炮射斜切尾翼子母彈外彈道和子彈分離特性研究.pdf

1、為了給大口徑滑膛火炮斜切尾翼子母彈設(shè)計提供參考，以某125 mm口徑滑膛坦克炮斜切尾翼子母彈為例，研究母彈外彈道特性和其內(nèi)盤狀子彈串拋出母彈后的分離特性。應(yīng)用空氣動力學(xué)理論和外彈道學(xué)理論對斜切尾翼彈母彈引信使用計轉(zhuǎn)數(shù)定距原理的可行性進(jìn)行了論證，應(yīng)用計算流體動力學(xué)仿真方法分別研究了斜切尾翼彈外彈道飛行階段的轉(zhuǎn)速變化規(guī)律和平衡特性、飛行穩(wěn)定性、盤狀子彈被成串拋撒出艙后的相互分離特性。
　　斜切尾翼彈引信外彈道計轉(zhuǎn)數(shù)定距方法的提出受啟發(fā)

2、于旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈引信對該方法的應(yīng)用。該方法對初速變化造成的定距誤差可忽略不計，彈丸無需膛口測速。數(shù)值計算結(jié)果表明彈重和射角變化對計轉(zhuǎn)數(shù)定距精度影響很小，但尾翼斜切角變化的影響較大。盡可能加大尾翼斜切角可提高計轉(zhuǎn)數(shù)定距精度，并降低尾翼斜切角制造誤差對定距精度的影響。低轉(zhuǎn)速彈丸計轉(zhuǎn)數(shù)定距原則上只適用于殺傷威力較大的中大口徑彈丸。
　　在仿真計算斜切尾翼彈轉(zhuǎn)速變化規(guī)律和平衡轉(zhuǎn)速時應(yīng)用了Fluent動網(wǎng)格技術(shù)。仿真結(jié)果表明:在尾翼斜切角不變的

3、條件下，彈丸平衡轉(zhuǎn)速與自由來流速度呈線性關(guān)系;在自由來流速度不變的條件下，彈丸平衡轉(zhuǎn)速與尾翼斜切角呈線性關(guān)系;在彈體外形和尾翼形狀均不改變的條件下，彈丸到達(dá)平衡轉(zhuǎn)速的時間與自由來流速度和尾翼斜切角均無關(guān)。對于作為算例研究的125 mm口徑滑膛坦克炮子母彈，彈丸達(dá)到平衡轉(zhuǎn)速的時間約為0.9 s。
　　應(yīng)用Fluent軟件，通過對彈丸在不同來流速度和不同攻角的定常流場進(jìn)行數(shù)值模擬分析了彈丸的氣動特性，進(jìn)一步計算了彈丸在不同條件下的靜穩(wěn)

4、定度。彈丸靜穩(wěn)定度在超音速條件下隨著攻角的增大而增大，隨著來流馬赫數(shù)的增大而減小。結(jié)合動網(wǎng)格技術(shù)耦合求解了流體控制方程和剛體動力學(xué)方程，得到了彈丸在炮口和達(dá)到平衡轉(zhuǎn)速受到擾動后的攻角變化規(guī)律。彈丸的攻角大小隨時間呈周期性變化，且幅值不斷衰減，因此彈丸在這兩個彈道特征點是動態(tài)穩(wěn)定的。
　　應(yīng)用Fluent軟件，通過用戶自定義函數(shù)加入了三維剛體碰撞模型以模擬子彈間的碰撞，結(jié)合動網(wǎng)格技術(shù)對子彈相互分離的非定常流場進(jìn)行數(shù)值模擬后發(fā)現(xiàn)，子彈