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高速旋转条件下的弹丸气动特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了能定量揭示弹丸旋转对马格努斯效应的影响,数值模拟了旋转弹丸在不同来流与转速条件下的流场分布,分析了马格努斯现象的产生机理,以及通过弹体表面压力分布分析了旋转对各气动力的影响,得知旋转对升阻力影响很小,可忽略不计; 得到了攻角、马赫数以及转速变化时马格努斯效应对弹丸表面压力分布的影响。结果表明,弹尾部是影响马格努斯效应的主要部位,小攻角情况下马格努斯力及力矩系数随攻角及转速呈线性变化,而随马赫数增大,旋转效应对弹丸影响越来越小。提出并验证了适用于小攻角、超声速情况下马格努斯力及力矩系数的经验公式,可为相关旋转弹丸的改进与设计提供指导。 相似文献
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为了研究暴雨条件对弹丸气动性能的影响,本文采用计算流体力学方法对极端暴雨条件下的弹丸气动特性开展数值模拟,通过求解三维定常可压缩的Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型来计算流场,利用双向动量耦合的Eulerian-Lagrangian方法对流场中离散的雨滴粒子进行轨迹追踪,并考虑由于气流湍流引起雨滴粒子的随机扩散效应以及雨滴粒子与弹丸表面的相互作用,分析了攻角和液态含水量对M910弹丸和某120 mm迫弹气动参数的影响。研究结果表明,暴雨环境对两种弹丸的升力系数均有较大的影响,当马赫数为0.7时,M910弹丸升力系数最大下降了14.5%,120 mm迫弹升力系数最大下降了21.9%,并且影响程度随着攻角的增大而逐渐降低; 两种弹丸的阻力系数受暴雨影响较小; 由于尾翼的原因,暴雨对迫弹(尾翼弹)的影响程度高于M910弹丸(旋转弹); 弹丸表面形成的不均匀水膜层以及雨滴粒子碰撞导致弹丸边界的动量损失是影响弹丸气动性能的主要原因。 相似文献
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为深入了解旋转作用力对涡轮叶片多段连接通道换热特征的影响,采用三维数值模拟方法研究了多段连接内通道模型的流动换热。选取通道入口雷诺数为17 000、旋转数范围为0~0.09, 多段连接通道3个出口的质量流量比例为25%、50%、25%,旋转半径与水力直径之比的范围为0~69.6,研究了旋转数、旋转半径对各段通道带肋壁面换热分布的影响。结果表明:旋转附加力造成径向出流通道沿程压力系数逐渐增大,径向入流通道的沿程压力系数迅速减小;径向出流通道后缘面的换热系数随旋转数增加而增大,径向入流通道后缘面的换热系数随旋转数增加而稍有减小,旋转作用对前缘面换热的影响情况与后缘面的情况相反;前、后缘面的换热系数沿流向均随旋转半径与水力直径比的增加稍有增大,换热增大幅度较小。 相似文献
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为研究高速旋转条件下底部排气弹的减阻特性,运用滑移网格技术进行底部排气弹三维流场的数值模拟。研究了不同转速条件下底部排气弹的减阻特性,分析了旋转效应对减阻性能的影响以及一定阻力系数下排气参数与弹丸转速的约束关系。研究结果表明:同一个排气参数下,阻力系数随转速增大而减小;同一个转速下,阻力系数随排气参数的增大呈现先减小、后增大的变化规律;高速旋转使得底部排气弹具有更好的减阻效果;减阻期望一定时,排气参数与弹丸转速呈现此消彼长的关系,对于确定转速的底部排气弹,存在着最优的排气参数。 相似文献
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中心锥对液态燃料旋转爆轰发动机工作过程与性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
为分析中心锥对液态燃料旋转爆轰发动机(RDE)工作特性的影响,在环形阵列式RDE上,以汽油/富氧空气为工质,开展了液态燃料RDE实验研究。测量发动机在不同中心锥位置l/L(l为燃烧室内壁面等直段末端与燃烧室外壁面末端的距离,L为燃烧室外壁面长度)和中心锥锥角θ时的一维推力,分析了推力和燃料比冲的变化趋势。实验结果表明:改变l/L和θ未对旋转爆轰波传播模态产生影响,各工况下旋转爆轰波均为双波对撞模态;受预爆轰管切向喷注孔的影响,双波对撞点无法稳定于预爆轰管出口附近;爆轰波传播速度和频率随中心锥位置的前移呈下降趋势,当l/L=0%、θ=20°时,推力和燃料比冲分别为951.6 N和1 151.8 s, 为所有实验工况中最大值;随着l/L或θ增大,爆轰产物轴向膨胀距离变短,中心锥头部突扩位置处膨胀波影响增强,外流场中心锥型面约束作用减弱且高温燃气径向膨胀增强,发动机出口高温燃气轴向分速度逐渐减小,发动机推力和燃料比冲逐渐减小;当l/L>25.5%或θ>40°时,受熄爆再起爆和膨胀波增强影响,发动机推力和燃料比冲下降速率增大。 相似文献
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在弹丸前体外形和外界大气不变的条件下,提出了利用弹丸炮口马赫数和丁点马赫数确定旋转最佳尾锥方法。对部分现有弹种试算的结果表明,当弹丸炮口马赫数较大时,该方法准确性较高;当弹丸炮口马赫数较小时,该方法所确定的尾锥角略有偏低,但仍可用于弹丸的初步设计。 相似文献
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弹带对高速旋转弹丸气动特性影响的数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
