制导炮弹大攻角范围气动特性的计算分析
制导炮弹总体气动设计和性能计算概述
制导炮弹总体气动设计和性能计算概述作者：韩立斌刘士伟来源：《科学与财富》2020年第27期摘要：精确制导技术，增程技术、小型化与模块化技术的应用以及低成本控制等未来战争对制导炮弹的技术要求。
针对增程型制导炮弹，概述了目前总体气动设计和性能计算方面的研究现状，以期为制导炮弹的研究提供参考。
关键词：制导炮弹;增程技术;总体设计一、制导炮弹发展历程制导炮弹是在制导技术、微电子技术以及空气动力学等基础上发展而来的新型炮弹。
相对于常规炮弹，制导炮弹具有命中率高、可打击静态和动态目标的优点，相对于制导导弹，则具有携弹量大、布置灵活以及低成本等优点[1]。
根据应用情景不同，制导炮弹分为陆军火炮制导炮弹、制导迫击炮弹[2]、制导火箭弹以及舰炮制导炮弹[3]等。
美国和前苏联最初研发陆军火炮制导导弹，分别研发出采用激光半主动制导的“铜斑蛇”和“红土地”。
后续采用INS/GPS复合制导方式，涌现出“神剑”火炮制导炮弹以及“ERGM”、“鹈鹕”和“火山”等舰炮制导炮弹，射程由早期激光半主动制导炮弹的20公里提高到50公里以上。
美国、俄罗斯、瑞典和以色列将不同的制导技术应用在常规迫击炮弹上，研发出光电/ 红外制导的“XM386”迫击炮弹、半主动激光制导的“晶面”、“勇敢者”和“LGMB”迫击炮弹等[2]。
为了适应未来高科技战争的需求，对制导炮弹提出了更高技术要求，包括精确制导技术，增程技术、小型化与模块化技术以及低成本控制等。
目前常用的增程技术包括底排增程、冲压增程、滑翔增程以及复合增程等。
以冲压- 滑翔复合增程技术为例，炮弹以超声速发射出炮口，尾翼展开稳定弹体，流入进气道的气流与燃烧室燃料混合燃烧，产生的高温、高压气体由尾喷口喷出，从而弹体迅速加速，为冲压阶段;燃料燃烧结束后，头部进气口封闭，炮弹像常规炮弹一样爬升，为爬升飞行阶段;在炮弹到达弹道顶点附近，鸭翼弹出用来修正飞行弹道，为滑翔阶段。
弹体总体气动设计、进气道流场特性和鸭翼气动效率等直接决定制导炮弹性能，下面概述增程制导炮弹设计和计算方面的研究现状。
攻角对某超口径尾翼稳定弹丸气动特性的影响
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]。
鸭式制导炮弹气动布局参数设计方法研究
Ｄｅｉｎ Ｍｅｈ ｄ ｆｒＣ ｎ ｒ ｉｅ ｒｊｃｉ ｓｇ ｔ ｏ ｏ ａ ａ ｄ Ｇｕｄ ｄ Ｐ ｏ ｔ ｅ ｅ ｌ
ＣＨＡＮＧ ｉ ａ ｇ Ｓｊ ｎ ．ＷＡＮＧ ｈ ｎ ｙ ａ ｉ Ｚ ｏ ｇ ｕ ｎ ，ＷＥＩＷ ｅ ｉ ．Ｗ ＥＩＤｏ ｇ ｕ 。 ｎ ｈ ａ
ｂｙ ｕ ｉ ｓｎｇ ＦＣＥＭ ． Ｅｘａ ｐｌ ｅ ｕ ｔ ｈｏ ｔ ｔｔ ｓ ｍ ｅ ｈｏ ｓ ｐ ａ ｔｃ ｂ ｌｔ ｎｄ ｇｅ ｒ ｌｔ ｍ ｅ ｒ ｓ ｌｓ ｓ ｗ ｈａ ｈｉ ｔ ｄ ｈａ ｒ ｃ ｉａ ｉｉｙ ａ ｎｅ ａ ｉｙ．
Ｋｅ ｗｏ ｄ ： ｕｄ ｄ ｐ ｏｅ ｔｌ；ｃ ｎ ｒ ｏ ｆｇ ｒ ｔ ｎ；ａ ｒｄ ｎ ｍｉ ｏ ｆｇ ｒ ｔ ｎ ｄ ｓｇ ｙ ｒ ｓ ｇ ｉｅ ｒｊｃｉ ｅ ａ ａ ｄｃ ｎ ｉｕａ ｉ ｏ ｅ ｏ ｙ ａ ｃｃ ｎｉ ｕａ ｉ ｅｉｎ；ｆｚ ｙ ｏ ｒｈ ｎ ｉｅｅ ａｕ ｔ ｎ ｏ ｕ ｚ ；ｃ ｍｐ ｅ ｅ ｓｖ ｖ ｌａｉ ｏ
导炮 弹为 对象 ， 算 并 分 析 了其 气 动 特 性 ； 过 计 通
０ 引 言
随着 现 代 战争对 弹药精 度 要 求 的不 断 提 高 ， 各类 制 导炮 弹成 为 当前 兵 器领 域 的研 究 热 点 ， 而 气 动布 局 设 计 则 是 该 类 弹 药 研 究 的首 要 问题 。
常 思 江 ，王 中原 ，魏 伟 ，卫 东华
（ １南 京 理 工 大 学 动 力 工 程 学 院 ， 京 南 ２０９ ； １０ ４ ２黑 龙 江 北 方 工 具 有 限公 司 南 京 中心 ・ 京 南 ２０９） １０ ４ 摘 要 ： 对 一 对 鸭 舵 的 制 导 炮 弹 ， 出 采 用 模 糊 综 合 评 判 方 法 进 行 气 动 布 局 参 数 设 计 。 选 用 一 套 气 动 力 快 针 提 速估算方法计 算了制导炮 弹的气动特性 ， 析了气动布局参数对气动特性 的影响 ； 分 建立 了 有 控 弹 道 模 型 ・ 在 并
杀爆弹空气动力特性分析和弹道计算
