彈體的空氣動力特征計算(參考版)
2025-05-02 06:16本頁面
【正文】 對于近代旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈，按 1943年阻力定律 i43= 按西亞切定律 ic= 綜上所述，可以看到彈形系數(shù) i具有以下性質(zhì)： (1) i取決于彈丸的形狀而與彈徑無關(guān)； (2) i取決于所取的阻力定律，即彈形系數(shù) i是對給定的阻力定律而言的。 后來，為適應(yīng)速度較高較細(xì)長彈丸的需要，又選取了一組彈頭長度 λn=3~，測出 曲線平均值，稱 43年阻力定律。通常人們把標(biāo)準(zhǔn)彈的 曲線稱為阻力定律。以 記之。 即 0 1 0 20 1 0 2( ) ( ) ...............( ) ( )xxC M C MC M C M? ? ?Ⅰ ⅠⅡ Ⅱ 常 數(shù) 根據(jù)這一性質(zhì)，可找到估算空氣阻力的簡便方法。 兩條不同彈形的 Cx0 ～ M曲線，其隨 M數(shù)變化的規(guī)律大體上是相同的，但曲線高度不同。由不同形狀彈丸阻力系數(shù)曲線Cx0～ M的差異就可直接反映出彈形的影響。 tdMS??，21 12 ta ndtdttS M S????? ?= 和22 1dtM S?? ?21 mddSSS ?224()xt tdCS? xtC 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 錐截形擴(kuò)張尾部 在擴(kuò)張角不大時，可利用圖 615來求錐截形擴(kuò)張尾部波阻。先把尾部母線延長到尾尖頂，甩 L1表示延長后的尾部長度，尾部長徑比為λ 1， β t表示延長后尾尖處的半頂角，則有 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 11ta nt? ??和 拋物線形收縮尾部 然后按 ， 從曲線中查得 值，在算出 。 此外，收縮形彈尾部對于全彈的縱向靜穩(wěn)定性是不利的。但收縮形尾部上又將出現(xiàn)尾部波阻。 由引信前端提供的附加阻力系數(shù)記為△ Cxa 則 式中 是從圖 614查得的。這樣前端的橫截面積 Sa所帶來的阻力不可忽視，要估算進(jìn)去。 平頭和半圓頭形 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 彈丸的頭部形狀較復(fù)雜，例如帶有引信的頭部就不是尖的，其前端面通常近乎平頭或半圓頭如圖 613所示。 和 ≤M≤ 的范圍。 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 上述經(jīng)驗公式適用于 10176。 時，按此公式計算，誤差不大于5%，適用于 M∞ ≤78。 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 (一 )彈頭部波阻系數(shù)的計算 圓錐形頭部 圓錐表面壓強系數(shù)可用下列經(jīng)驗公式計算 1 .7020 .0 0 20 .0 0 1 6 ( )pC M ??????????其中 β 0為頭部半頂角，以度計。 因此超音速下迎角為零的彈體阻力系數(shù)可寫為 Cx0= Cxn +Cxt + Cxd + Cxf 式中 Cxn為頭部波阻系數(shù)， Cxt為尾部波阻系數(shù)； Cxd為底部阻力系數(shù)； Cxf為彈體摩阻系數(shù)。然后向后方流去。這樣在彈尾部又構(gòu)成的阻力稱為尾部波阻。在迎角為零的情況下，作用在圓柱部上的壓強與軸線垂直，不產(chǎn)生阻力。圖中實線為曲母線頭部表面壓強系數(shù)的變化情況。當(dāng)來流 M∞ 數(shù) 1時，圓錐形頭部產(chǎn)生圓錐激波，氣流經(jīng)激波產(chǎn)生突躍壓縮，然后在錐型流區(qū)繼續(xù)進(jìn)行等熵壓縮。 一、超音速繞流情況下彈體阻力的組成 圖 69所示的是典型的超音速繞流彈體的畫圖。 迎角為零時彈體空氣動力特征計算 20012xmX C V S? ???? 當(dāng)迎角為零時，由于對稱關(guān)系，彈體只受到軸向力(即阻力 )，法向力和俯仰力矩均等于零。 m a x 21 .4 3pdC M???m a xp d d p dC k C? 底部阻力 在實驗數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上有以下關(guān)系式 Kd= k1(2k1) 當(dāng) k11時，
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