掠飞末敏弹以母弹弹体作为稳态扫描平台，一边飞行，一边依靠自身旋转对目标进行扫描，具有灵活性强、不易被反制等优势，已逐渐成为智能弹药技术研究新方向. 利用差动尾翼提供的导旋力矩获得较高的平衡转速，并利用尾翼提供的稳定力矩保证飞行稳定性，是掠飞末敏弹实现稳态扫描和精确打击的重要基础. 因此，分析尾翼结构参数对弹箭平衡转速的影响，并对弹箭在高速滚转状态下的气动特性进行研究，可为掠飞末敏弹动态气动特性研究及运动稳定性研究提供参考.

目前对掠飞末敏弹气动特性的研究还相对较少. 赵博博等[1]采用数值方法研究了尾翼扭曲对该类弹箭的静态气动特性影响规律，但尚未开展相关实验研究；陈亮等[2]结合静态风洞实验和数值仿真结果，采用多目标遗传算法对其尾翼结构进行了气动优化设计，但并未考虑滚转运动对其气动特性的影响. 飞行器滚转气动特性一直是国内外研究的热点. 宋琦等[3]采用风洞实验和数值仿真方法，对转速较低的卷弧翼弹箭自滚转气动特性进行了研究；程杰等[4]基于网格装配法和风洞实验数据研究了可低速滚转的次口径非对称鸭舵对弹道修正弹气动特性的影响；黄达等[5]利用所设计的俯仰滚转两自由度实验系统，分析了三角翼俯仰滚转耦合运动状态下的气动特性. Morote J等[6]采用简化理论分析方法，对尾翼弹在滚转状态下的马格努斯效应进行了分析. 以上研究可为掠飞末敏弹滚转气动特性研究提供参考，但所涉及转速较低，基于风洞实验对尾翼弹箭在高速滚转状态下的气动特性的研究还鲜见报道.

本文通过对掠飞末敏弹进行静态(无滚转)和自由滚转两种状态的风洞实验，并结合数值仿真方法和近似理论分析，研究了尾翼结构参数对弹箭平衡转速的影响规律. 通过对比弹箭在静态和平衡转速状态下的实验和仿真结果，分析了高速滚转运动对掠飞末敏弹气动特性的影响.

1 风洞实验与数值仿真方法

1.1 几何模型

掠飞末敏弹采用差动尾翼提供的导旋力矩，以获得较高的平衡转速，实现稳态扫描. 其最大结构特点在于，在尾翼和弹身之间通常采用长尾杆结构进行连接，使压心后移，获得足够大的稳定力矩，提高稳定储备量，但同时也使其气动特性更为复杂. 图1为掠飞末敏弹几何模型，各参数定义如下：弹体圆柱部直径为D，全弹长为L1=6.8D，弹头部曲面半径R=4.57D，尾杆长度为L2=2.6D，尾杆直径为d=0.48D，尾杆与圆柱部之间通过一个45°的锥形部连接，锥形部长度L3=0.3D；尾翼倾角为δ=13°，翼展为L4=2.8D，翼片宽度为b=0.28D，翼片厚度取为0.024D.

本次采用宫腔松解术置入人羊膜包裹球囊联合人工周期治疗临床疗效较好，患者术后3月宫腔平均长度为(7.66±0.72)cm左右，显著高于术前和常规置入节育器治疗患者，宫腔恢复正常长度和形态。同时，采用宫腔松解术置入人羊膜包裹球囊联合人工周期治疗的患者术后3月月经状况均有改善，月经量和周期基本恢复正常，无重度宫腔粘连患者，总有效率高达94.12%，证实宫腔松解术置入人羊膜包裹球囊联合人工周期治疗可有效促进宫腔粘连患者子宫内膜基底重建，避免宫腔二次粘连，月经周期和月经量等情况恢复正常，有利于改善患者生活质量[19-20]。

图1 掠飞末敏弹几何模型 Fig.1 Geometric model of hedgehopping overhead attack projectile

1.2 风洞实验方法

为分析掠飞末敏弹平衡转速变化规律及其在平衡转速状态下的气动特性，对模型进行了静态和滚转风洞实验研究.

(2) 工程地质条件。盾构隧道长距离穿越软塑、流塑淤泥质土层，该土层具有高压缩性、高触变性、低承载力的特性，一旦扰动，导致隧道变形时间加长且变形量增大；同时，盾构隧道下卧土层分布不均匀，且原管片地层注浆加固效果难以保证，也将导致隧道产生不均匀沉降。

由式(10)可知，在一定取值范围内，平衡转速将增加而增大. 为验证这一结论，对后掠角为0°，30°，60°三种模型进行了仿真计算，得到零攻角下，平衡转速随马赫数的变化曲线，结果如图9所示. 仿真结果和理论分析结果是一致的，在不同马赫数下，弹箭平衡转速均随后掠角增加而显著增大，表明在一定取值范围内，采用后掠尾翼有利于提高弹箭平衡转速.

风洞实验中模型滚转速度通常采用霍尔元件进行测量，该方法需要将磁体和霍尔元件同时布置在模型内部，要求模型内部有足够大的空间. 由于本文研究的模型内部空间有限，尤其是尾杆部分，其直径较小，因此该方法并不适用.

