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某带减速气囊的航空子弹气动特性研究

         
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为研究某带减速气囊的亚音速航空子弹大攻角飞行的气动特性,验证充气式减速气囊的减速效果,采用数值计算方法对该模型的流场进行仿真。建立了带减速气囊的子弹几何模型,划分了结构化网格、设置仿真参数进行了定常计算。得到了模型在马赫数分别为0.4、0.6、0.8,攻角为0°~90°工况下的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数,对其气动特性进行了分析和弹道仿真。结果表明:阻力系数在攻角为0°~10°、30°~60°时与其正相关,在10°~30°、60°~90°与其负相关;升力系数在攻角大于50°时急剧下降且在大于55°变为负值;负向俯仰力矩在攻角为0°~50°逐渐增大,50°~90°变化幅度较小。对于亚音速航空子弹大攻角飞行,3 s内速度能从300 m/s减速至83 m/s内,并且采用充气式减速气囊可以很好地稳定姿态。

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