【正文】 升力系數(shù)隨攻角的變化 圖 到圖 分別為馬赫數(shù)為 、 、 3，氣泡長(zhǎng)度、高度、數(shù)量一定，不同氣泡寬度時(shí)，升力系數(shù)隨著攻角的變化曲線。下面主要根據(jù)不同氣泡寬度，根據(jù) Fluent 算得的升力系數(shù)數(shù)值。綜上所述，攻角時(shí)升力系數(shù)的主要影響因素。當(dāng)馬赫數(shù)一定時(shí)，比較四個(gè)曲線圖，可以看出升力系數(shù)隨著攻角的增大而增大，攻角 0 度時(shí)升力系數(shù)最大值為 ，攻角 12 度時(shí)升力系數(shù)最大值為,。不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 圖 攻角為 12176。不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 圖 攻角為 5176。 升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化 圖 到圖 分別為攻角為 0 度、 5 度、 8 度、 12 度，氣泡寬度、高度、數(shù)量一定，不同氣泡長(zhǎng)度時(shí)，升力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的變化曲線。由圖中三條曲線 的位置關(guān)系可以說(shuō)明，氣泡越長(zhǎng)升力系數(shù)越大，但變化的很小。當(dāng)馬赫數(shù)一定時(shí)，不同 氣泡長(zhǎng)度 的升力系數(shù)隨攻角變化趨勢(shì)大致相同 ， 都是隨著攻角的增加，升力系數(shù)增大。 升力系數(shù)隨攻角的變化 圖 到圖 分別為馬赫數(shù)為 、 、 3，氣泡寬度、高度、數(shù)量一定，不同氣泡長(zhǎng)度時(shí)，升力系數(shù)隨著攻角的變化曲線。下面主要根據(jù)不同氣泡長(zhǎng)度，根據(jù) Fluent 算得的升力系數(shù)數(shù)值。 不同氣泡長(zhǎng)度時(shí)，升力系數(shù)變化 彈體頭部集成了微氣泡制動(dòng)器陣列，當(dāng)微氣泡不工作時(shí)彈丸具有對(duì)稱的外形，但是當(dāng)微氣泡制動(dòng)器工作時(shí)就會(huì)使彈體外形不對(duì)稱，影響彈體兩側(cè)壓力的分布，進(jìn)而使彈丸產(chǎn)生一個(gè)側(cè)向力，我們通過(guò)控制微氣泡制動(dòng)的位置來(lái)調(diào)節(jié)側(cè)向力的方向，這里我們將其定義為升力。 從跨音速到超音速時(shí)，隨著馬赫數(shù)的增加阻力系數(shù)變小，到 Ma=3 時(shí)，達(dá)到最小值 氣泡長(zhǎng)度3 0 m m ，寬度2 m m ，高度1 m m ，個(gè)數(shù)3 ，不同攻角時(shí)，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 402581012 圖 氣泡結(jié)構(gòu)固定 ，不同 攻角 ,阻力系數(shù)隨 馬赫數(shù) 變化 圖 不同氣泡結(jié)構(gòu)對(duì)升力系數(shù)影響的分析 相似于彈丸阻力系數(shù)的表達(dá)式，彈丸的升力系數(shù) [3134]表達(dá)式為： SvRc yy 22?? (43) 式中， yR 為彈丸的升力， 2/2vq ?? 稱為速度頭或壓力頭，它是單位體積中氣體質(zhì)量的動(dòng)能； v 為彈丸相對(duì)于空氣的速度； ? 為空氣密度； S 為特征面積，取彈丸最大橫截面積，此時(shí) 4/2dS ?? 。由以下曲線 可以看出對(duì)于同一個(gè)模型 ，不同攻角的阻力系數(shù)隨隨馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)相似。從圖中又可以看出：當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)為 時(shí)所受到的阻力最大。都是隨著攻角的增大阻力系數(shù)變化不大，等值線接近水平。 阻力系數(shù)隨攻角的變化 圖 為 氣泡長(zhǎng)度 30mm，寬度 2mm，高度 時(shí)， 不同 馬赫數(shù) ，阻力系數(shù)隨 攻角 變化曲線圖。不同 氣泡數(shù)量 ， 圖 攻角為 12176。不同 氣泡數(shù)量 ， 圖 攻角為 5176。 當(dāng)攻角一定時(shí)，又可得出氣泡凸起數(shù)量越多，阻力系數(shù)越大。首先由亞音速到跨音速，隨著馬赫數(shù)增加阻力系數(shù)增大， 在 Ma= 時(shí) 阻力系數(shù)達(dá)到最大值 。 不同 數(shù)量 時(shí)，阻力系數(shù)隨 馬赫數(shù) 的變化曲線。、 8176。 馬赫數(shù)為0 . 8 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 15358馬赫數(shù)為1 . 0 3 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化0 2 4 6 8 10 12 14358 圖 Ma=， 不同 氣泡數(shù)量 ， 圖 =， 不同 氣泡數(shù)量 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 馬赫數(shù)為2 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 2 4 6 8 10 12 14358馬赫數(shù)為3 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 15358 圖 Ma=2， 不同 氣泡數(shù)量 ， 圖 Ma=3， 不同 氣泡數(shù)量 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化 圖 到圖 分別為 氣泡長(zhǎng)度為 30mm， 寬度 2mm， 高度 1mm， 攻角為0176。