底部凹陷对弹丸气动特性的影响

表面凹凸充气机翼的气动特性研究冯志壮;李斌【摘要】充气机翼在变体飞机和飞艇中具有潜在的应用前景.充气机翼的结构特征与传统硬质机翼显著不同,其外形与传统机翼相比最大的差异在于表面的片条状鼓包,这种外形带来的气动特性、气弹行为等越来越受到人们的关注.以NACA0015翼型为原形,设计制作充气机翼模型,并利用CFX对传统光滑的NACA0015翼型和凹凸表面的0015F2翼型进行定常和非定常气动行为分析.结果表明:充气机翼的凹凸表面外形增加翼型的失速攻角,但其升力线斜率及升阻比都较光滑翼型要小;0015F2翼型的速度梯度过度区大于NACA0015翼型;0015F2翼型在每一个凹槽区生成驻涡,驻涡的存在使得充气机翼的附面层呈现紊流附面层的特性,驻涡的外移改变了机翼后缘的尾涡形成,推迟了分离,使得失速攻角增大.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2014(005)001【总页数】8页(P38-45)【关键词】充气机翼;凹凸表面;气动特性;附面层;漩涡【作者】冯志壮;李斌【作者单位】西北工业大学航学学院,西安 710072;西北工业大学航学学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言充气结构以其超轻的质量、良好的折叠性能、低廉的成本等独特优势，成为航天航空领域可展开结构或变体结构技术的热点研究方向之一。

早在20世纪50年代后期，美国Goodyear公司成功设计并制造了机身和机翼全部为充气结构的充气飞机,该机巡航速度达到60 mph，充气压力175 kPa,最大承载能力108 kg[1]。

近代，伴随着无人机技术的快速发展，美国军方提出了对可充分折叠包裹的充气翼无人飞行器的明确需求，主要有炮射型巡飞弹计划、炮射前线侦察机计划、火星探测飞机计划等。

美国ILC Dover公司和Kentucky大学是目前对充气变体飞机研制最为深入的机构，两家单位合作已经成功试飞了BIG BLUE[2-3]充气机翼飞机。

攻角对某超口径尾翼稳定弹丸气动特性的影响刘荔斌;王雨时;闻泉;张志彪【摘要】为了研究攻角对某坦克炮超口径垂直尾翼稳定弹丸气动特性的影响,给引信弹道环境分析提供参考,应用FLUENT软件,对某大口径坦克炮超口径垂直尾翼稳定弹丸的简化模型进行三维数值模拟,得到该弹丸各气动特性参数.二次函数Cx=Cx0(1 +Kα2)可用来描述弹丸阻力系数Cx随攻角α的变化,攻角系数K取值范围为13.0 ～ 16.8.在亚音速段和跨音速段,三次函数更适合用来描述升力系数Cy 和俯仰力矩系数Cmz随攻角α的变化,而在超音速段,一次函数和三次函数都适合.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2015(035)004【总页数】5页(P128-132)【关键词】空气阻力特性;数值仿真;尾翼弹;弹道环境;攻角系数【作者】刘荔斌;王雨时;闻泉;张志彪【作者单位】南京理工大学机械工程学院,南京 210094;南京理工大学机械工程学院,南京 210094;南京理工大学机械工程学院,南京 210094;南京理工大学机械工程学院,南京 210094【正文语种】中文【中图分类】TJ43弹箭气动特性参数对于弹丸外弹道特性分析以及引信在该环境下动态特性分析必不可少。

在一定的假设条件下,外弹道学文献给出非零攻角下的弹箭阻力系数为[1]:式中:Cx0为零攻角下的阻力系数,又称零升阻力系数;Ma为马赫数;α为攻角;K为攻角系数,是常数,一般有K=15～30。

而升力系数可写为[1]:式中y和C″y分别为升力系数的一阶导数和二阶导数,也是常数。

俯仰力矩系数表达式与升力系数的类似[1]:式中mz和C″mz分别为俯仰力矩系数的一阶导数和二阶导数,系常数。

计算流体动力学在经过多年发展后,采用大规模并行技术对弹丸外部空气流场进行数值模拟从而得到其各气动特性参数已有可行性。

已有文献通过数值仿真方法系统研究了滑翔增程火箭弹、高速旋转火箭弹、单兵火箭弹、榴弹、迫击炮弹等在一定来流马赫数及攻角范围内的气动特性,为弹丸气动外形方案优选和外弹道特性分析提供参考[2-8]。