杀爆弹空⽓动⼒特性分析和弹道计算综合课程设计（B2）任务书⼀、设计题⽬：59式130mm杀爆弹空⽓动⼒特性分析和弹道计算⼆、已知条件： 1 结构尺⼨（见附图）2 弹丸直径D=130mm3 弹丸初速v0 = 930m/s；弹丸总长度615=L mm4 弹丸射⾓045θ=?5 弹丸质量m =33.4 kg6 弹丸转动惯量⽐J y/J x=0.00093kg2m/0.00008kg2m=11.67 ⽕炮缠度η=29.5(d)8引信为DRL07A，外露长度58mm，质量045kg, 旋⼊弹体深度29mm, ⼩端直径为8mm;9 弹丸质⼼位置（距弹底）X=234.6mm;10弹体材料D60三、设计要求： 1 ⽤AUTOCAD绘制弹体零件图和半备弹丸图2 对弹丸结构进⾏空⽓动⼒特性分析3 利⽤所学⽅法进⾏弹丸空⽓动⼒参数计算4 根据弹丸空⽓动⼒参数进⾏弹道计算5 进⾏弹道飞⾏稳定性计算6 总结分析计算结果7 撰写课程设计说明书学⽣签名：⽇期：年⽉⽇课程设计（论⽂）评语及成绩评定指导教师评语：评分_______ 指导教师（签字）_______________ ________年____⽉____⽇课程设计（论⽂）及答辩评分：1．学⽣⼯作态度和平时表现（共20分）__________；2．论⽂格式规范、语⾔流畅（共20分）__________；3．数据完整、分析论述充分合理，结论正确（共20分）__________；4．答辩表述能⼒（共20分）__________；5．基本概念及回答问题情况（共20分）_________。
课程设计总成绩______ 答辩组成员（签字）_______________ _____年___⽉__⽇⽬录1 绘制弹体零件图和半备弹丸图 (1)2 弹丸结构空⽓动⼒特性分析 (2)2.1旋成体的⼏何参数及外形 (2)2.2作⽤于弹丸的空⽓动⼒和⼒矩 (3)2.2.1作⽤于弹丸的空⽓动⼒及空⽓动⼒的分析 (3)2.2.2作⽤于弹丸的空⽓动⼒矩及其分析 (4)3 弹丸空⽓动⼒参数计算 (5)3.1摩擦阻⼒系数的计算 (5)3.1.1雷诺数的计算 (5)3.1.2Ss/S的计算 (5)3.1.3计算马赫数（Ma） (6)3.1.4旋转弹丸的摩阻系数的计算 (6)3.2涡阻系数的计算 (6)3.2.1涡阻系数的计算 (7)3.3波阻系数的计算 (7)3.3.1弹头部波阻系数的计算 (7)3.3.2弹尾部波阻系数的计算 (7)3.3.3波阻系数的计算 (7)3.4阻⼒系数的计算 (8)3.5各阻⼒所占百分数的计算 (8)3.6弹形系数及弹道系数的计算 (8)3.6.1计算弹形系数 (8)3.6.2计算弹道系数 (9)4弹道诸元的计算 (10)5飞⾏稳定性的计算 (12)5.1陀螺稳定性的计算 (12)5.1.1翻转⼒矩特征数Kmzo的计算 (13)5.1.2阻质⼼矩的计算 (13)5.2追随稳定性的计算 (14)5.2.1对H(ys)的计算 (14)5.2.2 vs的计算 (15)5.2.3Kmz(Ms）的计算 (16)6计算结果分析 (17)6.1弹丸空⽓动⼒参数计算结果分析 (17)6.1.1摩阻系数分析 (17)6.1.2涡阻系数分析 (17)6.1.3波阻系数分析 (17)6.2弹道计算结果分析 (17)6.2.1弹形系数分析 (17)6.2.2弹道系数分析 (18)6.2.3空⽓弹道分析 (18)6.3弹丸飞⾏稳定性计算结果分析 (18)7结束语 (19)8参考⽂献 (20)附图1附图21 绘制弹体零件图和半备弹丸图1.据任务书所提供的弹体结构简图和尺⼨，运⽤AutoCAD绘制130mm的杀爆弹弹体零件图和半备弹丸图（附图1，附图2），标出相关尺⼨，以便于识图和计算。
弹性变形对大口径炮弹气动特性影响的靶道试验
弹性变形对大口径炮弹气动特性影响的靶道试验弹性变形是指材料在受到外力作用时，能够发生一定程度的变形，而在外力消失后，又能够恢复到原先的形态。
这种性质对于大口径炮弹来说非常重要，因为在飞行过程中会遭受到各种不同的风力和空气阻力的影响，而弹体在受到这些影响时，必须能够发生一定的弹性变形，从而保证其飞行稳定性和飞行精度。
为此，本文将介绍一项涉及弹性变形对大口径炮弹气动特性影响的靶道试验。
该试验选用了一种重载口径为155毫米的大口径炮弹样本，采用高速摄像机和风洞实验器等工具，并在靶道上进行了多次试验。
试验时，研究人员通过改变弹体外形、表面处理和弹体材料等因素，分别对大口径炮弹的气动特性进行了研究。
试验中主要考察了以下三个方面的问题：首先，研究人员着重考虑了弹体的变形对飞行精度的影响。
为此，设计了不同变形形态的弹体模拟器，并对其进行了飞行模拟试验。
结果显示，弹体变形程度的大小和形态的不同，对弹体的飞行精度产生了不同程度的影响。
可以发现，随着弹体变形程度的增大，弹体的飞行精度会逐渐降低，但是在一定限度内，适当的弹体变形对于飞行稳定性的提高是非常有益的。
其次，针对弹体表面的几何形态特性进行了深入研究。
在试验中，将弹体表面处理成不同的形态，并分别进行试验。
结果表明，适当的弹体表面形态和几何形态特征，能够有效地改善炮弹的气动特性，减小炮弹的阻力，提高炮弹的速度和射程，从而提高炮弹的作战效能。
最后，研究了弹体材料对于炮弹气动特性的影响。
