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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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高黏度药料挤出成型19孔发射药过程会出现模针断裂和无法成型的现象。本研究采用有限元方法,模拟了药料的流动情况。分析了模具压缩比、成型段长度和针架结构对流道内压力场、速度场的影响,获得合理的模具结构。优化后模具压缩比为4.25,成型段长度为26.0mm,并优化针架结构,增加轴向流动的药料。结果显示,优化后流道内最大压力减小40.45%,模针所受最大径向合力减小37.45%,流道内最大径向分速度减小66.98%。优化后模具挤出的19孔发射药组成均匀,表面光滑,内孔分布良好。定容燃烧结果表明,该19孔发射药燃烧稳定,并具有优良的渐增性。 相似文献
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S-S双翼末敏弹气动外形优化设计 总被引:6,自引:5,他引:1
为获得S-S 型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S 型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7. 11%,极阻尼力矩系数提高15. 77%。高塔自由飞行试验结果显示:优化所得气动外形末敏弹落速为30. 0 m/ s,转速为11. 5 r/ s,下落过程中落速和转速及扫描角保持稳定,满足稳态扫描的要求。 相似文献
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为了更精确地模拟旋转伞-子弹系统的运动,基于第一类拉格朗日方程,建立了5刚体动力学模型并进行仿真计算。将伞绳处理为阻尼弹簧,将伞、弹等处理为刚体,用质心坐标和欧拉角作为广义坐标表达各刚体的位置,给出了约束方程,求解广义力; 建立了伞-弹系统动力学方程。利用模型对伞-弹系统的零初速下落过程进行仿真计算,得到子弹的转速及扫描角变化曲线,并设计伞塔试验对计算结果进行验证。对某末敏子弹系统的稳态工作过程进行模拟计算,结果表明,5刚体模型能较真实地模拟末敏子弹稳态扫描段的弹道特性,可为智能弹药系统的总体设计提供参考。 相似文献
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为寻求SC型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了SC型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对SC型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对SC型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。 相似文献
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为了提高破甲杀伤复合战斗部的毁伤威力,研究了装填系数对战斗部破甲和杀伤威力的影响。采用理论分析的方法,计算了战斗部装填系数从0.71增大到2.00时破片的成型和杀伤半径;采用非线性有限元软件LS-DYNA,对比分析了战斗部装填系数为0.80、1.00、1.20、1.40和1.60时成型射流的破甲深度,得到了装填系数与破片杀伤半径、成型射流破甲深度的关系。结果表明,随着装填系数从0.71增大到1.86,杀伤半径从9.1 m增大到10.2 m;继续增加装填系数至2.00,杀伤半径不再增大;随着装填系数的增加,破片平均质量减小;装填系数从0.80增加到1.60过程中,破甲深度先减小后增大,最大破甲深度为143.30 mm。 相似文献