1．弹丸设计全过程：论证阶段，方案阶段，工程样机阶段，设计定型阶段2．对弹丸的试验内容：弹丸结构特征数测定，弹丸发射强度试验，弹丸外弹道性能及射击精度试验，威力试验3．弹丸设计说明书：是反映弹丸结构及技术设计的基本文件4．产品图包括：弹丸的零件图或零件毛坯图，部件图，装药弹体图，弹丸标记图，靶场试验用图5．对弹丸的要求：战术技术要求，生产经济要求6．战术技术要求包括：弹丸的威力，弹道性能，射击精度，射击和勤务时的安全性，长期储存的安定性7．生产经济要求:弹丸结构工艺性,弹丸极其组件统一化,原材料资源丰富8．一般认为具有78J动能的破片即可使人员遭到杀伤9．二次烧伤效应：常规弹丸的热辐射对人员的伤害是有限的，对人员的杀伤大部分是由于爆炸引起环境火灾而致10．直射距离：是指最大弹道高不超过目标高（目前定为2米）的最大射程11．有效射程：是指在直射距离以内保证击毁给定目标的最大射程12．弹丸的统一化：是指将数种战斗性能兼备于同一弹丸上13．弹丸零件的统一化：是指将弹丸上各种组成零件通用于不同类型的弹丸上14．弹丸总体方案的选择：弹丸口径的选择，弹种的选择，结构类型的选择，质量大小的选择15．弹种的选择原则：欲摧毁或杀伤的目标性质，弹丸的现有技术水平与利用新技术的途径16．弹丸稳定方式分为旋转稳定和尾翼稳定17．设计弹丸中选择质量的两种情况:1火炮已定,要求为此炮配用新弹,以满足既定的战术技术要求.在这种情况下,所设计的内弹道条件(膛压、初速)必须满足适应该火炮的强度条件。

2.设计新炮和新弹。

因此，设计弹丸的质量不受火炮强度条件的限制。

但是，弹丸质量的大小会直接影响到将来相应的新炮的机动性。

在这种情况下，要求选用的弹丸质量，既要满足战术技术要求，又要使火炮具有良好的机动性（最轻便）。

18．火炮强度的限制条件：炮管强度限制条件，炮架强度限制条件19．装填条件：即弹丸质量和发射药性能、质量、几何形状以及药室容积的综合作用20．作E—m曲线，根据曲线形状选择最有利的弹丸质量21．旋转稳定弹丸结构设计包括：确定弹丸的基本尺寸，确定弹丸的结构特点及零件，选择装填炸药，选择引信，选择弹体及零件材料，绘制弹丸设计草图22．弹丸外形结构：弹头部，圆柱部，弹尾部，上下定心部，弹带，闭气环23．母线形状：以抛物线母线最有利而以椭圆形母线最差。

《弹丸头部形状对弹道偏流现象的影响》1. 引言在枪械领域，弹丸的设计与性能一直是研究的热点之一。

其中，弹丸头部形状对弹道偏流现象的影响备受关注。

本文将从深度和广度上全面评估弹丸头部形状对弹道偏流的影响，旨在帮助读者更深入地理解这一重要的枪械物理现象。

2. 弹丸头部形状概述弹丸头部形状是指弹丸前端的设计，通常包括尖头、平头、圆头等形状。

这些不同的头部形状直接影响弹丸飞行时的空气动力学性能，进而对弹道偏流产生影响。

3. 弹道偏流现象解析弹道偏流是指弹丸在飞行过程中受到各种外界因素作用，使其偏离预期弹道的现象。

弹道偏流可能受到空气阻力、风速和弹丸自身特性等多种因素的影响。

在不同的环境和条件下，弹丸的头部形状对弹道偏流的影响也会有所不同。

4. 不同头部形状对弹道偏流的影响4.1 尖头弹丸尖头弹丸由于其尖锐的头部设计，通常具有更好的空气动力学性能，能够在飞行过程中减少空气阻力，从而减小弹道偏流的可能性。