在试验中，使用了不同种类的材料进行弹体模拟试验。
结果表明，弹体所采用的材料对于飞行稳定性和飞行精度有着重要的影响。
一些材料能够有效地降低飞行时的气动阻力和空气摩擦力，从而提高飞行速度和射程，同时也能够保证弹体在飞行过程中具有较好的抗振性和抗裂性能。
综上所述，这项弹性变形对大口径炮弹气动特性影响的靶道试验，通过对炮弹飞行过程中的弹体变形、表面处理以及材料特性等方面进行详细的研究，对大口径炮弹的飞行稳定性和飞行精度优化与提高方面具有重要的意义。
激光制导炸弹爆炸范围的数值模拟与分析
激光制导炸弹爆炸范围的数值模拟与分析激光制导炸弹是现代战争中使用较为普遍的一种武器。
它利用精确的激光瞄准技术，可以精确打击目标，减少误伤和附带伤害。
爆炸范围是一个非常关键的参数，它可以直接影响到炸弹的杀伤力和使用效果。
本文将运用数值模拟与分析的方法，对激光制导炸弹的爆炸范围进行探讨。
首先，我们需要了解激光制导炸弹的工作原理。
激光制导炸弹在投放时，通过精确的激光瞄准系统，将炸弹引导到目标上方。
当炸弹与目标距离合适时，引信引爆炸药，形成爆炸效果。
爆炸产生的高温和高压气体，以及破片、冲击波等杀伤因素，构成了炸弹的杀伤机制。
为了模拟和分析激光制导炸弹的爆炸范围，我们可以采用计算流体力学（CFD）的方法。
CFD是一种通过对流体流动和变化进行数值模拟的方法。
在这里，我们可以将爆炸后产生的气体流动视为一个流体流动问题，利用CFD模拟软件进行模拟和分析。
在进行模拟前，我们需要收集一些相关的参数和数据。
首先是炸弹的类型和规格，包括重量、长度、直径和炸药的种类和量。
其次是爆炸环境的参数，如大气压力、温度和湿度等。
最后是目标的性质和距离，包括目标的大小、材质和距离等。
这些参数将直接影响到模拟结果的准确性和可靠性。
在进行数值模拟时，我们需要建立一个适当的模型。
首先是炸药的爆炸模型，可以采用爆炸当量法或半经验公式来描述炸药的爆炸特性。
其次是炸弹的几何模型，可以采用三维几何模型来表示炸弹的形状和大小。
最后是目标的模型，可以采用简化的模型或真实的模型来表示目标的形状和构造。
通过对模拟软件的设置和参数调整，我们可以进行激光制导炸弹的爆炸范围模拟。
在模拟过程中，软件将计算出爆炸后气体的流动速度、压力、密度等参数，并继续模拟气体的扩散和变化过程。
通过分析这些参数的变化，我们可以得到炸弹爆炸范围的数值结果。
除了数值模拟，我们还可以进行一些理论分析。
例如，可以采用炸药的爆炸当量和目标的抵抗能力等参数，结合目标的性质和距离，计算出炸弹的杀伤半径和损害范围。
制导炸弹大落角攻击弹道度研究
第３ ５卷
第 ３期
四 川 兵 工 学 报
２ ０ １ ４年 ３月
【 武器装备理论与技术】
ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． １ １ ８ ０ ９ ／ ｓ ｃ ｂ ｇ ｘ ｂ ２ ０ １ ４ ． ０ ３ ． ０ １ ６
图 ２ 过载指令 （ 重力补偿 ）
３ 应 用 仿 真 研 究
３ ． ｉ 带 过 重 力 补 偿 的 比例 导 引仿 真 研 究
由表 １ 、 网 ２可得 ， 重力 补偿增 加了落角 ， 并且 随着重 力 补偿系数 的增大 ， 落角也增大 ； 采用 同一过重 力补偿 系数 ， 投
文献 ［ ２ ］ 中介 绍 了过 重力 补偿 比例 导 引律参 数设 计 方
中图分类号 ： Ｔ Ｊ ７ ６ ５ ． ３ 文献标识码 ： Ａ 文章编号 ： １ ０ ０ ６—０ ７ ０ ７ （ ２ ０ １ ４） ０ ３— ０ ０ ５ ５一 Ｏ ３
Ｔ ｒ ａ ｊ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｙ ｏ ｎ Ｂ ｉ ｇ Ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ Ａｎ ｇ ｌ ｅ ｏ ｆ Ｇｕ ｉ ｄ ｅ ｄ Ｂ ｏ ｍｂ
Ｓ ＨＩ Ｙａ — ｒ ｕ ｉ ．ＲＥＮ Ｃｈ ｕ ａ ｎ
（ １ ． Ｓ ｃ ｈ ｏ ｏ ｌ ｏ ｆ Ａ ｅ ｒ ｏ ｓ ｐ ａ ｃ ｅ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ ０ ８ １ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ；
引制导律的作 用使 弹 道 向 回拉 ， 造 成 弹 道 末 段 弹 道 倾 角 增
大攻角机翼的气动弹性计算方法
大攻角机翼的气动弹性计算方法
叶正寅;赵令诚;杨永年
【期刊名称】《航空学报》
【年(卷),期】1990(000)001
