;全彈長(zhǎng)徑比λB=17.3;尾翼的前緣后掠角χ0=600，后緣后掠角χ1=00,尾翼平面形狀為梯形，其根梢比，其展弦比λW=LW/SW=1.2，其中LW為尾翼翼展，SW為一對(duì)尾翼平面投影面積;彈體橫....

圖2尾翼符號(hào)示意圖

圖1尾翼彈原模型1.2尾翼彈不同外形參數(shù)

圖3計(jì)算域網(wǎng)格

綜合考慮計(jì)算精度與計(jì)算效率，將計(jì)算域設(shè)定為在大的圓柱外流域內(nèi)再增加一個(gè)小圓柱加密區(qū)域，大圓柱形外流域直徑為18倍彈徑長(zhǎng)度為10倍彈長(zhǎng)[10]，小圓柱流域直徑為5倍彈徑，長(zhǎng)度為3倍彈長(zhǎng)，計(jì)算域網(wǎng)格如圖3所示。求解近壁面區(qū)域的方法對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算結(jié)果有重要影響，因此采用加密網(wǎng)格的方法....

圖4原模型彈體表面網(wǎng)格

由圖5(a)可以看出:原模型的阻力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增加先急劇增加，而后緩慢減小。這是由于彈箭在亞聲速段，彈箭阻力由摩阻和渦阻組成，在跨聲速飛行時(shí)，彈體表面產(chǎn)生彈體激波，彈箭阻力由摩阻和渦阻，波阻組成，在超聲速段飛行時(shí)，彈頭部脫體激波轉(zhuǎn)變?yōu)楦襟w激波，由于激波錐角隨著馬赫數(shù)的增大而減....

本文編號(hào)：3998978