由 以下曲線對(duì)比看出馬赫數(shù)一定得情況下，不同 氣泡高度 的阻力系數(shù)隨攻角的變化趨勢(shì)相似。下面主要依據(jù) Fluent 算得的數(shù)據(jù)來(lái)得出不同 氣泡數(shù)量 對(duì)氣動(dòng)特性的影響，從而觀察阻力系數(shù)與不同 氣泡數(shù)量 之間的關(guān)系。不同 氣泡高度 ， 圖 攻角為 12176。不同 氣泡高度 ， 圖 攻角為 5176。從跨音速到超音速時(shí)，隨著馬赫數(shù)的增加阻力系數(shù)變小，到 Ma=3 時(shí)，達(dá)到最小值。 由以下曲線對(duì)比看出攻角一定得情況下，不同 氣泡高度 的阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)相似。、12176。、 5176。都是隨著攻角的增大阻力系數(shù) 增長(zhǎng) ， 比較四種馬赫數(shù)情況下的阻力系數(shù)增長(zhǎng)幅度， 馬赫數(shù)情況下，增長(zhǎng)幅度最大， 3 馬赫數(shù)情況下，增長(zhǎng)幅度最小，由此可以得出氣泡高度在低馬赫數(shù)時(shí)對(duì)彈丸阻力影響較大。 阻力系數(shù)隨攻角的變化 圖 到圖 分別為 氣泡長(zhǎng)度為 30mm， 寬度 2mm， Ma=、 、 3，不同 高度 時(shí)，阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線。不同氣泡寬度 ， 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化 圖 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化圖 不同氣泡高度時(shí)，阻力系數(shù)變化 通過(guò)改變 氣泡高度 觀察 彈丸 的氣動(dòng)特性， 控制氣泡凸起不同高度， 即 、1mm、 。不同 氣泡寬度 ， 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化 圖 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化圖 攻角為8 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42攻角為1 2 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42 圖 攻角為 8176。 攻角為0 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42攻角為5 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42 圖 攻角為 0176。首先由亞音速到跨音速，隨著馬赫數(shù)增加阻力系數(shù)增大， 在 Ma= 時(shí) 阻力系數(shù) 達(dá)到最大值 。 不同 寬度 時(shí)，阻力系數(shù)隨 馬赫數(shù) 的變化曲線。、 8176。 馬赫數(shù)為0 . 8 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 152馬赫數(shù)為1 . 0 3 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化0 5 10 152 圖 Ma=， 不同 氣泡寬度 ， 圖 Ma=， 不同 氣泡寬度 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 馬赫數(shù)為2 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 152馬赫數(shù)為3 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 152 圖 Ma=2， 不同 氣泡寬度 ， 圖 Ma=3， 不同 氣泡寬度 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻 角變化圖 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化 圖 到圖 分別為 氣泡長(zhǎng)度為 30mm， 高度 1mm， 攻角為 0176。由以下曲線對(duì)比看出馬赫數(shù)一定得情況下，不同 氣泡寬度 的阻力系數(shù)隨攻角的變化趨勢(shì)相似。下面主要依據(jù) Fluent 算得的數(shù)據(jù)來(lái)得出不同 氣泡寬度 對(duì)氣動(dòng)特性的影響，從而觀察阻力系數(shù)與不同 氣泡寬度 之間的關(guān)系。 40mm 氣泡長(zhǎng)度時(shí)阻力最大，也是因?yàn)橛L(fēng)面投影面積最大，所受空氣阻力最大的原 因所致。從跨音速到超音速阻力系數(shù)下降，在 Ma=3 時(shí)，阻力系數(shù)最小。 不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 圖 攻角為 12176。不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 圖 攻角為 5176。 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化 圖 到圖 為氣泡寬度 2mm、高度 1mm、數(shù)量 3 個(gè)， Ma=、 、 3，不同 氣泡長(zhǎng)度 時(shí)，阻力系數(shù)隨 馬赫數(shù) 的變化曲線。