【摘要】本文利用大攻角带分离流机翼的完全非定常非线性气动力计算方法,通过与机翼运动方程的同时求解,在时间域内实现了大攻角机翼非线性气动弹性的数值模拟,根据弹性机翼各种状态下的运动过程,可以得到大攻角机翼的颤振速度等重要参数以及亚临界、超临界等飞行状态的运动规律。
算例结果表明,大攻角下机翼的气动弹性问题需引起足够的重视。
【总页数】1页(P31)
【作者】叶正寅;赵令诚;杨永年
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
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超远程制导炮弹气动特性及仿真分析
超远程制导炮弹气动特性及仿真分析
刘海涛;王旭刚;柳文安
【期刊名称】《兵器装备工程学报》
【年(卷),期】2022(43)5
【摘要】对一种大口径超远射程的制导炮弹开展动力学分析及仿真研究。
设计了一种鸭式布局制导炮弹,进行了气动力计算,针对其射程远、飞行高度高的特点建立了六自由度刚体动力学模型,进行了静稳定性、操纵性、固有频率的计算,根据最大升阻比飞行对应的舵偏角变化规律设计滑翔弹道。
仿真结果表明在无控飞行状态下制导炮弹射程达到280 km,采用最大升阻比滑翔飞行射程达到420 km。
本文的研究成果可以为超远程制导炮弹的使用和研制提供参考。
【总页数】6页(P132-137)
【作者】刘海涛;王旭刚;柳文安
【作者单位】南京理工大学能源与动力工程学院;淮海工业集团
【正文语种】中文
【中图分类】TJ399
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1.末制导炮弹末制导段外流场气动仿真
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3.多尾翼式高超声速制导炮弹气动布局设计与特性分析
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导弹型号气动估算概述
战术导弹的气动工程估算一、气动工程估算概述当飞行器以一定的速度在大气中运动时，外表面各部分都会受到空气动力的作用，这些空气动力的总和就是飞行器总的空气动力。
空气动力的大小取决于飞行器外形结构、飞行速度、飞行姿态以及环境大气条件。
空气动力的作用对飞行器射程、飞行稳定性，以及散布特性产生重大的影响，因此，在设计过程中必须充分考虑作用在飞行器上的空气动力。
飞行器气动计算是飞行器设计中很重要的工作之一，为后面各部分的设计提供重要的数据支持，是飞行器设计得以顺利进行的重要保障。
在中小型战术导弹设计的初始阶段，最重要的空气动力特性参数有三个:阻力系数、升力系数、压力中心系数。
精确的空气动力数据必须由风洞实验测得，但在飞行器设计初始阶段，具体参数还没有完全确定，无法进行风洞实验，在总体结构参数基本确定的情况下，利用各种理论计算、经验公式以及实验曲线或数表等工程估算方法，可以较快速地得到导弹的空气动力和操作稳定特性，因此工程估算方法广泛应用于导弹初步设计阶段。
本节课讲述的工程估算方法的理论依据是飞行器部件空气动力学，飞行器部件空气动力学于20世纪50年代随着无人飞行器（主要是各种战术武器）的研究而广泛应用。
国内比较有影响的著作：肖业伦等人翻译、国防工业出版社1964年出版的前苏联人A.A.列别捷夫和契尔诺波洛夫金编著的《无人驾驶飞行器的飞行动力学》，而其中的部分方法和数据是基于美国人当时公开出版的理论和实验著作。
国内相当多的文献和著作参考了该书内容。
工程估算方法的基本思想为将飞行器分解成各个部件，如弹身、弹翼、尾翼等，而弹身又分为弹头、中间圆柱段、尾部等，分别计算各个部件的气动数据，再考虑各个部件间的相互影响，最后得到所要求的气动数据。
二、基于部件空气动力学的气动工程估算2.1明确弹体径向配置、气动布局、获取弹体基本参数；气动计算中常用的基本参数：弹体最大直径；弹体圆柱部直径；弹底截面直径；头部圆锥半角；弹体长度；弹体头部长度；弹体圆柱部长度；弹体尾部长度；翼梢弦长；翼根弦长；尾翼展长；尾翼翼型最大厚度；前缘后掠角；后缘后掠角；尾翼翼型最大厚度位置；气动计算中常用的导出参数：全弹长细比；头部长细比；圆柱部长细比；尾部长细比；弹体横截面积；弹体侧表面面积；尾翼展弦比；对尾翼平面投影面积；尾翼平均几何弦长；根梢比；翼型相对厚度；平均空气动力弦；与升力面相关的常用概念：前缘:尾翼最靠前的边缘；后缘:尾翼最靠后的边缘；侧缘:平行于对称轴的边缘；翼根:尾翼上靠近弹体的部位；翼稍:尾翼上远离弹体的部位；翼展:尾翼的两侧缘之间的距离2.2采用工程估算方法计算导弹的气动参数首先整理所需的估算方法，编写程序计算导弹各项气动系数，其中有大量数据需要查阅图表，具体做法为先将图表中数据数字化，生成不同维数的插值表，然后进行插值计算。
某型末制导炮弹惯导段弹道对气动参数灵敏度分析