然而，尖头弹丸在风速大、弹道条件复杂的情况下，也可能表现出较大的弹道偏流现象。

4.2 平头弹丸平头弹丸由于其平坦的头部设计，对空气的阻力较大，容易受到风速等外界因素的影响，从而增加弹道偏流的可能性。

然而，在某些特定情况下，平头弹丸也可能表现出较好的弹道稳定性。

4.3 其他形状的弹丸除了尖头和平头弹丸外，圆头、锥头等形状的弹丸也对弹道偏流产生不同程度的影响。

这些不同形状的弹丸在特定条件下可能表现出独特的空气动力学性能，从而影响弹道偏流现象的发生。

5. 弹丸头部形状与弹道偏流的关联弹丸头部形状与弹道偏流的关联是一个复杂而又微妙的问题。

在实际射击中，弹丸的头部形状会受到多种因素的影响，如风速、射击距离、弹丸材质等。

要全面评估弹丸头部形状对弹道偏流的影响，需要综合考虑上述因素，并以实验数据作为支撑。

6. 个人观点与总结从个人角度来看，弹丸头部形状对弹道偏流的影响是一个复杂而有趣的问题。

在实际射击中，不同的头部形状可能表现出不同的性能，需要根据具体情况进行综合考量。

气动不平衡发射装置发射水雷内弹道特性气动不平衡发射装置是一种发射水雷的常用装置。

与传统的推进装置相比，它具有体积小，重量轻，结构简单等优点。

在水雷研发过程中，研究气动不平衡发射装置的内弹道特性是非常重要的。

水雷的内弹道特性是指其飞行轨迹、速度、飞行稳定性等参数。

在使用气动不平衡发射装置发射水雷时，水雷在发射过程中会经历加速、抛射、飞行等不同阶段，在每个阶段的内弹道特性都会发生变化。

首先，当水雷位于发射装置中，气动不平衡发射装置内的压缩空气的压力开始作用于水雷的底部，从而使其向前加速。

在此过程中，水雷的加速度和速度受到发射装置所施加的力的影响，同时发射装置内的空气也会对水雷产生阻力。

因此，水雷的初始速度和加速度与发射装置的设计参数（如压力、容积等）以及水雷本身的质量和形状密切相关。

其次，在水雷离开发射装置时，水雷的内弹道特性也会发生变化。

此时，水雷受到的阻力减小，由于惯性而继续向前飞行。

在此过程中，水雷会受到空气阻力、重力、浮力等力的影响，因此水雷的弹道特性难以预测。

最后，在水雷的下降过程中，水雷受到空气阻力和重力作用，速度逐渐减小，最终在水中停止运动。

因此，水雷的下降轨迹和落点位置也是内弹道特性中的重要指标。

多个因素，包括水雷本身的性能，发射装置的设计参数等。

通过对这些因素的精确控制和优化，可以实现水雷发射的稳定性和精度。

针对气动不平衡发射装置发射水雷内弹道特性的分析，需要进行相关数据的收集和处理。

下面我们以某气动不平衡发射装置发射一种常见水雷（直径为50cm）为例，列出一些相关数据，并进行分析。

首先，根据实验结果，当气动不平衡发射装置内的压缩空气压力为4.5Mpa时，水雷的初始速度可以达到20m/s左右。

同时，在一定距离内，水雷的加速度稳定在2-3m/s^2。

这表明，如果希望提高水雷的发射速度，需要在设计装置时增大空气压力，同时也需要考虑反作用力对装置的影响。

其次，针对水雷的飞行轨迹，实验结果表明，由于水雷的形状和空气阻力的影响，水雷会逐渐上升并逐渐下降，最终在水中停止。

弹丸头部形状对弹道偏流现象的影响弹丸头部形状对弹道偏流现象的影响1. 引言弹丸头部形状是影响弹道偏流现象的一个重要因素。

在射击领域，弹丸的精确飞行轨迹对于命中目标至关重要。

而偏流现象则是指弹丸在飞行中由于外界因素的作用而偏离原本预期的轨迹。

本文将深入探讨弹丸头部形状对弹道偏流现象的影响，并分享个人观点和理解。

2. 弹丸头部形状的基本原理弹丸头部的形状可以分为多种类型，如平头、尖头、圆鼻等。

每种形状对弹道偏流现象的影响都不同。

在初速度较低的情况下，平头弹丸由于更大的表面积，受到气流的阻力较大，容易产生偏离轨迹的现象。

尖头弹丸则由于其尖锐的前端以及减少的表面积，更容易穿越气流，减少偏流现象。

3. 弹丸头部形状对弹道偏流现象的影响3.1 形状对空气动力学的影响弹丸头部形状对空气动力学性质的影响是造成偏流现象的主要原因之一。

通过改变头部形状，可以调整气流在弹丸周围的流动方式，从而减小偏流现象的概率。

尖头弹丸由于其小的气动阻力系数，相对较少受到气流的干扰，因此具有较小的偏流现象。

而平头或圆鼻弹丸由于其较大的阻力系数，较容易受到气流的作用，增加了偏流的可能性。

3.2 弹道稳定性的影响头部形状还影响弹丸的稳定性，进而影响飞行轨迹。

稳定性是指弹丸在飞行过程中能够保持一定方向和旋转状态的能力。

尖头弹丸由于其重心偏后，具有较好的稳定性，可以减小偏流现象的发生。

而平头或圆鼻弹丸由于其较为均匀的重心分布，稳定性较差，容易受到外部因素的作用而发生偏流。

4. 个人观点和理解弹丸头部形状对弹道偏流现象的影响是一个复杂而且值得深入探究的课题。

个人认为，选择合适的头部形状可以有效减小偏流现象，提高射击精准度。

在实际射击应用中，我们可以根据具体的射击环境和需求，选择合适的弹丸头部形状。

尖头弹丸适用于需要较高精度的远程射击，而平头或圆鼻弹丸适用于近距离战斗等情况。

5. 总结弹丸头部形状对弹道偏流现象有着显著的影响。

通过改变头部形状，可以调整气流的流动方式，减小偏流现象的概率。

汽车底部外形对汽车气动性能的标准化协同研究作者：王乘栋来源：《中国科技纵横》2019年第01期摘要：汽车气动性能关系到汽车行驶的稳定性，本文通过构建数值模拟来探讨车身底部流动特性，并分析汽车底部外形影响汽车气动性能的原因，并从标准化的视角进行论述，以期为提高汽车行驶稳定性及减少车身阻力提供参考。