時(shí)， 氣泡長(zhǎng)度 為 40mm的阻力系數(shù)分別為 、 、 ，可見(jiàn) 長(zhǎng)度為 40mm 的 阻力系數(shù) 最大， 長(zhǎng)度為20mm 的 阻力系數(shù) 最小，并且都是以 1:1 的比例趨勢(shì)增長(zhǎng)。之所以隨 氣泡長(zhǎng)度 的增大，阻力系數(shù)越大，是因?yàn)?氣泡長(zhǎng)度 越大，其迎風(fēng)的投影面積就越大，即所受空氣阻力就越大。 馬赫數(shù)為0 . 8 ，不同氣泡長(zhǎng)度，阻力系數(shù)隨攻角的變化0 5 10 15203040馬赫數(shù)為1 . 0 3 ，不同氣泡長(zhǎng)度，阻力系數(shù)隨攻角的變化0 5 10 15203040 圖 Ma=， 不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 圖 Ma=， 不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 馬赫數(shù)為2 ，不同氣泡長(zhǎng)度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 15203040馬赫數(shù)為3 ，不同氣泡長(zhǎng)度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 15203040 圖 Ma=2， 不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 圖 Ma=3， 不同 氣泡長(zhǎng)度 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 由以上曲線對(duì)比看出馬赫數(shù)一定 的 情況下，不同 氣泡長(zhǎng)度 的阻力系數(shù)隨攻角的變化趨勢(shì)相似。 Ma飛行馬赫數(shù)， scvMa /? ， sc 為聲速。 不同氣泡結(jié)構(gòu)對(duì)阻力系數(shù)影響的分析 彈丸的空氣阻力 [3134]，在超音速與跨音速時(shí)，包括摩阻、渦阻和波阻三個(gè)部分；而在亞音速是則沒(méi)有波阻。 第 4 章 制動(dòng)彈丸的氣動(dòng)布局分析 通過(guò)前面的微氣泡陣列在彈體頭錐內(nèi)集成的設(shè)計(jì)，及微氣泡薄膜變形位移仿真，利用流體力學(xué)軟件對(duì)微氣泡作用下的彈丸氣動(dòng)力特性進(jìn)行分析，包括阻力、升力等。原彈型和制動(dòng)彈丸的繞流流場(chǎng)速度云圖，與超音速和跨音速速度云圖比較可以看出，氣體流速的變化。原彈型和制動(dòng)彈丸的繞流流場(chǎng)壓力云圖，亞音速時(shí)激波強(qiáng)度較弱，這是因?yàn)閬喴羲贂r(shí) 彈丸所受到得阻力主要是摩阻和渦阻。 但是與超音速圖 和 條件下的 速度云圖比較 ， 速度云圖曲線更加接近圓形并且更遠(yuǎn)。 圖 原彈型跨音速壓力云圖 圖 制動(dòng)彈跨音速壓力云圖 圖 原彈型跨音速速度云圖 圖 制動(dòng)彈跨音速速度云圖 如圖 和 分別是 Ma= 攻角為 0176。原彈型和制動(dòng)彈的壓力云圖， 如圖可見(jiàn)與超音速時(shí)曲線類似 ，彈頭都產(chǎn)生高壓區(qū)， 微氣泡 周圍有壓力集中，彈尾部形成漩渦有渦流區(qū)，有激波形成。制動(dòng)彈丸頭部和原彈型頭部對(duì)比，由于微氣泡對(duì)彈丸頭部氣流的影響，制動(dòng)彈丸頭部速度曲線有較強(qiáng)的擾動(dòng)。 圖 和圖 分別為原彈型和制動(dòng)彈在 Ma= 攻角為 0176。 當(dāng)微氣泡制動(dòng)器在彈體頭部作用時(shí)，制動(dòng)彈丸壓力云圖如圖 所示，與圖 的對(duì)比可以看出，彈體頭部產(chǎn)生 的附體激波增強(qiáng)，微氣泡迎風(fēng)面有壓力集中。當(dāng)超音速外流到達(dá)彈體底部時(shí)， 氣流隨著壓力和流動(dòng)方向的調(diào)整在彈底處產(chǎn)生尾激波。 圖 原彈型超音速壓力云圖 圖 制動(dòng)彈超音速壓力云圖 圖 原彈型超音速速度云圖 圖 制動(dòng)彈超音速速度圖 圖 時(shí) Ma= 攻角為 0176。 超音速模擬對(duì)比 如果彈丸在超音速飛行時(shí)，除尾部有大量旋渦外，在彈頭部與彈尾部附近有近似為錐形的、強(qiáng)烈的壓縮空氣層存在，這就是空氣動(dòng)力學(xué)所說(shuō)的激波（在彈道 學(xué)中把彈頭附近的激波叫彈頭波，彈尾附近的激波叫彈尾波 ） [38]，此時(shí)空氣阻力突然增大。； （ 3） 氣泡長(zhǎng)度為 ： 20mm、 30mm、 40mm； （ 4） 氣泡寬度為 ： 、 2mm、 ； （ 5） 氣泡高度 為： 、 1mm、 ； （ 6） 氣泡個(gè)數(shù) 為： 8； 制動(dòng)彈繞流流場(chǎng)數(shù)值模擬 空氣的流動(dòng)狀態(tài)一般難以直接觀察，采用 Fluent 軟件仿真是將空氣的流動(dòng)轉(zhuǎn)化為曲線的形式繞流流場(chǎng)來(lái)顯示。、 10176。、 5176。 仿真分析條件 主要通過(guò)以下幾個(gè)方面來(lái)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)仿真分析： （ 1）來(lái)流馬赫數(shù)為 : 、 、 、 ； （ 2）彈丸攻角為： 0176。 (4) 求解時(shí)設(shè)置壓力項(xiàng)的松弛因子為 、湍動(dòng)能與湍流耗散率項(xiàng)的松弛因子為、密度與質(zhì)量力項(xiàng)為 1。 (2) 制