导读:本文包含了尾翼弹论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:尾翼,弹丸,流体力学,数值,稳定性,气动力,效应。
尾翼弹论文文献综述
陈亮,刘荣忠,郭锐,席滔滔,李培林[1]（2019）在《旋转尾翼弹箭极限圆锥运动稳定判据》一文中研究指出为获得旋转尾翼弹箭极限圆锥运动稳定判据,针对现有理论方法的不足,提出了改进理论模型。该模型通过对弹箭在准圆运动状态下的振幅平面方程进行泰勒展开,从而充分考虑幅值变化对振幅平面方程中根号项取值的影响;在此基础上,根据不同参数取值情况,对其非零奇点的存在性和稳定性进行分析,导出了弹箭在非线性静力矩和非线性马格努斯力矩作用下形成稳定极限圆锥运动的解析判据,并给出两条仅与攻角方程初始参数相关的综合判据条件J1> 0和J2> 0;以某型旋转尾翼弹箭气动及结构特征参数为例,对所得理论判据进行了验证。研究结果表明,给出的稳定极限圆锥运动形成判据,与现有理论结果相比,更为全面且明确,利用所得判据条件,可方便准确地对弹箭极限圆锥运动特性进行分析判断。(本文来源于《兵工学报》期刊2019年07期）
张陈曦,何永,吴胜权,周君涛,蒋潇蓉[2]（2019）在《一种无后坐炮涡轮尾翼弹转速分析》一文中研究指出通过建立某滑膛式无后坐炮内弹道方程并结合库塔-儒可夫斯基公式和半封闭弹道原理,得到了涡轮尾翼弹转速公式和弹后半封闭空间火药气流的各位置速度。实验结果表明,理论推导的弹丸炮口转速与实验数据较为接近,可供涡轮尾翼弹优化弹丸转速参考。(本文来源于《兵器装备工程学报》期刊2019年03期）
吴放,王学德,常思江,刘士杰[3]（2018）在《旋转尾翼弹马格努斯效应数值模拟》一文中研究指出为研究低速旋转尾翼稳定弹箭的马格努斯效应,采用滑移网格技术,在超声速条件下对某低旋尾翼弹开展了气动数值模拟。对弹箭绕弹轴自旋的流场进行非定常计算,获得了该弹箭的气动系数;对马格努斯效应在不同工况下的变化规律进行了理论分析,讨论了不同因素对马格努斯效应产生的影响。结果表明,相同转速下,旋转尾翼弹的马格努斯效应随攻角增加而增大,且在40°~60°攻角范围内达到峰值;对于相同攻角,马格努斯力和力矩系数在较大转速下呈线性增加趋势。(本文来源于《弹道学报》期刊2018年01期）
焦志刚,张明博,徐少明,曹旭[4]（2017）在《前张式尾翼弹气动特性分析》一文中研究指出对前张式尾翼弹的气动特性研究,可以为该弹气动外形的改进和稳定装置的优化提供依据,对外弹道的解算提供前提条件。应用流体力学软件FLUENT模拟前张式尾翼弹在不同攻角和马赫数下的空气动力,分析弹丸周围的流场特性。研究表明,阻力系数和升力系数均随马赫数的增长先增大后减小,不同的是升力系数在跨音速时突然减小;阻力系数和升力系数与攻角呈正比关系;尾翼部分提供升力占总升力28%~65%,所受阻力占总阻力10%~30%。(本文来源于《沈阳理工大学学报》期刊2017年06期）
张明博[5]（2016）在《滑膛尾翼弹飞行弹道上升段气动力研究》一文中研究指出在弹箭设计和靶场试验中,都需要对弹箭的外弹道气动力特性进行快速测算,对某型号滑膛尾翼弹飞行弹道上升段气动力进行研究,应用FLUENT和MATLAB软件联合对问题进行求解。首先,对气动力参数进行计算。滑膛尾翼弹在外弹道飞行时,会以不同速度和不同姿态运动。采用部件组合法进行了工程算法的研究与计算,具体分析了其零升阻力系数和升力系数。应用FLUENT软件建立滑膛尾翼弹外流场模型,分析了在亚、跨、超音速时外流场空气的流动特性;对全外弹道的气动力和力矩进行解算,得到了气动力、气动力系数以及气动力矩系数的特性及变化规律;对稳定储备量进行计算,保持在12%~20%之间,具有较好的飞行稳定性。其次,进行外弹道的解算。