彈體的空氣動力特征計算-wenkub.com
2025-04-26 06:16 本頁面
【正文】 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 圖 617給出西亞切阻力定律與 43年阻力定律的 曲線。于是對其它新設(shè)計的彈丸，只要與標準彈形相差不太大，其阻力系數(shù) 與 就存在下列關(guān)系 0xCM（ ）0xCM（ ）0xCM（ ） 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 這樣只要測出某一個速度 M1時的 值 ,然后定出比值 ,其他速度 M2時的 值即可求出 02xCM（ ）00 2 2( ) ( )xxC M iC M? 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 所以比值 i 說明了該彈丸外形與標準彈的外形相差程度，稱之為彈形系數(shù)。而且只要兩類彈丸彈形相差不太大，在同一馬赫數(shù) M1處，其阻力系數(shù)比在另一馬赫數(shù) M2下的比值是近似相等的。 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 二、彈形系數(shù)和阻力系數(shù) 彈丸的外形對空氣阻力有很大影響，為了查明這一影響的大小，可取不同形狀的彈丸作實驗，測出它們各自的 Cx0～ M曲線。 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 截錐形收縮尾部 參照圓錐波阻公式，對于截錐形收縮尾部為 式中 β t —是以度記的尾部半錐角 經(jīng)實驗修正，在估算中可用下式 利用圖 615來求拋物線形尾部波阻。 ? ? ax a x n amSCCS??? ?xn aC 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 (二 )彈尾部波阻系數(shù)的計算 彈尾部有收縮形和擴張形兩種，采用收縮形尾部的目的是為了減小底部阻力，因為通過尾部收縮，減少了底部面積，使底部阻力減小。由于前端面的中心部分與氣流方向垂直，其壓強值接近于滯點值 p0。 ≤ β 0≤45 176。 頭部波阻 Xn 為 當圓錐半頂角 β0≤50176。由于氣流在彈底部會發(fā)生分離，從而產(chǎn)生一個低壓區(qū)，形成底部阻力。 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 在圓柱部和彈尾結(jié)合部，氣流再次產(chǎn)生膨脹波，壓強下降，使彈尾表面壓強系數(shù)又一次突降為負值。這樣，在圓錐面上得到的壓強系數(shù) Cp 為正值并為常數(shù)，它所產(chǎn)生的阻力系數(shù)稱頭部波阻。阻力的一般表達式可寫為 其中 Cx0為迎角為零時阻力系數(shù)。即 式中 kd 為修正系數(shù)。圖 67表明紊流附面層和層流附面層的最佳角在7～ lO度之間，并且紊流附面層的 Cxd在最佳區(qū)域的變化很緩慢。在紊流附面層中 Re數(shù)對 Cxd的影響不太大，見圖（ b）。下面介紹一些對底阻有重要影響的實驗曲線。變厚的附面層就好象隔板一樣，阻礙著外部高速氣流的引射作用，因而在彈體后面的稀薄度就減小了，底阻系數(shù)也就變小了。 (一 )亞音速下彈體的底部阻力 實驗指出：底部負壓在很大程度上取決于彈體長度、相對底截面積和附面層狀態(tài)，因而在計算底部壓強與底部阻力時可以與摩擦阻力聯(lián)系起來。彈體摩阻系數(shù) CxfB為 當 ReL Re* 時，即 LB xt 。隨著 Re∞ 數(shù)增大，此系數(shù)值有所增長，特別是當 Re∞ 的數(shù)量級為 108時，取 。 0[]xfp MC ?2 1 / 20[] (1 0 . 1 2 )[]x f pMtx f p MC MC?? ???? ? ?其中 是紊流附面層未計及壓縮性影響的平板摩阻系數(shù)。在 M∞ =0時， 隨M∞ 增大， 下降。隨著 M∞ 增大，附面層厚度也顯著增大。在層流附面層內(nèi)，外層氣流速度較高。彈體前部存在負的壓強梯度，它使附面層變薄了。顯然 ，它取決于彈體的長徑比 。所謂“ 相當平板 ” 是這樣一塊平板，它的單面面積等于彈體實際受摩擦表面積 Sf ，其長度等于彈長 LB，轉(zhuǎn)捩點的位置 xt與原彈體轉(zhuǎn)捩點的位置相同。第六章 彈體的空氣動力計算 彈體表面摩擦阻力的計算，嚴格說必須考慮雷諾數(shù)、附面層特性、彈體的幾何形狀、表面狀況、馬赫數(shù)、以及氣流與彈體表面間的熱交換，但實際情況要同時考慮這些因素的影響是不可能的。 摩
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