ｍ ｔ ｄ ｔ ｇｉ ｔｅｓｎｉｖ ｙｏ ｅａｒｄｎ ｍ ｃｐ ｒ ｅ ｒ Ｔ ｅｒ ｕｔ ｓｏ ａ ｔｉ ｍｅ ｏ ａ ｅ ｏ ｅｔ ｅ ｓ ｉ ｔ ａａ ｓ ｆ ｈ ａ ｃ ｒ ｅ ｏ ． ｏ ａ ｅ ｓ ｉ ｔ ｆ ｈ ｅｏ ｙ ａ ｉ ａ ｍ ｔ ． ｈ ｓｌ ｈ ｗ ｔ ｔ ｈ ｔ ｄｃｎ ｗ ｌ ｓ ｖ ｅｓｎｉｖ ｙ ｎ ｌ ｉ ｏ ｉ ｔ ｊ ｔ ｙ ｈ ｎｈ ｔ ｉ ｔ ａ ｅ ｅ ｓ ｈ ｓ ｈ ｌ ｌ ｈ ｔｉ ｙ ｓ ｔｓ ｒ ｅ ｏ ，
摘要： 目前的 灵敏度 分析 往往 需要依 赖 于 某种 寻优 算 法， 求 目标 函数 能求取 偏 导数 。而 末制 导炮 弹左右 舵 片上 的控 制力是 突变的 ， 并要 无法 对 其求取 偏导 数 。为解 决这 个 １题 并保 证灵敏 度 分析精 度 ， 文提 出用解 析 法与有 限 差分 法法有 机 结合 的方 法对 气动 参数进 行灵 敏度 分析 。结 ９ 本 果表 明， 该方 法能很 好 的解 决 了该 弹道 灵敏度 分析 问题 ， 分析速 度 快 、 度 高。 且 精
ａ ｄ ｔｅ ａ ａｙ ｉ ｓｆｓ ｎ ｒ ｃｓｏ ． ｎ ｈ ｎ ｓｓｉ ａ ｔａ ｄ ｐ ｅ ｉｉｎ ｌ
关键 词 ： 末制导 炮 弹； 气动 参数 ； 灵敏 度
Ｋ ｅ ｒ ｓ ｅｍｉａ ｉａ ｃ ｒｊ ｃｉ ａ ｒ ｄ ｎａ ｃ ｐ ｒｍｅｅ ； ｅ ｓｔ ｉ ｙ ｗｏ ｄ ：ｔｒ ｎ ｌｇ ｄ ｎ ｅ ｐｏ ｔｅ； ｅ ｏ ｙ ｍｉ ａ ａ ｔｒ ｓ ｎ ｉｉ ｔ ｕ ｅ ｌ ｖｙ
多尾翼式高超声速制导炮弹气动布局设计与特性分析
多尾翼式高超声速制导炮弹气动布局设计与特性分析摘要：设计了一种采用“一”字平面鸭舵的尾翼式制导炮弹气动布局，并针对其高超声速特性进行了适配的气动参数计算。
炮弹头部采用阻力较小的冯卡门形母线，长度为口径d的3.5倍，弹身中段为长5d的圆柱段，尾部长3d，收缩比0.8；设计了八片尾翼的稳定结构，为减小气动热，钝化了头部鼻尖及翼前缘，分析并计算了弹翼的安装位置、面积及几何尺寸；利用牛顿理论对该制导炮弹的高超声速气动特性进行工程计算，获得升力系数、阻力系数、静稳定系数等相关气动参数。
结果表明：本文设计的高超声速制导炮弹的气动布局具有良好的高超声速特性及可控性，满足设计要求。
研究结果可为高超声速制导炮弹总体设计提供参考。
关键词：高超声速；制导炮弹；气动布局；牛顿理论；工程计算近年来一些高超声速武器，如电磁炮[1]、电热化学炮[2]等，利用特殊的发射技术，将弹丸发射到5马赫以上，实现了高超声速和远程飞行，具有飞行高度高、飞行速度快、飞行空域广的特点，已成为当前军工领域的研究热点。
但由于受发射方式和体积等诸多条件的约束，其飞行控制能力受到限制，给炮弹完成战斗技术指标带来了困难。
因此，根据其发射方式、飞行特点等要求，进行气动布局设计、寻求适配的气动力工程算法并获得其气动参数，成为高超声速制导炮弹实现远程精确打击的关键一步。
目前，国内外已有众多研究机构对高超声速炮弹开展了理论和试验研究，包括其气动外形和气动特性等。
国外学者Agnone和Zakkay[3]分析了尾椎对高超声速炮弹的飞行特性以及气动参数的影响，为高超声速炮弹的气动布局设计提供了借鉴思路；Stuart McIlwain等[4]对高超声速飞行下弹翼的空气动力学特性做出了研究，得出了弹翼表面阻力系数及热流畅情况，对高超声速弹翼的设计作出了理论参考。
A D Dupuis和J A Edwards[5]利用飞行试验和仿真计算，研究了“锥—柱—裙”组合体气动外形的高超声速布局，并讨论了其气动特性和热流畅情况；吕水燕、张传侠等[6]通过数值模拟获得了高超声速下双椭球体经典模型的热流密度，为高超声速飞行器的热流计算提供了重要参考；孙祥程、葛畅[7]采用基于RANS 的CFD数值计算方法，开展了高超声速翼型的气动特性设计与研究，并设计了两种具有更加优良的低速、跨声速气动特性的高超声速翼型。
攻角对某超口径尾翼稳定弹丸气动特性的影响
Ｉ ｎ ｌｕ ｆ ｅ ｎ ｃ ｅ ｏ ｆ Ａｔ ｔ ａ ｃ ｋ Ａｎ ｇ ｌ ｅ ｏ ｎ Ａｅ ｒ ｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ Ｃｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ｏ ｆ ａ
Ｓ ｕ ｐ ｐ ｅ ｒ Ｃ ａ ｌ ｉ ｂ ｅ ｒ Ｆ ｉ ｎ Ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｚ ｅ ｄ Ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ
第３ ５卷 第 ４期 ２ ０ １ ５年 ８ 月
弹
箭
与
制