关键词：汽车底部外形;气动阻力;数值模拟;气动升力;标准化中图分类号：U461.1 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）01-0043-02空气动力特征直接影响汽车气动性，影响汽车的动力性、行驶稳定性和经济性。

资料显示，汽车气动阻力主要是车轮、车身底部、轮腔等部位的气动阻力，降低此区域的气动阻力对改善汽车气动性能具有重要意义[1-2]。

但因车轮旋转效应、地面效应的影响，汽车底部复杂的流动极大的影响者整车空气动力性能及其外部流场结构。

本文通过简化模拟汽车底部外形，如排气管、排气管槽、轮腔及车轮等，探讨汽车底部外形影响其空气动力特性的状况，以活期改变底部外形同气动力系数间的变化规律，并从标准化的角度出发，为优化汽车气动性能提供参考。

1 明确数值模拟计算域1.1 明确计算域根据SAEJ1594标准对汽车气动性能的定义，认为汽车风动气动的测力中心位于汽车模型车轮着地点构成的矩形中心。

该标准规定气动力系数主要包括升力系数、阻力系数、测力系数、动压、风速、空气密度、模型正投影面积、滚转力矩系数等[3]。

本文以国产轿车1：5简化模型为研究对象，数据及模型的构建、计算等均依据国家关于汽车气动性能试验的相关标准。

利用计算机CATIA软件构建汽车几何模型，改型设计汽车底部外形，生成4个模型，分别探讨其外流场特征。

而后在Icem软件中导入几何模型，划分网格，网格方案为：车身表面和其附近选择四面体网格;远离汽车的大区域选择六面体网格;表明拉伸选用三棱柱网格。

所以，网格方案总体是四面体加六面体加三棱柱网格。

选择计算区域为车身侧面3倍的车宽，前方为2倍车长，后方为8倍车长，上方为4倍车高。

第33卷第2期 固体火箭技术J o u r n a l o f S o l i dR o c k e t T e c h n o l o g yV o l.33N o.22010凹腔布局对高超声速飞行器气动-推进性能影响①黄　伟,柳　军,罗世彬,王振国(国防科技大学航天与材料工程学院,长沙　410073) 摘要:采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器在发动机通流状态下的内外流场进行了数值仿真,研究了超燃冲压发动机燃烧室中单凹腔和双凹腔串并联布局对飞行器气动-推进性能的影响。

发现因粘性而产生的摩阻、摩升以及摩擦力引起的俯仰力矩较压阻、压升以及压力引起的俯仰力矩很小,对于飞行器整体性能而言,可忽略;凹腔之间距离的长短对飞行器气动-推进性能影响强烈,短距离凹腔并联使得燃烧室主流压力抬高得更大,短距离凹腔串联使得上游凹腔对下游凹腔流场影响更大;同时,性能高的凹腔组合在一起能显著提高飞行器整体性能。

关键词:航天推进系统;凹腔;高超声速飞行器;气动-推进性能 中图分类号:V47 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0138-04E f f e c t o f c a v i t y f l a m e h o l d e r's l o c a t i o no nt h e a e r o-p r o p u l s i v ep e r f o r m a n c e o f h y p e r s o n i c v e h i c l e sH U A N GW e i,L I UJ u n,L U OS h i-b i n,W A N GZ h e n-g u o(I n s t.o f A e r o s p a c e＆M a t e r i a l E n g i n e e r i n g,N a t i o n a l U n i v.o f D e f e n s e T e c h n o l o g y,C h a n g s h a　410073,C h i n a) A b s t r a c t:T w o-d i m e n s i o n a l c o u p l e d i m p l i c i t N-Se q u a t i o n s a n ds t a n d a r dk-εt u r b u l e n t f l o wm o d e l s w e r eu s e d t o s i m u l a t e t h e i n n e r a n do u t e r f l o wf i e l do f h y p e r s o n i c v e h i c l e s w o r k i n g u n d e r t h e t h r o u g h-f l o wc o n d i t i o n o f m o t o r,a n d t h e e f f e c t s o f s e r i a l-p a r a l l e l l a y o u t o f s i n g l e c a v i t y f l a m eh o l d e r a n d d o u b l e c a v i t y f l a m eh o l d e r s i ns c r a m j e t c o m b u s t o r o ni t s a e r o-p r o p u l s i v ep e r f o r m a n c ew e r e i n v e s t i g a t e d.I t i s f o u n dt h a t t h e p i t c h i n g m o m e n t r e s u l t e d f r o mf r i c t i o n a l d r a g,f r i c t i o n a l l i f t a n df r i c t i o n a l f o r c ei s m u c hl e s s t h a n t h a t f r o m p r e s s u r e d r a g,p r e s s u r e l i f t a n dp r e s s u r e,a n dc a nb e n e g l e c t e df o r b u l kp e r f o r m a n c eo f v e h i c l e.T h e d i s t a n c eb e t w e e nc a v i t y f l a m e h o lde r s h a s g r e a t ef f e c t s o n t h e a e r o-p r o p u l s i v e p e r f o r m a n c e o f h y p e r s o n i c v e h i c l e s,c a v i t i e s i n p a r a l l e l a n dw i t h s h o r t e rd i s t a n c ew i l l m a ke a h i g h e r i n c r e a s e of p r i m a r y f l o wp r e s s u r e i n c o m b u s t o r,w h i l e t h o s e i n t a n d e ma n d w i t hs h o r t d i s t a n c e w i l l m a k e t h ee f f e c t o n f l o wf i e l di n u p-s t r e a mc a v i t yg r e a t e r th a n t h a ti n d o w n-s t r e a m c a v i t y.M e a n w h i l e,i n t e g r a l p e r f o r m a n c e o f v e h i c l e s c a n b e i m p r o v e d i f h i g h-p e r f o r m a n c ec a v i t y f l a m e h o l d e r s a r ec o m b i n e d. K e yw o r d s:a e r o s p a c e p r o p u l s i o n s y s t e m;c a v i t y f l a m e h o l d e r;h y p e r s o n i c v e h i c l e;a e r o-p r o p u l s i v e p e r f o r m a n c e0　引言高超声速飞行器从助推起飞,到整流罩打开,发动机点火工作,一般要经历3个阶段,或称3个工作状态,即进气道关闭、发动机通流和发动机点火[1-2],而发动机通流作为3个工作状态之一,在飞行器的整个运动过程中,显得尤为重要。

