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相似文献
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1.
利用底排减阻是弹丸设计中的一个重要课题。在风洞中模拟底排实验,通过测量和充量计前介质总压,获得了较高准确度的底部排气率。在此基础上,用差压法进一步测量了模型底部燃烧尾迹区轴线上的皮托压力和静压。  相似文献   

2.
用近似方法分析了超音速弹丸尾部和底部流动,在前体外形不变的条件下,得到了最佳尾锥角与弹丸超音速飞行区间的关系式。质点弹道计算结果表明,最佳尾锥角的确定方法是合理和有效的,而且尾锥角选取的差异将会引起射程等弹道参量的显著变化。  相似文献   

3.
导弹底阻预测   总被引:1,自引:0,他引:1  
为预测导弹底阻,研究了新的模型,在NASA兰利研究中心的连续风洞中进行了吹风试验,取得了新的风洞数据。试验条件是:Ma=2-4.5,α≤16°,δ≤20°,尾翼相对厚度比为0.05-0.15,尾翼位置与弹身底部平齐或到底部上游两倍弦长处,利用新模型所得试验值和以前的试验值一道作为上述主量和弹身尾部形状的函数,并计及发动机工作或不工作的影响来估算导弹底阻。  相似文献   

4.
针对实际风洞试验中,速压波动较大导致的旋转天平得到的数据精度不高问题,设计基于NI cDAQ 的旋 转天平实时速压测量系统。阐述多点静压落差法测量速压的原理和方法,介绍测量系统的硬件组成和软件设计,并 将该系统应用在Φ5 m 立式风洞旋转天平试验中。结果表明:该系统稳定可靠,能有效克服速压波动较大的问题, 提高试验数据的精准度,为风洞试验提供有力保障。  相似文献   

5.
烟火型排气剂的配方及减阻增程研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
提出了用烟火剂作弹丸增程底部排气剂的性能要求,并进行了配方设计和风动底阻减阻试验,用于某122mm榴弹上的结果,表明烟火型排气剂是一种很有潜力的弹丸增程排气剂。  相似文献   

6.
本文根据缩比为1/10和1/13的S导弹模型分别在0.6m~2风洞所进行的全弹零升前阻与底阻的实验结果,并综合了在该风洞中进行的喷流、通气以及雷诺数效应等专项实验研究结果。阐述了零升总阻的修正体系。由其而预计的S导弹全尺寸零升总阻与飞行测量值有着很好的一致性。其研究方法可供其它导弹参考。  相似文献   

7.
为准确测量无翼/舵布局导弹由于安装电缆罩等凸起物所产生的小载荷滚转力矩,并给布局选型和姿态控制提供依据,提出了一种应用于风洞试验的高精度滚转力矩测量技术,利用机械轴承支撑试验模型,承受除滚转力矩外的其它载荷,专门设计了"米"字梁结构的高精度单分量天平测量滚转力矩,并利用自动滚转尾支撑机构获得模型不同滚转角下的滚转力矩。风洞试验结果表明,该技术与常规天平测量技术相比,滚转力矩测量精度大大提高,具有较高的实用性和经济性。  相似文献   

8.
用真实火药发动机在CG-01风洞中进行了热喷测压测力试验。本文就热喷相似参数的选择,风洞设备,模型发动机、试验装置,天平、试验方法,试验结果分析等做以介绍.由于国内还是首次在风洞中进行选样的试验,缺乏经验,本试验技术还不十分完善,今后还将继续进行。  相似文献   

9.
高压气体发射装置内弹道特性及膛口流场分析   总被引:2,自引:2,他引:0  
周鹏  曹从咏  董浩 《兵工学报》2016,37(9):1612-1616
根据非定常可压缩流动的Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras湍流模型,基于计算流体力学分析软件,采用动网格技术,对弹丸在气室高压气体作用下的运动规律及其流场特性进行了仿真。主要研究了4种不同气室初始气压下膛内平均压力、弹底压力、气室底部压力、弹丸运动参数的变化规律,进一步分析了在气室初压为2.5 MPa下不同时刻马赫数等值线的变化规律。研究结果表明:膛内气流存在振荡现象,气室底部压力、弹底压力变化具有波动性;气室初始气压的大小影响气室底部压力、弹底压力振荡幅度及弹丸出炮口速度;弹丸在管内运动速度及运动时间随距离变化的关系均近似抛物线分布。  相似文献   

10.
超声速流动中底部排气减阻的数值研究   总被引:5,自引:2,他引:5  
为了研究超声速流动中底部排气减阻特性,采用高精度的AUSMPW+迎风格式、k-ω SST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型、二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性经过验证后,对超声速流动底部排真实气体流场进行了数值模拟。计算结果表明:随着排气参数的增大,底压比将先增大后减小,然后再增大;当排气参数较小时,底压比基本不随排气面积的改变而改变。当排气参数较大时,底压比随着排气面积的增大而增大;在最佳排气减阻区内,提高排气总温对提高底压比是有利的;底部排气中富燃气体含量越高,则二次燃烧越强,有利于提高底压比。研究结果可为底部排气弹工程应用提供参考。  相似文献   