导
学
报
Ｖｏｌ ＿ ３ ５ Ｎｏ ． ４ Ａｕ ｇ ２ ０１ ５
Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎ ｌ ａ ｏ ｆ Ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｓ ， Ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｓ ， Ｍｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ ｓ ａ ｎ ｄ Ｇ ｕ ｉ ｄ ａ ｎ ｃ ｅ
ｇ ｕ ｎ ， ｐ ｒ ｏ ｖ ｉ ｄ ｉ ｎ ｇ ｒ ｅ ｆ ｅ ｒ ｅ ｃ ｅ ｓ ｆ ｏ ｒ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ ｂ ａ ｌ ｌ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｃ ｏ ｎ ｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｆ ｕ ｚ ｅ ， ｔ ｈ ｅ ａ ｅ ｒ ｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｉ ｒ ｓ ｔ ｉ ｃ ｐ ａ ｒ ａ ｍ ｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｗ ｅ ｒ ｅ ｇ ｏ ｔ ｂ ｙ Ｆ Ｌ Ｕ Ｅ Ｎ Ｔ ．Ｔ ｈ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｓ ｈ ｏ ｗ ｓ ｔ ｈ ａ ｔ ｑ ｕ ａ ｄ ｒ ａ ｔ ｉ ｃ ｆ ｕ ｎ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ａ ｎ ｂ ｅ ｕ ｓ ｅ ｄ ｔ ｏ ｄ ｅ ｓ ｃ ｒ ｉ ｂ ｅ ｔ ｈ ｅ ｄ ｒ ａ ｇ ｃ ｏ ｅ ｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎ ｔ ｏ ｆ ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｖ ａ ｒ ｙ ｉ ｎ ｇ ｗ ｉ ｔ ｈ ａ ｔ ｔ ａ ｃ ｋ ａ ｎ ｇ ｌ ｅ
导弹气动特性计算_力矩特性
动质心位置或者安装自动驾驶仪。
如果导弹相对于坐标平面x1oz1是对称的，同时忽略 推力和燃气舵对俯仰力矩的影响，则
导弹力矩特性的计算
mZ mZ
式中 若引入 则
mZ С ( xT x d ) y
mZ mZ С mZ y α xT x d C y C y
导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算导弹力矩特性的计算
第四章 导弹力矩特性的计算
导弹力矩特性的计算
作用于导弹上的空气动力矩M沿着弹体坐标系分
m C m
С
Z
y
Cy Z
通常称 mZ y 为导弹的纵向静稳定系数，用以衡量导弹的纵 向静稳定程度。
导弹力矩特性的计算
导弹力矩特性的计算
如上图所示， 当 mZ 0 或 mZ y 0 时，空气动力矩Байду номын сангаас作用是使导弹具有 回复到原来的平衡状态的趋势，导弹是静稳定的；
С
当 m 0 或 m 0 时，空气动力矩的作用是使导弹具有 偏离原来的平衡状态的趋势，导弹是静不稳定的；
Z С 当 mZ 0 或 mZ y 0 时，导弹是中立稳定的。
Сy Z
导弹力矩特性的计算
§2 滚转力矩系数 （自 学）
导弹力矩特性的计算
§3 马格努斯效应（ Magnus Effect ） 19世纪的德国物理学家马格努斯所发现，所以称为 “马格努斯效应” 。
导弹力矩特性的计算
导弹力矩特性的计算
Z mZ1 mZ10 mZ1 mZ1 1Z1
迫击炮弹空气动力特性攻角系数数值研究
迫击炮弹空气动力特性攻角系数数值研究
杨翔;王雨时;闻泉
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2014(034)002
【摘要】为了系统研究追击炮弹的攻角系数,给迫击炮弹引信弹道炸分析提供参数,应用FLUENT软件数值模拟不同攻角、不同马赫数下迫击炮弹的空气动力特性,并通过Matlab软件拟合数值仿真结果,给出了多种型号追击炮尾翼稳定弹的攻角系数及其变化规律与取值范围.亚音速下攻角系数是马赫数的函数,随马赫数变化在小范围内变化;不同口径、不同外形的迫击炮弹其攻角系数不同;60 ～ 100 mm口径迫击炮尾翼稳定弹攻角系数取值范围为18.2 ～29.1.