第26卷第11期2006年11月北京理工大学学报T ransactions o f B e i j i n g I nstitute o f T echno lo gyV o l .26N o.11N oV .2006文章编号：1001-0645（2006）11-0945-05钻石背弹翼外形参数对气动特性的影响雷娟棉，吴甲生（北京理工大学机电工程学院，北京100081）摘要：定义了描述钻石背弹翼平面形状的2个几何参数，采用模块化方法设计了一组风洞实验模型，进行了风洞测力实验，研究了前、后翼条高度差及其间距对钻石背弹翼气动特性的影响.实验结果表明，前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼的升力、升阻比比前翼条低后翼条高配置的钻石背弹翼的升力、升阻比大；前后翼条间距对钻石背弹翼气动特性的影响较小.关键词：气动特性；风洞实验；钻石背弹翼；制导炸弹中图分类号：T J 011.4文献标识码：AE ffect of d i a m ond back W i n g G eo m etric para m eters t o t he Aerod y na m ic characteristicsLE I Juan-m ian ，WU Jia-shen g（S choo l o f M echatron ic En g i neeri n g ，B e i j i n g I nstitute o f T echno lo gy ，B e i j i n g 100081，Ch i na ）Abstract ：W i nd t unnel ex p eri m ents w ere conducted to st ud y t he eff ect o f D ia m ond B ack w i n gg eom etric p ara m eters to its aerod y na mic characteristics.A series o f w i nd t unnel ex p eri m ent m odels w it h Various D ia m ond B ack w i n g s w ere desi g ned w it h a m odularized m et hod.Ex p eri m ental resultsi ndicate t hat t he lift and t he lift-dra g ratio o f t he confi g uration w it h hi g her front-w i n g -stri p ，low er rear-w i n g -stri p are hi g her t han t he confi g uration w it h low er front-w i n g -stri p and hi g her rear-w i n g -stri p .T he s p ace bet w een t he front-w i n g -stri p and t he rear-w i n g -stri p has less i nfl uence to t he aerod y na m ic characteristics o f t he D ia m ond B ack w i n g .K e y words ：aerod y na m ic characteristics ；w i nd t unnel ex p eri m ent ；D ia m ond B ack w i n g ；g ui ded bom b 收稿日期：20060629基金项目：国家部委预研项目（413130305）钻石背弹翼是一种通过铰链将前、后翼条连接起来呈桁架式并可收拢折叠展开的组合式弹翼，具有收拢展开机构简单、牢固、可靠；收拢状态紧凑，占用空间小；升阻比大，滑翔增程能力强；能改善大展弦比折叠弹翼的强度和刚度，避免颤振等优点［1］!钻石背弹翼是很有潜力的滑翔增程部件，其外形设计就是选择外形参数，使其具有最大的升阻比!钻石背弹翼的外形比常规弹翼的外形复杂，除了需要给定与常规弹翼相同的几何参数外，还需定义描述其平面形状的另外2个几何参数———前后翼条的高度差和间距，并研究他们对钻石背弹翼气动特性的影响，在此基础上才能对钻石背弹翼进行正确的设计［2-3］!1钻石背弹翼的外形几何参数钻石背弹翼的优点之一是便于收拢折叠展开，内埋或外挂飞行时，弹翼要收拢折叠于弹体上方或下方!因此，前、后翼条不能共面，或前翼条高折放在后翼条上方，或后翼条高折放在前翼条上方!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!炸弹离机后，弹翼展开呈钻石背形，前、后翼条也不共面.前后翼条的高度差是指前翼条根部上表面与后翼条根部上表面之间或后翼条根部上表面与前翼条根部上表面之间的高度差.按线涡理论，前翼后的自由涡沿流线方向向后脱出，自由涡离后翼面的高度越大，下洗角越小，后翼面的有效攻角越大.因此，前后翼条的高低是对钻石背弹翼气动特性有重要影响的外形参数.前后翼条的间距是指前翼条根弦前缘（ WF ）至后翼条根弦后缘（ WR ）之间的距离，相当于常规弹翼的根弦.一般来说，实用的钻石背弹翼前翼条是后掠的（X U WF !U ），后翼条是前掠的（X U WR "U ）.在前翼条的后掠角不变时，后翼条的前掠角越大，间距越大；后翼条的前掠角越小，间距越小.对于常规弹翼，后掠角大小对气动特性影响很大；对于钻石背弹翼，与前、后翼条后掠角相关的间距也是影响气动特性的外形参数之一.因此，描述钻石背弹翼平面形状的参数有（见图1）翼展 W ，间距 U W ，高度差! ，面积 W = W U W ／2；前翼条展长 WF ，前翼条弦长 WF ，前翼条后掠角X U WF ，前翼条面积 WF ，前翼条展弦比P WF = WF ／ WF ，前翼条根梢比J WF = U WF ／ 1WF ；后翼条展长 WR ，后翼条弦长 WR ，后翼条后掠角X U WR ，后翼条面积 WR ，后翼条展弦比P WR = WR ／ WR ，后翼条根梢比J WR = U WR ／ 1WR .