介绍外弹道学中常用的坐标系及它们之间的转换关系。建立直角坐标系下的质心运动方程,对零升阻力系数进行拟合,应用MATLAN中的Simulink模块建立模型,给定初始条件对方程进行求解,得到了弹丸的运动轨迹及弹道倾角的变化。将滑膛尾翼弹看做刚体,分析在飞行过程中所受的力和力矩,选择合适的坐标系进行分解,建立刚体弹道方程,对FLUENT软件得到的各项气动力参数进行拟合,采用分块建模的思想,建立了仿真模型,通过对刚体弹道方程的求解得到了运动轨迹、速度变化曲线及各个方位角的变化规律。最后,设计并进行了滑膛尾翼弹速度测试试验,通过试验获得了初速以及飞行弹道上升段典型位置的速度,对比仿真得到的数据,其误差不超过5%,证明了模型的准确性。(本文来源于《沈阳理工大学》期刊2016-12-12）
马杰,陈志华,孙晓晖,薛大文[6]（2016）在《射流控制条件下超声速尾翼弹的气动特性》一文中研究指出研究表明,主动式射流涡流发生器可有效控制超声速流动边界层的分离,且能根据实际情况进行自适应调节。该文基于制式122尾翼弹,通过在弹肩前端加装射流涡发生器控制边界层的流动分离,研究其对尾翼弹气动性能的影响。采用DES方法数值模拟了超声速条件下尾翼弹有无射流控制的流场变化情况,分析了加装射流前后尾翼弹表面流体边界层结构及其气动性能的变化规律。数值结果表明,射流控制可有效抑制弹体表面的流体分离,提高尾翼弹的升力与俯仰力矩、减少弹身震动,有利于提高其飞行稳定性及打击精度,可为超声速尾翼弹的改进提供指导。(本文来源于《工程力学》期刊2016年09期）
陈亮,刘荣忠,郭锐,赵博博,刘磊[7]（2016）在《扭曲尾翼弹箭气动外形多目标优化》一文中研究指出为了提升掠飞末敏弹战术技术性能,将扭曲尾翼结构应用于弹箭气动布局,并在风洞实验基础上,结合计算流体力学、正交实验、逐步回归分析以及多目标遗传算法,对扭曲尾翼弹箭开展了以增旋、减阻为目标的气动外形多目标优化设计,最终给出了尾翼外形的Pareto优化方案。结果表明:采用扭曲尾翼结构有利于改善弹箭气动性能;所建立的气动参数代理模型,能对弹箭阻力系数和平衡转速进行准确预测,并得到了尾翼几何参数对其影响规律;基于多目标遗传算法最终得到的Pareto优化方案,达到了良好的增旋、减阻效果。该研究方法对扭曲尾翼弹箭气动优化设计具有参考意义。(本文来源于《兵工学报》期刊2016年07期）
焦志刚,王频,邱浩[8]（2016）在《气缸式尾翼弹发射过程气缸压力变化规律数值仿真》一文中研究指出通过研究气缸张开式尾翼弹的膛内及后效期时期气缸充放气过程,建立火药气体经过气缸气孔流动的理论模型,并结合尾翼弹的内弹道计算模型,得到了气缸压力随时间变化的数学模型。以某滑膛反坦克炮榴弹为例,仿真得到了气缸压力随时间变化曲线,分析气缸容积、气孔横截面积对气缸压力的影响规律。结果表明:在流量系数为0.9、小孔个数为2个、火药力为950000Nm/kg条件下,气缸容积取0.150dm3、小孔直径取1.6mm时尾翼稳定装置工作良好。(本文来源于《沈阳理工大学学报》期刊2016年02期）
孙冲[9]（2015）在《张开式尾翼弹膛口流场叁维数值模拟研究》一文中研究指出为了研究含尾翼装置的膛口流场特性及尾翼装置出炮口和尾翼张开过程的受力情况,论文基于100mm滑膛炮武器平台,运用计算流体力学理论,结合可压缩、非定常流动气体的叁维N-S方程,应用流体动力分析软件,通过动网格技术分别对不含尾翼装置和含尾翼装置的膛口流场进行了叁维数值模拟与分析。