弹丸前体喷流的气动力干扰实验研究  

Experiment Study of Aerodynamic Interactions of Projectile with Jet from Its Forebody

作　　者：谭献忠[1] 丁则胜[1] 陈少松[1] 徐琴[1] 

机构地区：[1]南京理工大学动力工程学院,江苏南京210094

出　　处：《淮阴师范学院学报（自然科学版）》2004年第3期206-209,共4页Journal of Huaiyin Teachers College;Natural Science Edition

摘　　要：对一种复合增程弹的气动力干扰特性进行了实验研究,这种复合增程弹的固体火箭发动机位于弹丸肩部,通过几个均匀分布于弹体园柱部起始处的喷咀侧后向喷气产生推力,从而达到增程的目的.实验是在超声速风洞中进行的,实验Ma数为2.5,攻角α=0°～6°,喷咀倾角θ=30°,喷流压力比ε=Poj/P∞=101.222,喷流介质为冷空气.实验结果表明,喷流后弹丸阻力系数下降,升力系数上升,压心后移.并对引起气动力变化的原因做了简要分析.This paper introduces a wind tunnel experiment study on aerodynamic interactions characteristics of projectile with jet from its forebody. Experiments have been done in supersonic wind tunnel. Experimental Mach number is 2.5, the angles of attack are form 0° to 6°, inclined angle of nozzle is 30°, ratios of jet pressure εis 101.222, the medium of jet is cool air. Experiment results show the coefficient of drag force C_D reduces, the coefficient of lifting force C_L raises and the X_(CP) moves backward.

关 键 词：喷流 风洞实验 气动力 

分 类 号：V211.78[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]