描述钻石背弹翼剖面形状的参数有前翼条剖面的相对厚度 WF = WF ／ WF ，前翼条剖面的相对弯度 WF = f WF ／ WF ，图1钻石背弹翼的平面形状和几何参数F i g 1P lanar y f or m and g eom etr y p ara m eters o f t he前翼条剖面最大厚度位置xWF = c WF ／ WF，前翼条剖面最大弯度位置 f WF = f WF ／ WF，前翼条剖面后缘角G 1WF ；后翼条剖面的相对厚度 W = WR ／ WR ，后翼条剖面的相对弯度 WR = WR ／ WR ，后翼条剖面最大厚度位置 WR = c WR ／ WR，后翼条剖面最大弯度位置 f WR = f WR ／ WR ，后翼条剖面后缘角G 1WR .!实验模型采用模块化方法进行实验模型设计，弹身由头部、中段和尾段组成.在弹身中段安装上置式钻石背弹翼，在弹身尾段上既可安装全动式平板尾翼，又可安装全动式格栅尾翼.有2个弹身中段，一个安装前翼条高、后翼条低的钻石背弹翼，前翼条刚好可折放在后翼条上表面.前后翼条之间的距离有大小2种，前翼条后掠角X U W F =25 ，后翼条后掠角X U WR =-15 时，间距 oW =137mm ，为大间距；当X U WF =25 ，X U WR =-7时， oW =117mm ，为小间距.另一个弹身中段安装前翼条低、后翼条高的钻石背弹翼，后翼条刚好可折放在前翼条上表面，前后翼条之间的距离也有2个，即 U W =137mm 和 U W =117mm .图2为弹身+钻石背弹翼+平板尾翼实验模型在风洞中的照片.图2弹身+钻石背弹翼+平板尾翼实验模型在风洞中的照片F i g 2A p icture of t he ex p eri m ental m ode l bod y +D ia m ond b ack W i n g +flat tail fi n i n t he W i nd tunne l"实验条件实验在航天空气动力技术研究院的FD -U8风洞中进行，实验条件：马赫数（m a ）为U.4"U.8；攻角（U ）为-2 "12 ；舵偏角（S ）为U ，-5 （俯仰控制）.#前后翼条高低对气动特性的影响图3"图5分别给出了钻石背弹翼前、后翼条高低对阻力系数C D 、升力系数C L 、压心系数 l 影响的实验曲线.从图可看出，前翼条高、后翼条低的钻石背弹翼与前翼条低、后翼条高的钻石背弹翼相比，阻力系数略大，零攻角阻力系数C D U 大1.6%"2.6%，U =5 时的C D 大5%"8%；升力系数明显增大，U =5 时的C L 大5%"14%；压心略有后移，U =5 时的 l约大1%.图6为前翼条高、后翼条低的649北京理工大学学报第26卷阻比的比较曲线.由图6看出，在!为2 !5 范围内，前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼比前翼条低、后翼条高配置的钻石背弹翼的升阻比大6%! 2U%.上述实验结果符合空气动力学原理，当前翼图3钻石背弹翼前、后翼条高低对阻力系数影响的实验曲线F i g.3C D-!curves of t he confi g uration w it h d iff erent he i g ht of t he front-w i n g-stri p and t he rear-w i n g-stri p图4钻石背弹翼前、后翼条高低对升力系数影响的实验曲线F i g.4C L-!curves of t he confi g uration w it h d iff erent he i g ht o f t he front-w i n g-stri p and t he rear-w i n g-stri p图5钻石背弹翼前、后翼条高低对压心系数影响的实验曲线F i g.5x1-!curves o f t he confi g uration w it h d iff erent he i g ht of t he front-w i n g-stri p and t he rear-w i n g-stri p图6钻石背弹翼前、后翼条高低对升阻比影响的实验曲线749第ll期雷娟棉等：钻石背弹翼外形参数对气动特性的影响产生升力时，在翼后缘有自由涡脱出，按线涡理论，前翼后的自由涡沿流线方向向后脱出，自由涡离后翼面的高度越大，下洗影响越小，后翼面的有效攻角越大，升力损失越小，总升力越大.因此，为了提高钻石背弹翼的升阻比和滑翔增程能力，前翼条高后翼条低的配置是合理的.!前后翼条间距对气动特性的影响前面的实验表明，采用前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼具有比较好的气动特性.因此，仅对前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼研究了前后翼条间距对其气动特性的影响.图7!图9分别给出了前、后翼条间距对CD，C L，I I影响的实验数据曲线.从图可看出，2种间距外形的CD o基本相同；!=5 时，小间距外形的CL 比大间距外形的CL有所增大（1%!4%），但同时使得!=5 时CD也有所增大（1%!2%）；小间距外形的压心比大间距外形的压心略微靠前.此结果说明，对所实验的2种钻石背弹翼，前后翼条之间的间距对气动特性的影响较小.考虑到钻石背弹翼的结构强度和刚度，在前后翼条长度一定的情况下，间距大些有利.图7钻石背弹翼前、后翼条间距对阻力系数影响的实验曲线F i g.7C D-!curves of t he confi g uration w it h d iff erent s p ace bet w een t he front-w i n g-stri p and t he rear-w i n g-stri p图8钻石背弹翼前、后翼条间距对升力系数影响的实验曲线F i g.8C L-!curves of t he confi g uration w it h d iff erent s p ace bet w een t he front-w i n g-stri p and t he rear-w i n g-stri p图9钻石背弹翼前、后翼条间距对压心系数影响的实验曲线F i g.9I I-!curves of t he confi g uration w it h d iff erent s p ace bet w een t he front-w i n g-stri p and t he rear-w i n g-stri p（下转第面）849北京理工大学学报第26卷!