11.
环状喷口对底排尾部流场影响的数值模拟   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
余文杰  余永刚 《含能材料》2014,22(3):318-324
为了增强底排尾部流场中增压减阻的效果,提出一种环状喷口模型。采用有限体积法编程求解二维轴对称Navier-Stokes方程,对底排尾部流场进行数值模拟。数值模拟和底排实验进行对比验证,结果较吻合。在此基础上,数值研究环状喷口对底排尾部流场的影响。结果表明,随排气参数增大,环状喷口模型的底压始终高于圆孔喷口模型的底压。和圆孔喷口相比,环状喷口能削弱环状回流区,使底排气体更容易流入剪切层,避免引射现象的发生。环状喷口越靠近底部边缘,底排的增压减阻效果越好。  相似文献   

12.
彭嘉诚  蒋建伟  廖伟  卢易浩 《兵工学报》2021,42(12):2586-2596
针对高膛压火炮发射时张开式尾翼座的膛内间隙影响因素及变化规律,基于有限元分析软件LS-DYNA对弹尾采用共用尾翼结构的典型增程类弹药膛内过程开展数值模拟。获得弹丸膛内每时刻的动力学响应,其中出炮口速度、转速与试验数据吻合较好。分析了共同尾翼结构中发动机壳体在不同屈服强度和预紧力加载下膛内发动机支座、壳体与战斗部底座的轴向压缩量及各尾翼片与底座的间隙变化。结果表明:膛内发动机支座、壳体与战斗部底座的轴向压缩量在膛内先增大、后减小,与膛压-时间曲线趋势一致;发动机壳体轴向压缩量对间隙影响最大,在总压缩量中占比达78.2%;发动机壳体屈服强度降低至800 MPa时,共用尾翼结构弹性变形引起的总压缩量已超过尾翼与战斗部底座间隙,导致尾翼片磕碰底座;螺钉预紧力异常加载下各尾翼片与底座的间隙在膛内不再同步,间隙相差最大达初始间隙的17.3%,因此各尾翼片与底座磕碰时产生深浅不一的痕迹。该研究成果可为采用共用尾翼结构的增程类弹药在膛内结构强度故障预防及分析提供参考。  相似文献   

13.
陈诚  袁绪龙  邢晓琳  党建军 《兵工学报》2018,39(9):1780-1785
为了研究预置舵角下超空泡航行体倾斜入水弹道特性,开展了入水角为20°时的试验研究。超空泡航行体由空气炮加速获得入水初速度,采用高速摄像机记录入水空泡流型,同时由内测系统记录航行体的运动参数和尾部压力变化。对预置舵角为0°和20°时的试验结果进行对比分析,给出了预置舵角下航行体倾斜入水弹道特性,并进一步研究了不同预置舵角对弹道的影响。试验结果表明:预置舵角为0°时航行体以超空泡状态沿直线运动;预置舵角为20°时出现显著的尾拍现象,轴向力和法向力增大,弹道特征体现为偏向水面弯曲,航行体最终以双空泡状态航行,弹道偏转趋势提升;增大预置舵角有助于增强航行体的弹道偏转能力。  相似文献   

14.
刘清扬  雷娟棉 《兵工学报》2021,42(7):1412-1423
为研究亚声速、跨声速、超声速及高超声速跨速域条件下,某正常式布局飞行器的大后掠角前翼对尾翼气动特性的影响和机理,通过有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并采用Spalart-Allmaras湍流模型对具有大后掠角近距耦合翼的飞行器绕流场进行数值模拟。计算得出受前翼气动干扰影响时尾翼的升力系数、阻力系数随马赫数和攻角的变化规律,且根据尾翼表面压力系数分布规律和周围流场结构,分析前翼对尾翼的气动干扰机理。研究结果表明:在亚声速、跨声速条件下,大后掠角前翼产生的后脱涡会影响尾翼周围的流场,尤其是尾翼前缘的绕流场,使尾翼上下表面的压力差减小,尾翼的升力和阻力系数均减小;攻角越大,前翼产生的涡流强度越大,前翼对尾翼的下洗作用越强,尾翼的升力系数和阻力系数的减小量越大;随着马赫数的增大,前翼后脱涡逐渐变弱,前翼对尾翼的干扰影响也逐渐减弱。  相似文献   

15.
为了实现弹丸对炮位侦察校射雷达隐身,以达到提高炮兵战场生存能力的目的,研究了外形隐身技术和材料隐身技术。针对弹丸表面2条铜弹带和闭气环槽的雷达波散射较强,不符合外形隐身设计规范的问题,研究设计了弹底托,将弹底托与隐身弹体之间用铝制螺栓连接。隐身弹丸发射出炮口后,弹底托迅速脱离弹丸,从而实现弹丸外形隐身。基于弹底托结构设计了全隐身弹丸、全膛半隐身弹丸、有船尾的全膛半隐身弹丸,并进行了试验验证,用以检验弹底托分离的性能以及隐身弹丸对雷达的隐身效果。试验结果表明:弹底托能够迅速、可靠地完成分离动作,保证了全隐身弹丸和全膛半隐身弹丸的隐身性能; 带有铜弹带和闭气环槽的有船尾的全膛半隐身弹丸的隐身性能不佳。  相似文献   

