弹带对高速旋转弹丸气动特性影响的数值模拟

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。     

低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究

为了研究低速旋转对尾翼式弹箭气动特性的影响,采用三维非定常N-S方程并结合滑移网格技术,在小攻角和全马赫数下,对某尾翼弹在低转速状态下的绕流流场进行了数值模拟。以美国陆-海军动导数计算标模验证该文算法的有效性。结果表明该方法有较高的精确度。由不同马赫数、转速和滚转角条件下的计算结果发现:纵向气动特性(即升力、阻力、俯仰力矩)不随转速而变化,平均滚转力矩系数和转速为定比例关系,平均马格努斯力系数随转速呈非线性变化,瞬时马格努斯力系数随滚转角呈正弦变化。     

弹形变化对超音速下弹丸气动特性的影响

通过建立小口径弹丸三维模型,采用混合网格划分方法,运用工程流体软件进行了弹丸外流场数值仿真,并对仿真计算的准确性进行了验证。以某5.8 mm枪弹为基础,改变弹丸外形,弧形部和尾锥部尺寸,计算得到弹丸超音速飞行状态下不同气动力参数,研究弹形变化对其气动特性的影响规律,结果表明：弹形各部分尺寸变化对气动力影响不同,弧形部较尾锥部影响更加明显,而尾锥长度比尾锥角的影响更大。     

高速旋转弹丸马格努斯效应数值研究

为了研究高速旋转弹丸在飞行过程中产生马格努斯效应的气动机理,本文以三维N-S 方程为基本方程,采用滑移网格技术,对弹丸在高速旋转状态下的绕流场进行了数值模拟。给出了马格努斯力和力矩系数随攻角的变化规律,所得结果与实验数据符合很好,并从流场结构对马格努斯效应产生的机理进行了分析。结果表明,弹体周向压力和切应力分布的畸变、边界层畸变、大攻角下涡的非对称畸变是马格努斯效应产生的主要原因,且船尾对弹体马格努斯力和力矩的影响很大。     

某小口径旋转弹丸气动特性

为研究高速旋转弹丸的空气动力特性,对某小口径旋转弹丸气动特性进行研究。利用UG 建立某5.8 mm 小口径枪弹的3 维模型,导入Fluent 软件进行网格划分,数值模拟旋转弹丸的气动特性,对比研究不同马赫数下旋 转弹丸的表面绕流流场,系统分析高速旋转弹丸在不同攻角、不同马赫数下气动特性的变化规律。该研究结果对高 速旋转弹丸的气动力设计具有一定的参考价值。     

带微型扰流片旋转稳定弹气动特性分析

为了分析并定量描述微型扰流片在旋转稳定弹上的应用效果,采用计算流体力学方法,对带微型扰流片的旋转稳定弹在不同马赫数下的流场进行研究。通过分析扰流片和弹体表面压力分布,讨论了扰流片尺寸变化对扰流效果的影响,得出了扰流片轴向力系数、法向力系数及静力矩系数随外形参数的变化规律。结果表明:采用扰流片作为气动执行机构能产生较大的操纵力,其附加法向力方向与弹体攻角方向相同; 增加扰流片面积能有效提高弹丸的升阻比; 法向力系数、静力矩系数与扰流片高度呈良好的线性关系,该线性关系在超声速下更为明显。     

机弹干扰下弹架的气动特性

分析了处于飞机机翼翼下流场中,外挂物挂飞载荷随飞机攻角、侧滑角、翼下位置、马赫数的变化。通过分析得出机弹干扰下弹架的气动特性一般由载机的飞行姿态与弹架位置决定。     

鸭舵机构对旋转弹丸气动特性作用研究

针对普通高速旋转弹丸低命中率问题,建立了有舵弹丸与无舵弹丸数值仿真模型.仿真研究了有舵弹丸相对无舵弹丸关于阻力、升力、滚转力矩及其系数以及射程和横偏的影响,结果表明:在保证弹丸飞行稳定的基础上,有舵弹丸在减旋情况下相对于无舵弹丸射程、射高、横偏减小;适当控制鸭舵姿态可以修回安装鸭舵机构带来的射程损失,同时对发生偏离弹丸进行有效修偏.     