为了研究弹带对高速旋转弹丸气动特性的影响,采用2阶Roe差分格式求解三维Navier-Stokes方程,湍流模型为SST k-ω模型。采用滑移网格技术处理弹体旋转引起的运动边界。以文献[6]进行风洞实验的155 mm无弹带弹丸为算例,数值计算结果与风洞实验数据吻合良好。分别对含弹带与无弹带弹丸在不同来流马赫数与攻角条件下的绕流场开展数值模拟,得到二者流场结构图谱及气动特性差异。分析结果表明:两种弹丸计算模型在弹带之前的压力分布基本一致,但弹带将诱导弹丸气动阻力面积增大,阻力系数有一定程度的升高,而且在弹带之后二者的压力分布差异较大;弹带因素对旋转弹丸气动特性的影响不可忽略。 相似文献
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为了研究加装精确制导组件的旋转稳定火箭弹弹体的绕流特性,尤其是鸭舵尾涡对弹体绕流的影响,通过计算流体力学方法,进行了网格密度研究,并对多攻角多转速工况的流场状态进行了数值仿真,利用Q准则实现对涡核心区域的辨识,并定性分析了不同工况下的流场特性,定量对比分析了弹体受力。结果表明:鸭舵涡系使弹体上出现不对称的条带状低压区域,使弹体受力呈现不对称性; 受弹体滚转影响,鸭舵涡系发生扭转,其扭转方向与弹体滚转方向一致; 鸭舵涡系与弹体旋转的共同作用诱导产生次级涡; 存在攻角时弹体的侧向力仍然表现出明显的马格努斯效应; 与传统回转体弹丸不同的是弹体转动角速度为0时侧向力系数不为0,且与攻角相关。 相似文献
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Investigates on Aerodynamic Characteristics of Projectile with Triangular Cross Section 总被引:1,自引:0,他引:1
The aerodynamic characteristics of projectiles with triangular and circular cross sections are investigated respectively by use of free-flight experiment. Processed the experiment data, curves of flight velocity variation and nutation of both projectiles are obtained, based on the curves, their aerodynamic force and moment coefficients are found out by data fitting, and their aerodynamic performances are compared and analyzed. Results show that the projectile with triangular cross section has smaller resistance, higher lift-drag ratio, better static stability, higher stability capability and more excellent maneuverability than those of the projectile with circular cross section, therefore it can be used in the guided projectiles; under lower rotation speed, the triangular section projectile has greater Magnus moment leading to bigger projectile distribution. 相似文献
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为了准确、快速地辨识旋转弹主要气动系数,建立了一个基于改进粒子群算法的气动系数快速辨识模型。该辨识模型以四自由度修正质点弹道模型为基础,以最小标准欧几里德距离为辨识准则,利用弹丸自由飞行试验测得的速度和转速数据,可同时辨识出弹丸的零升阻力系数、升力系数导数、极阻尼力矩系数导数以及马格努斯力系数导数。利用某155 mm旋转弹仿真所得的弹道数据对提出的气动辨识模型进行验证。结果表明:与气动系数理论值相比,零升阻力系数、升力系数导数与极阻尼力矩系数辨识值的平均相对误差较小,当马赫数在0.8~1.25范围内马格努斯力系数导数相对误差约为30%~50%,但马赫数在1.25~2.7范围内其误差较大; 根据气动系数辨识值计算出的弹道数据与仿真弹道数据相比,射程在26 km时相差约为8 m,速度变化完全一致; 相比于标准粒子群算法,提出的改进粒子群算法具有更快的收敛速度。 相似文献
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为了研究修正组件反旋与不旋对弹箭气动特性的影响,在CFD软件中采用滑移网格方法对双旋二维弹道修正弹在不同攻角、马赫数下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律,研究了鸭舵在不同滚转角下弹箭的修正能力,着重分析了修正组件反旋与不旋时该弹气动特性的差异。研究表明,修正组件反旋以后阻力系数与升力系数有所下降,非零攻角下该弹始终会有侧向力存在,通过控制同向舵的周向位置可以对射程和飞行方向进行修正。 相似文献