结束语为了建立M A S轧制的精确预报模型，利用遗传规划算法无需事先确定各变量之间的函数关系且自动寻找优化模型的特点，针对单道次纵轧、横轧实验数据，建立了中厚板头尾及边部不规则变形的预测模型!仿真实验结果表明，基于GP搜索的预测模型对中厚板端部不规则变形有很好的辨识效果!参考文献：［1］姚小兰，梁启宏，于湘涛，等.中厚板轧制过程中的平面形状控制试验研究［J］.北京理工大学学报，2005，25（6）：487-503.Y ao X iao lan，L ian g G i hon g，Y u X ian g tao，et al.the testresearch o f t he p lan view contro l i n p late ro lli n g［J］.t ransactions o f b e i j i n g I nstitute o f t echno lo gy，2005，25（6）：487-503.（i n Ch i nese）［2］G i nzbur g V b，~i g h-C ualit y stee l ro lli n g：t heor y and p rac-tice［M］.n ew Y ork：M arce l D ekker，I nc.，1989.［3］K oza J R.G enetic p ro g ra mm i n g：on t he p ro g ra mm i n g o fcom p uters b y m eans o f natural se lection［M］.C a m bri d g e：M I t P ress，1992.［4］李春福，孟祥利.利用平面板形控制提高厚板的成材率［J］.鞍山钢铁学院学报，1998，21（6）：17-19.L i Chunf u，M en g X ian g li.I ncrease p late y ie ld w it h t hem et hods o f contro lli n g p late sha p e［J］.Journal o f A nshanI nstitute o f Iron and S tee l t echno lo gy，1998，21（6）：17-19.（i n Ch i nese）［5］丁修堃，于九明，张延华，等.中厚板平面形状数学模型的建立［J］.钢铁，1998，33（2）：33-37.D i n g X i ukun，Y u Ji u m i n g，Zhan g Y anhua，et al.e stab-lish m ent o f m at he m atical m ode ls f or p lan view p attern con-tro l o f p late［J］.Iron and S tee l，1998，33（2）：33-37.（i n Ch i nese）［6］黄国建.中厚板平面形状控制轧制成形过程的计算机模拟［D］.沈阳：东北大学压力加工系，1999：19-112.~uan g G uo j ian.C om p uter s i m ulation on p late ro lli n g p ro-cess o f p lan view p attern contro l［D］.S hen y an g：D e p tM etals F or m i n g，n ort heastern U n ivers it y，1999：19-112.（i n Ch i nese）（责任编辑：赵秀珍）（上接第948面）"结论根据具有钻石背弹翼外形的风洞测力实验结果可得出以下结论：!前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼的升力、升阻比大于前翼条低、后翼条高配置的钻石背弹翼的升力和升阻比；"前后翼条的间距对钻石背弹翼气动特性的影响较小；#综合考虑钻石背弹翼的气动特性和结构的强度、刚度特性，钻石背弹翼应采用前翼条高后翼条低、大间距的配置.参考文献：［1］雷娟棉，胡俊，吴甲生.小直径炸弹（SDb）气动力问题［J］.弹箭与制导学报，2004，24（3）：169-170.L e i Juan m ian，~u Jun，W u Jiashen g.A erod y na m ic p rob-le m s o f s m all d ia m eter bom b［J］.Journal o f P ro j ectiles，Rockets，M iss iles and G ui dance，2004，24（3）：169-170.（i n Ch i nese）［2］吴甲生，雷娟棉.制导兵器气动布局发展趋势及有关气动力技术［J］.北京理工大学学报，2003，23（6）：1-5.W u Jiashen g，L e i Juan m ian.t rends i n t he deve lo p m ent o faerod y na m ic confi g uration o f g ui ded w ea p on and re levantaerod y na m ic techn i C ues［J］.t ransactions o f b e i j i n g I nsti-tute o f t echno lo gy，2003，23（6）：1-5.（i n Ch i nese）［3］祁载康.制导弹药技术［M］.北京：北京理工大学出版社，2002：88-91.G i Zai kan g.G ui ded a mm un ition techno lo gy［M］.b e i j i n g：b e i j i n g I nstitute o f t echno lo gy P ress，2002：88-91.（i nCh i nese）（责任编辑：刘雨）3101第11期于湘涛等：基于遗传规划的中厚板端部变形的预测。