【总页数】4页(P139-141,156)
【作者】杨翔;王雨时;闻泉
【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
【正文语种】中文
【中图分类】TJ011.2
【相关文献】
1.低攻角下二维软帆空气动力特性数值模拟 [J], 孙海素;徐明彩;丁勇;张海华
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3.基于单向流固耦合的不同攻角下奥运会帆板帆翼空气动力特性数值模拟 [J], 贺
阳映;马勇;张松;蔺世杰
4.汽车多攻角尾翼的空气动力特性研究 [J], 傅中正
5.汽车多攻角尾翼的空气动力特性研究 [J], 傅中正
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导弹攻角计算公式
导弹攻角计算公式
导弹攻角是指导弹运动方向与前进方向之间的夹角，它在导弹飞行中起到至关重要的作用。
导弹攻角的计算公式可以帮助我们准确地确定导弹的攻角，从而更好地控制导弹的飞行轨迹。
导弹攻角的计算公式可以用以下几个因素来描述：
1. 导弹的飞行速度：导弹的速度对攻角的计算有着重要的影响。
速度越高，攻角的计算也就越复杂。
为了准确计算导弹的攻角，需要考虑导弹在空气中的速度以及空气阻力对导弹的影响。
2. 导弹的质量和重心位置：导弹的质量和重心位置对攻角的计算也有一定的影响。
导弹的质量越大，攻角的计算也就越复杂。
此外，导弹的重心位置也会影响导弹的稳定性和操控性。
3. 空气动力学参数：导弹的攻角还受到空气动力学参数的影响。
例如，空气密度、气流速度和导弹形状等因素都会对导弹的攻角产生影响。
通过综合考虑以上因素，我们可以得到导弹攻角的计算公式。
这个公式可以通过数值模拟或实验方法来确定，以保证计算结果的准确性。
在计算过程中，我们可以使用数学模型和计算机程序来辅助计算，从而更好地理解导弹的飞行特性。
导弹攻角的计算公式对于军事领域的导弹研发和控制具有重要意义。
它可以帮助我们提高导弹的飞行精度和命中率，从而提升作战效能。
同时，导弹攻角的计算也对民用领域的航空航天技术和飞行器设计有一定的借鉴意义。
导弹攻角的计算公式是研究导弹飞行特性和控制的重要工具。
通过合理利用这个公式，我们可以更好地理解和控制导弹的飞行过程，从而提高导弹的性能和效能。
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１ ３
Ｃ ＝ ［ ｓ ｏｉｏ Ｏ ＋ｓ Ⅳ Ｃｖ ｓｎｔ Ｓ ０ ｏ Ｃ ｉ ｎ
（） ２
其 中 ： Ｃ 棚］ ［ 是零攻角 下翼 的法 向力系数 导数 ； 是 暴露 ｓ 翼 的面积。Ｃ 值在亚音速和超 音速下上 限分别限制 在 １２ ．
１ ）
≤４ ， 为附着流型 。边界层薄且 贴体 ， 。称 外流场 用
位流描述 ， 升力随攻角呈线性 变化 。 ２ ＜ ≤２ ， 当攻 角增大 ， 小 于头部半 顶角 ０ ）４ 即 但 的两倍时 ， 背风面附着层分离 ， 形成一对 对称 涡 ， 力随攻 角 升
呈 非 线 性 变化 ， 图 １ 示 。 如 所
中图 分 类 号 ：Ｊ １ ． ６ Ｔ４ ３ 文 献 标 识 码 ： Ａ 文章 编 号 ：０ ６— ７７ ２ １ ） ６— ０ ２— ４ １０ ０ ０ （ ０２ ０ ０ １ ０
制导炮弹是一种高 新技术炮弹 ， 与一般 炮弹 的差 别 主要 是弹丸上装有制导 系统 和可供 驱 动 的弹翼 或尾 舵等空 气 动 力装 置。制导系统使炮 弹有 了更高 的射 击精度 ， 弹翼 或尾舵
３ ＜ ≤６ 出现定常 非对称 涡 ， 图 ２所 示 ， ）２ ０， 如 左 右两侧漩 涡发 展到一定的轴 向长度 后撕裂 ， 因而左 右分 离涡 交替形成 ， 在弹体横剖 面上 ， 呈卡 门涡街 排列 ， 出现侧 力 。 ４ ０ ≤９ 。 出现非定 常涡迹 ， 生随机侧力 。 ）６ ＜ ０， 产
收 稿 日期 ：０ ２—０ ２１ ３—０ ３
作者简 介 ： 占龙 （９ ８ ） 男 ， 赵 １８ 一 ， 硕士研究生 ， 主要从事弹箭非线性气动 特性研究 。