鸭舵机构对旋转弹丸气动特性作用研究

针对普通高速旋转弹丸低命中率问题,建立了有舵弹丸与无舵弹丸数值仿真模型.仿真研究了有舵弹丸相对无舵弹丸关于阻力、升力、滚转力矩及其系数以及射程和横偏的影响,结果表明:在保证弹丸飞行稳定的基础上,有舵弹丸在减旋情况下相对于无舵弹丸射程、射高、横偏减小;适当控制鸭舵姿态可以修回安装鸭舵机构带来的射程损失,同时对发生偏离弹丸进行有效修偏.     

舵片修正弹丸气动特性仿真研究

为了研究舵片修正弹丸的气动特性,建立了不同舵高和舵偏修正弹丸的三维模型,利用有限元分析和动力学仿真软件对弹丸模型进行分析和仿真,得出舵片不同高度、不同舵偏的弹丸在不同攻角、不同马赫数下的气动特性和不同舵片高度和不同舵偏角弹丸的气动特性变化规律,弹丸的气动力特性随舵片高度和舵偏角的变化而变化,其中50 mm高的舵片较其他舵片对弹丸阻力以及升力的影响较大,而8°舵偏角较其他舵偏角对偏航特性的影响较大。     

固定鸭舵修正弹非线性与非定常气动数值模拟

为准确获得某固定鸭舵修正弹的气动特性,利用CFD数值计算方法对该弹的流场进行数值模拟,采用密度基隐格式与滑移网格技术,计算弹丸在静态、转动和慢圆运动下各项力和力矩的气动系数。仿真结果表明:该弹的升力系数与俯仰力矩系数的非线性气动特性与一般旋转稳定弹不同,俯仰力矩系数非线性项在亚声速区域为正值,超声速区域为负值;该弹修正组件所受导转力矩系数在跨声速段随攻角的变化较为剧烈,在非跨声速段的变化较为平缓;全弹的升力和俯仰力矩与修正组件滚转角、全弹进动角和进动速率都有关。     

Magnus Force of Common Projectile Bodies with Turbulent Layers

Calculating formulae of Magnus force on common projectile bodies (cone-shaped and parabola-shaped) with turbulent layers were built based on Magnus theory. The effects of temperature exponential were considered, and curve-fitting approaches were adopted in the research that could give more exact result data. Both flow layer constants and shape constants are presented in Magnus force formulae, which are useful to evaluate Magnus force in different states.     

二维修正弹修正组件反旋与不旋气动特性对比

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。     

翼片结构参数对单翼末敏弹气动特性的影响

为了研究单翼末敏弹气动布局对其气动特性的影响规律,基于Fluent软件,详细研究了翼片长度、翼片宽度、翼端重物质量和翼片转角等参数对单翼末敏弹阻力系数、导转力矩系数和俯仰力矩系数的影响规律.结果表明,气动参数随翼片长度和宽度增大呈现线性增大趋势;翼端重物质量对气动参数影响微弱;翼片转角对气动参数影响较大,气动参数呈现抛物线形变化.     

基于FFT旋转弹丸转速数据处理方法

针对高速旋转弹丸的转速测试问题,分析了转速测量装置硬件设计和转速数据的处理方法。根据电磁感应原理。利用傅里叶变换技术将时域电压信号转换为频域信号,对含有噪声的电压信号进行频谱分析,提取幅值最大的频率分量所对应的频率值即可认为是弹丸的实际转速,其它频谱分量认为是噪声分量。在某靶场进行实际弹道实验,利用所提方法对实际实验数据进行处理,得到了全弹道的转速-时间数据。实验及数据处理结果表明:所提方法可行,对实际工程应用具有较大的指导意义。