主要内容包括:(1)根据火药气流流场的特点选定控制方程和湍流模型,分别建立了不含尾翼装置和含尾翼装置两种情况下膛口流场的计算模型;(2)建立内弹道方程,计算弹丸膛内运动过程的内弹道参量,确定了膛口流场数值模拟的初始条件;(3)应用动网格技术中的动态分层法和局部重构法分别对不含尾翼装置和含有尾翼装置的膛口流场进行动网格的划分,确定膛口流场数值模拟的边界条件和材料的物理参数,采用FLUENT软件进行叁维数值模拟计算;(4)得到了两种不同情况下膛口流场的压力、速度、温度等参数分布的云图和等值线图,描述了在弹丸飞离炮口后流场的形成与发展的复杂过程以及尾翼装置在制退器内的受力状况;(5)模拟出尾翼张开的全过程,得到了尾翼张开过程不同时刻的压力云图和单个翼片所受火药气体作用力的导转力矩图,并分析了在整个过程中各尾翼片的受力状况、流场分布特征等。结果表明:动网格技术能较好地模拟出带尾翼装置的膛口流场特性;应用局部重构法划分动网格可以很好的处理弹丸运动、尾翼张开等包含平动和转动相结合的物体运动情况;数值模拟结果对研究膛口流场特性,尾翼片的载荷分布、尾翼的张开运动及尾翼装置设计具有参考意义。(本文来源于《沈阳理工大学》期刊2015-12-10）
赵博博,刘荣忠,郭锐,张迪,袁军[10]（2015）在《扭曲尾翼弹箭的马格努斯数值研究》一文中研究指出为提升掠飞攻顶弹箭较高转速下的飞行稳定性,运用数值计算方法研究了弹体-扭曲尾翼组合体在飞行过程中的马格努斯效应气动机理,并应用标准尾翼弹(BFM)模型的实验数据对数值方法进行了验证。分别研究了带有平板尾翼和扭曲尾翼弹体模型的马格努斯力和力矩随攻角的变化规律,并针对弹体弹翼组合体产生马格努斯效应的机理深入分析。结果表明,扭曲尾翼可有效改善翼面的压力分布,并降低弹体对翼面马格努斯效应的干扰,在大攻角时其表现更胜一筹;弹体所受马格努斯力较大,主要集中在受到涡对称畸变的尾锥部;尾翼主要由于弹体干扰以及几何外形的影响马格努斯力集中在尾部,两者产生的马格努斯力矩数值相差不大,但方向相反。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2015年04期）
尾翼弹论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
通过建立某滑膛式无后坐炮内弹道方程并结合库塔-儒可夫斯基公式和半封闭弹道原理,得到了涡轮尾翼弹转速公式和弹后半封闭空间火药气流的各位置速度。实验结果表明,理论推导的弹丸炮口转速与实验数据较为接近,可供涡轮尾翼弹优化弹丸转速参考。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
尾翼弹论文参考文献
[1].陈亮,刘荣忠,郭锐,席滔滔,李培林.旋转尾翼弹箭极限圆锥运动稳定判据[J].兵工学报.2019
[2].张陈曦,何永,吴胜权,周君涛,蒋潇蓉.一种无后坐炮涡轮尾翼弹转速分析[J].兵器装备工程学报.2019
[3].吴放,王学德,常思江,刘士杰.旋转尾翼弹马格努斯效应数值模拟[J].弹道学报.2018
[4].焦志刚,张明博,徐少明,曹旭.前张式尾翼弹气动特性分析[J].沈阳理工大学学报.2017
[5].张明博.滑膛尾翼弹飞行弹道上升段气动力研究[D].沈阳理工大学.2016
[6].马杰,陈志华,孙晓晖,薛大文.射流控制条件下超声速尾翼弹的气动特性[J].工程力学.2016
[7].陈亮,刘荣忠,郭锐,赵博博,刘磊.扭曲尾翼弹箭气动外形多目标优化[J].兵工学报.2016
[8].焦志刚,王频,邱浩.气缸式尾翼弹发射过程气缸压力变化规律数值仿真[J].沈阳理工大学学报.2016
[9].孙冲.张开式尾翼弹膛口流场叁维数值模拟研究[D].沈阳理工大学.2015
[10].赵博博,刘荣忠,郭锐,张迪,袁军.扭曲尾翼弹箭的马格努斯数值研究[J].固体火箭技术.2015
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