高速冲压推进弹丸气动特性仿真分析
骆晓臣;陈雄;周长省
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2013(031)004
【摘要】针对设计马赫数为4的冲压推进弹丸,采用数值仿真手段,分析了设计马赫数下进气道的工作特性.对被动段飞行的弹丸内、外部气动阻力进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸气动阻力的变化.研究结果表明:设计马赫数下,冲压推进弹丸的进气道具备再起动能力,进气道亚临界状态最大总压恢复在0.25左右;在弹丸飞行的被动段,随着飞行马赫数从4降低到3,弹丸内部气动阻力系数几乎保持不变,在0.06左右;外部气动阻力系数由马赫数4下的0.16增加到马赫数3下的0.21,弹丸总的气动阻力系数由马赫数4下的0.23增加为马赫数3下的0.27.外部阻力中,摩擦阻力占约20％;内部阻力中,摩擦阻力占40％左右.
【总页数】5页(P482-486)
【作者】骆晓臣;陈雄;周长省
【作者单位】南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
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5.电磁发射超高速弹丸气动特性数值分析 [J], 冯军红;鲁军勇;李开;李湘平
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钢块凹痕法在测试起爆器输出能量中的应用郑波;葛强;王韶光;柳维旗【期刊名称】《测试技术学报》【年(卷),期】2017(031)001【摘要】本文研究起爆器传爆序列轴向输出能量的定量测试.炸药爆炸时,在钢块上产生的凹痕深度与炸药爆轰压力近似呈线性关系,爆轰压力越大,则凹痕深度越深,因此钢块凹痕深度可以作为测定炸药爆炸序列轴向输出能量的一种定量相对度量.在简述钢块凹痕法基本原理和测试方法的基础上,通过对多种炸药的爆压与凹痕深度试验数据进行了统计处理,得出了炸药爆压与钢块凹痕深度间的关系表达式.依据该试验方法,进行了某起爆器分别在15℃,65℃,70℃,75℃,80℃加速寿命试验条件下,起爆器传爆序列轴向输出能量测试,并采集了大量钢块凹痕试验数据.通过对试验结果进行分析,得出了起爆器传爆序列轴向输出能量与试验应力水平(温度应力水平)间的变化曲线,解决了起爆器传爆序列轴向输出能量的定量测试问题.【总页数】3页(P90-92)【作者】郑波;葛强;王韶光;柳维旗【作者单位】陆军军械技术研究所,河北石家庄050000;陆军军械技术研究所,河北石家庄050000;陆军军械技术研究所,河北石家庄050000;陆军军械技术研究所,河北石家庄050000【正文语种】中文【中图分类】TJ451.2【相关文献】1.密闭爆发器在做功火工品输出性能测试中的应用 [J], 毕文辉;刘爽;严楠2.遥测应变技术在抽油机减速器输出转矩测试中的应用 [J], 付路长3.黑盒测试法在航天器海上测控软件测试中的应用 [J], 李祥明;饶爱水;王少林;郭力兵4.高频输出矩阵变换器在无接触式能量传递中的应用 [J], 马娟（译）;宋建国（校）5.蒙特卡罗法在高功率激光系统输出能量稳定性研究中的应用 [J], 许兰;粟敬钦;师智全;王文义;袁静因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。