中国韩国日本在线观看免费,A级尤物一区,日韩精品一二三区无码,欧美日韩少妇色

當(dāng)前位置:主頁 > 科技論文 > 軍工論文 >

APFSDS外形變化對(duì)阻力系數(shù)影響分析

發(fā)布時(shí)間:2024-06-30 19:35
  通過改變彈頭部長徑比,尾翼根梢比,尾翼后緣后掠角的大小,運(yùn)用計(jì)算流體力學(xué)對(duì)不同外形參數(shù)的尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)仿真,得到阻力系數(shù)及穩(wěn)定性的變化規(guī)律。結(jié)果表明:在超音速范圍內(nèi),尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈的穩(wěn)定性隨著馬赫數(shù)的增加而減小,隨著攻角的增加也在減小;其他參數(shù)不變時(shí),增大彈頭部長徑比,有利于降低彈體阻力系數(shù)但穩(wěn)定性也會(huì)隨著降低;當(dāng)根梢比及彈頭部長徑比不變時(shí),增大后緣后掠角,有利于降低彈體阻力系數(shù)并提高彈體穩(wěn)定性;當(dāng)后緣后掠角及彈頭部長徑比不變時(shí),增大根梢比,有利于降低彈體阻力系數(shù)但彈體穩(wěn)定性也會(huì)降低。

【文章頁數(shù)】:5 頁

【部分圖文】:

圖1尾翼彈原模型

圖1尾翼彈原模型

本文所研究的彈丸原始外形的頭部母線形狀為球錐形,彈頭部長徑比的定義為,此處λn=5;全彈長徑比λB=17.3;尾翼的前緣后掠角χ0=600,后緣后掠角χ1=00,尾翼平面形狀為梯形,其根梢比,其展弦比λW=LW/SW=1.2,其中LW為尾翼翼展,SW為一對(duì)尾翼平面投影面積;彈體橫....


圖2尾翼符號(hào)示意圖

圖2尾翼符號(hào)示意圖

圖1尾翼彈原模型1.2尾翼彈不同外形參數(shù)


圖3計(jì)算域網(wǎng)格

圖3計(jì)算域網(wǎng)格

綜合考慮計(jì)算精度與計(jì)算效率,將計(jì)算域設(shè)定為在大的圓柱外流域內(nèi)再增加一個(gè)小圓柱加密區(qū)域,大圓柱形外流域直徑為18倍彈徑長度為10倍彈長[10],小圓柱流域直徑為5倍彈徑,長度為3倍彈長,計(jì)算域網(wǎng)格如圖3所示。求解近壁面區(qū)域的方法對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算結(jié)果有重要影響,因此采用加密網(wǎng)格的方法....


圖4原模型彈體表面網(wǎng)格

圖4原模型彈體表面網(wǎng)格

由圖5(a)可以看出:原模型的阻力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增加先急劇增加,而后緩慢減小。這是由于彈箭在亞聲速段,彈箭阻力由摩阻和渦阻組成,在跨聲速飛行時(shí),彈體表面產(chǎn)生彈體激波,彈箭阻力由摩阻和渦阻,波阻組成,在超聲速段飛行時(shí),彈頭部脫體激波轉(zhuǎn)變?yōu)楦襟w激波,由于激波錐角隨著馬赫數(shù)的增大而減....



本文編號(hào):3998978

資料下載
論文發(fā)表

本文鏈接:http://www.lk138.cn/kejilunwen/jingguansheji/3998978.html


Copyright(c)文論論文網(wǎng)All Rights Reserved | 網(wǎng)站地圖 |

版權(quán)申明:資料由用戶7d81c***提供,本站僅收錄摘要或目錄,作者需要?jiǎng)h除請(qǐng)E-mail郵箱bigeng88@qq.com