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针对战术地地导弹再入速度很高以及子弹减速要求,进行了带尾翼子弹气动特性及飞行弹道研究.利用风洞实验测得不同尾翼子弹在0.7~3.0马赫数和0°~14°攻角下气动特性参数,并在此基础上结合子弹六自由度运动方程,在Matlab Simulink仿真平台下,计算和分析了增阻尾翼对子弹速度及弹道特性的影响. 相似文献
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为解决子母战斗部抛撒后子弹在超声速飞行时其稳定装置翼片动态张开过程的工程计算问题,基于气体斜激波理论和普朗特-梅耶膨胀波理论,分析在高速气流条件下翼片张开过程中的受力情况,建立了翼片动态张开过程的动力学方程,并用MATLAB编程实现。用此方法计算了某子弹稳定装置在一定初始条件下翼片的运动,分析了不同子弹攻角和角速度对子弹翼片张开过程的影响,并就其对工程设计的影响进行了定性讨论。计算结果可为子弹稳定装置的飞行强度计算提供依据。 相似文献
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新型活塞式中心抛撒机构的内弹道仿真研究 总被引:3,自引:1,他引:2
为了保证子弹在低过载抛撒环境下能得到较高的子弹抛撒速度,设计了一种新型的活塞式中心抛撒机构,对这种抛撒机构的工作过程进行了研究。这种新型活塞式中心抛撒机构通过带有斜面的弹托来传递活塞对子弹的推力,高压室燃烧低压室做功等方式,降低了初始的推力峰值,实现抛撒过程的低过载。根据此种抛撒机构的工作原理,对活塞、弹托及子弹等进行受力分析,建立了此种抛撒机构的内弹道模型,采用此模型对其内弹道性能进行仿真研究。计算得出,该种新型抛撒机构能提供大于50m/s的抛撒速度并将子弹过载控制在1000g以下。所建立的内弹道模型对此种新型活塞中心抛撒机构的设计具有参考意义。 相似文献
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火炮子母弹抛撒段子弹运动规律初探 总被引:2,自引:1,他引:1
基于火炮子母弹抛撒过程的特点,提出了抛撒段的概念,建立了母弹中各层串子弹的坐标变换关系,进行了受力分析,推导了抛撒段子弹运动微分方程,求解了子弹自由飞行的起始条件,为子弹刚体外弹道的分析计算和子弹引信受力环境的识别利用奠定了基础。 相似文献
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基于火炮子母弹抛撒过程的特点,提出了抛撒段的概念,建立了母弹中各层串子弹的坐标变换关系,进行了受力分析,推导了抛撒段子弹运动微分方程,求解了子弹自由飞行的起始条件,为子弹刚体外弹道的分析计算和子弹引信受力环境的识别利用奠定了基础。 相似文献
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旋转弹体在非稳态带攻角飞行时,可晃动尾翼片可能在较低转速下因低频动载荷响应过大造成结构提前断裂。针对旋转弹体尾翼片的动载荷响应破坏问题,建立了一种存在间隙的尾翼片在离心力以及非定常气动力作用下的非线性动载荷响应分析模型。对该系统的动力学方程进行数值求解,并使用Matlab/Simulink软件平台进一步开发尾翼动响应分析工具。通过调整尾翼片可晃动量e和载荷振荡因子k,研究了旋转弹体尾翼片的非线性动载荷响应特性,并指出旋转弹体在非稳态带攻角飞行时,可晃动尾翼片因倍周期低转速振动放大而可能提前发生破坏。 相似文献
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为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。 相似文献
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基于嵌套网格的超声速子母弹分离数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究超声速下子母弹分离流场和气动特性,采用嵌套网格技术和有限体积法离散求解三维黏性可压缩流的Navier-Stokes方程,同时建立6自由度刚体的运动学方程与动力学方程。将6自由度刚体运动与计算流体力学耦合,数值模拟超声速下子母弹分离过程,研究子母弹分离过程的流场特性和子弹初始分离状态(如子母弹初始分离时子弹飞行速度及其初始姿态角等)对其分离过程的影响。结果表明:嵌套网格技术可以很好地模拟超声速下子母弹分离的复杂干扰流场;超声速条件下,子弹脱开母弹时的飞行速度和子母弹初始分离速度越大,分离攻角越小,各个弹体之间可以更安全快速地分离。 相似文献
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无伞末敏弹的稳定尾翼在母弹开舱前包裹于子弹外壁,因威力要求,子弹直径需要尽可能大,导致稳定尾翼的厚度较小,而末敏子弹下落速度较快,尾翼极易在空气动力的作用下发生挠曲变形。为深入分析尾翼结构参数对末敏弹气动特性及尾翼挠曲变形的影响规律,采用双向流体-固体耦合方法对S-S型旋翼末敏弹进行分析。研究结果显示:末敏弹阻力系数随弯折角α21的增大呈递增趋势,而随其余3个弯折角的增大呈递减趋势;转动力矩系数随4个弯折角的增大均呈递增趋势,随4个弯折比的增大均呈现准线性递增趋势,随两翼长宽比的增大呈递减趋势。高塔自由飞行试验结果表明,末敏弹阻力系数和转动力矩系数的仿真误差分别不超过7.8%和6.1%,证明了双向流体-固体耦合方法分析无伞末敏弹气动特性的可行性与正确性。 相似文献
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带导向管的子母弹活塞式抛撒弹道建模及数值仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
在子母弹活塞式抛撒背景下,提出了带导向管的抛撒机构,分析单燃烧室和双燃烧室结构工作原理,对子母弹系统抛撒散布过程的计算方法进行探讨,建立抛撒过程内弹道方程组及子弹散布模型,并在此基础上进行了数值仿真。系统总结了子母弹活塞式抛撒特点及性质;将带有导向管的活塞式抛撒技术和母弹旋转融合在一起,增强了子弹空中散布效能;子弹弹道模型及仿真给出了子弹空中运动规律及散布规律。为抛撒过程的研究、抛撒机构的工程化设计和结构优化、空中抛撒散布效果分析提供理论参考。 相似文献