16.
环境压力降低对底排二次燃烧影响的数值模拟   总被引:1,自引:1,他引:0  
余文杰  余永刚 《兵工学报》2015,36(3):443-450
为了揭示高空低压环境下底排减阻率减小的机理,建立底排装置尾部流场的化学非平衡流数学物理模型。其中二次燃烧模型采用10组分25步反应的H2-CO燃烧模型,运用统一算法的思路编程求解二维轴对称方程组,对底排尾部流场进行数值模拟。模拟结果和实验进行对比验证,基本吻合。在此基础上,对底排尾部流场以及燃烧特性进行数值预测,研究环境压力降低对底排尾部二次燃烧的影响。结果表明:二次燃烧对底部加能的贡献是热排气的6.4倍,是底排加能减阻的关键;随着环境压力的降低,模型尾部的环状回流区内H2的燃烧效率逐渐降低,中间产物H逐渐增多,燃烧逐渐变得不充分,导致底排减阻率明显下降。  相似文献   

17.
为了研究底排推进剂高氯酸铵/端羟基聚丁二烯(AP/HTPB)旋转条件下微尺度燃烧特性,建立了AP/HTPB二维周期性三明治定常旋转燃烧模型,气相采用两步总包反应,耦合气固热边界层,拟合旋转动量,并对燃烧压力为0.1~5 MPa,转速0~10800 r·min~(-1)条件下的二维火焰结构进行了数值模拟。结果表明,转速在10200 r·min~(-1)的工况下,当燃烧压力为0.1~0.5 MPa时,火焰呈预混燃烧特性;当燃烧压力为0.5~3.5 MPa时,火焰呈现扩散、预混燃烧双重特性;当燃烧压力大于3.5 MPa时,形成狭长的扩散化学反应带。分别针对不同燃烧压力和不同转速下的稳态燃烧过程进行了数值分析,得知气相火焰偏转角与压力呈线性正相关;转速在0~10200 r·min~(-1)之间时气相火焰偏转角与转速呈线性增长,但是当转速在10200~10800 r·min~(-1)时,气相火焰偏转角与转速近似呈指数增长。燃面平均雷诺数的变化趋势与气相火焰偏转角度基本一致,因此可以通过燃面平均雷诺数来描述旋转与压力对气相火焰偏转角度的影响。  相似文献   

18.
级间热分离喷流干扰特性数值模拟   总被引:1,自引:0,他引:1  
采用数值手段研究级间热分离过程中喷流对二子级流场的干扰特性,并与风洞试验结果进行比较分析.研究结果表明:喷流使二子级尾段边界层发生分离,分离区内压力升高;有攻角后,背风分离区范围增大,分离点前移,迎风面规律与之相反;基于不同的质心位置,喷流干扰对二子级纵向稳定性有不同程度的改变,对二子级的飞行起控有较大影响.  相似文献   

19.
水下垂直发射航行体尾空泡振荡演化特性   总被引:1,自引:0,他引:1  
为研究水下垂直发射航行体尾空泡的瞬态振荡演化特性,及其对航行体流体动力、航行体上游流动的影响,基于势流边界元,提出了附着尾空泡航行体流场的瞬态计算方法。通过对垂直向水面运动的尾空泡瞬态振荡过程开展数值计算,分析尾空泡振荡对上游物面压力、沾湿区阻力以及空泡发展3方面的影响规律。结果表明:尾空泡振荡会引起上游物面压力在随环境静压下降的同时叠加一定幅值的压力波动,压力波动在空间上呈近似指数分布,越接近尾空泡的位置,压力波动越大;尾空泡振荡使得航行体沾湿区的阻力呈现在振荡中逐渐增大的变化趋势;尾空泡的振荡会导致肩空泡发展速度相比无振荡状态减缓,同时泡内压力和末端回射压力峰值偏大。  相似文献   

20.
为改善栅格翼的水动力性能,基于流动不分离理论设计了负压梯度翼型,并将其运用于栅格翼的设计; 数值模拟研究了该翼型与NACA0015翼型在一定的空化数和攻角条件下的升阻及压力分布特性; 探究了3种叶片间距的负压梯度翼型栅格翼在不同攻角下的升阻、压力及空泡几何形状。结果表明,含攻角时,该翼型对应的临界空化数要比NACA0015的小,但二者升阻系数基本一致; 小攻角情况下,栅格翼叶片数量增加时升力会趋于一常值,但阻力会不断增加; 大攻角情况下,叶片数量的增加会导致升力和阻力均明显增加。对于同一叶片间距的栅格翼,攻角越大,栅格翼叶片由上至下空泡的长度和厚度减小的速率越大。对于不同叶片间距的栅格翼,叶片数量越大,各个叶片的压力干扰越剧烈,压差阻力越大,导致升阻比降低。同时,剧烈的压力干扰会导致栅格翼的空泡长度增加。因此,在满足水动力特性要求时,基于该文翼型设计负压梯度翼型栅格翼应尽量减少叶片数量。  相似文献   

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