赵 占龙 ， ： 导 炮弹 大攻 角 范 围气动特性 的 计算 分析 等 制
在 亚跨 声 速范 围内 ， 应用 升 力 面涡 流产 生 的非 线 性升 力， 大大提高 了弹箭 的机 动性 ， 也会导 致许 多复 杂 的气动 但
因 。 本 文 针 对 大 攻 角 产 生 的 非 线 性 气 动 力 问题 进 行 讨 论 。 在亚跨音速 下 ， 离 涡 导致 的非 线 性 气动 力 占主 导地 分
图 １ 对 称 涡
图 ２ 定 常 非 对 称 涡
位 。流场中会 产生复杂 的漩 涡干扰现象 、 涡和部件 间 的干 漩
扰现象 ， 而且分离涡本 身 发展 到一定 阶段 会 出现破 裂 ， 弹身 的非对称涡会诱导 与法向力同量级 的侧力 。 绕流轴对称旋 成体的流动形态共分 为 ４种 ， 主要 与攻 角
有 关 ：
等空气动力装置提 高了炮弹的攻击距 离 。与 导弹相 比 ， 制导
炮弹可 由火炮全 天候持续 、 速发射 ， 具有使 用灵活 、 于 快 且 易 补给 、 制造 和使用 成本 低等 优点 。由此 可见 ， 导炮 弹对 现 制 代战争有很重 要的作用。 随着科学技术 的发展 ， 现代战争对武 器的机动 性有 了更 高的要求 ， 有效 的方 法是 采用 大攻 角飞 行 ， 这就 使大攻 角 气 动特性研究在 弹箭 预研阶段起着关键作 用 ， 早在 ２ 世 纪 ５ 、 ０ ０ ６ ０年代就 已经开始 了大攻角 非线性 气动 特性 的研 究 。在 几 种弹箭气 动特 性预测 方法 中， 理论 分析 计算 ， 别是 工程 计 特 算， 虽然 只能给 出气动特 性 ， 不能给 出流场情 况 ， 因其使 用 但 方便且气 动特 性的精度基本能满 足设 计要求得到广泛应用 。 目前 ， 已经有关 于细长弹体的大攻 角范 围内的气动 特性 分析 ， 其仅 限于 细长 弹体的计算分析 。本 文进一步 用等 但 效攻角法进行 带翼弹体 的气动 特性 的工程计 算 ， 并将其 用于 制导炮 弹大攻角范 围的气 动特性计 算 中。
和 １５ ．。
尖前缘 的三角翼 ， 在亚声速 、 稍大攻角 的情况下 ， 迎风 面边界
层 即从翼前 缘分离 ， 在背 风面形成一对稳 定 的分 离涡 。背 风 面主要受一 对主涡的控制 ， 面产生 的非 线性升力 主要取决 翼 于主涡。主涡的分离线就是前缘线 ， 主涡 特性 以及诱 导 的涡 升力 与来 流雷诺数无关 。除 了主涡外 ， 风面还有 一对二 次 背
翼非 线性 气动特性 的过程 ， 并提 出一种 用等效攻 角法考 虑翼 、 间 的相 互干 扰 ， 算制 导炮 弹的大 攻角气 动特性 的 体 计
工程计算方法 。以一带 ４片尾翼 的制 导炮 弹为例进行计算 、 分析 ， 总结了大攻角非线性气 动特性 ， 出制 导炮弹在设 指 计中应注意 的大攻 角范围非对称侧力和静不 稳定性的 问题 。 关键词 ： 制导 炮弹 ； 大攻角 ； 非线性气 动特性 ； 流 比拟法 ； 横 等效攻角法
第３ ３卷
第 ６期
四 川 兵 工 学 报
Hale Waihona Puke ２１ ０ ２年 ６月 【 武器装备理论与技术 】
制 导 炮 弹 大 攻 角 范 围气 动特 性 的计 算 分 析
赵 占龙 ， 良明 王
（ 南京 理工大学 能源与 动力 工程学院 ， 南京 ２０９ ） １０ ４
摘要 ： 分析计算 了制导炮弹大攻角 范围的气动特 性和大 攻角 范 围的流场 特性 ， 介绍 了运用 横流 比拟法 计算 弹体 、 弹
１ 大 攻 角 弹 体 的流 场 特 性 分 析
工程 计算只能给 出气 动 特性 ， 能给 出流场 的情 况 ， 不 而 典型弹箭在 大攻角状态下 飞行 ， 使气 动力计算 由线性 问题转 到非线性 问题 。非线性气 动力 主要 由 ２方面原 因造成 ： 首先 是压缩性 影响 ， 它是 与 激波 现象 紧密 相连 的 ， 在跨 声速 和超 声速 、 小攻角时就 已经 呈现 出非 线性 特性 ； 一方 面是 黏性 另 效应 ， 特别是大攻 角 时漩 涡 带来 的非 线性 ， 是最 主要 的原 这