为此，本文提出了在风洞外部布置感应线圈来替代霍尔元件的转速测量方法，实验原理如图2所示. 实验模型与天平安装座之间采用轴承进行隔转，使弹体能绕轴线进行自由滚转. 实验过程中，实验模型利用尾翼产生的导旋力矩产生滚转运动，并最终达到平衡转速. 嵌入在弹体前端的磁体由于旋转将产生旋转的磁感线并切割感应线圈，当线圈大小和匝数较为合适时，可在线圈内产生足够强度的周期震荡电压. 并通过放大和滤波电路，最终可得到感应电压的振荡曲线，其振荡频率即为弹体的滚转频率. 由于该方法只需在弹体内部布置小磁体，而感应线圈可布置在风洞外部，因此可以极大地节约转速测量装置所占用的空间. 此方法对小尺寸模型的转速测量尤为适用.

图2 实验原理图 Fig.2 Test model parts

1.2.2 实验条件

自由贸易区是目前世界上政策最为宽松的特殊经济区，自由贸易港是基于自贸区的改革开放升级版，将成为我国对外开放的新高地。汪洋副总理在人民日报署名文章指出，我国即将出炉的自由贸易港将瞄准全球最高开放水平、货物资金人员进出自由、绝大多数商品免征关税等标准而建，致力于打造开放层次更高、营商环境更优、辐射作用更强的开放新高地[1]。

静态和滚转风洞实验均在南京理工大学HG-4风洞进行，该风洞为下吹暂冲式闭口高速风洞，实验段尺寸为0.3 m×0.3 m，实验段长度为0.6 m，可用马赫数范围为0.3～4.5，风洞实验模型安装如图3所示.

图3 风洞实验模型安装图 Fig.3 Wind tunnel test setup

由于尺寸限制，滚转风洞实验采用体积较小的5分量测力天平，可测量除阻力分量以外的3个方向的力和力矩. 滚转实验马赫数Ma取值范围为0.4～1.2，攻角α变化范围为0°～8°. 静态实验模型，无需内置轴承等隔转装置，内部空间较大，因此静态风洞实验采用6分量应变天平，可测量所有方向的力和力矩数据. 静态实验马赫数Ma为1.2，攻角α变化范围为-4°～8°. 风洞实验方案见表1.

表1 风洞实验方案 Tab.1 Schemes of wind tunnel tests

状态Maα滚转0.4,0.6,0.8,1.0,1.20,4,8静态1.20,2,4,6,8

1.3 数值仿真方法

当假定弹箭尾翼导旋力矩系数和滚转阻尼力矩系数为定值时，弹箭所受滚转合力矩随弹箭转速增大而线性减小，当滚转合力矩达到0时，所对应的转速即为弹箭平衡转速. 为此，本文采用滑移网格方法对弹箭滚转运动进行模拟，通过对模型在不同转速下的滚转力矩系数进行求解，并采用最小二乘法对获得的仿真数据进行拟合，插值计算出弹箭在滚转力矩系数为0时对应的弹箭转速即为平衡转速.

流场求解采用3维非定常雷诺平均N-S方程，其积分形式为

多数学者认为图书馆引入创客空间是非常必要的。曹国凤（2017）认为，高校图书馆具有引入创客空间的自身优势，拥有海量的数据情报资源，扎实的业务基础，优秀的专业学科馆员为创客空间发展提供支持，大学的产学研机制有利于创新教育，并且高校图书馆在核心价值理念上也与创客空间保持一致；陈艺（2015）论证了高校图书馆引入创客空间的意义重大，扩展图书馆的业务范围，拓展图书馆的社会价值，改变图书馆员的固有形象，通过增加新的服务方式，提升用户对图书馆的认知。

采用有限体积法对方程进行空间离散，其中无粘通量采用Roe进行计算，界面变量采用2阶重构；粘性通量采用2阶中心差分进行计算. 湍流模型采用k-ε两方程模型，求解迭代采用双时间步推进. 远场来流采用压力远场条件，壁面采用无滑移边界条件，并取弹箭横截面积为参考面积，取弹长L1为参考长度. 在流场划分时，将流场区域划分为内部绕流区和远场静止区，其中内部滑移区网格取为球形，远场静止区取为圆柱形，两区域在交界面利用插值方法传递数据. 仿真过程中，通过赋予绕流区流场特定转速，即可模拟弹体滚转运动. 流场网格采用六面体结构网格进行划分，为提高粘性边界层的模拟精度，采用O形网格技术对弹体周围的附面层网格进行加密. 流场网格如图4所示.

图4 流场网格 Fig.4 Grid meshing of flow field

2 平衡转速变化规律

2.1 平衡转速实验结果与仿真结果对比

为验证本文CFD仿真方法的准确性，对掠飞末敏弹在不同边界条件下的流场进行了求解计算，仿真模型尺寸采用与实验模型完全一致的几何尺寸. 将仿真获得的平衡转速实验值进行对比，结果如图5、图6所示.

图5 平衡转速随马赫数变化规律 Fig.5 Relationship curves of balance rotational speed and mach number

由图5可知，弹箭平衡转速随马赫数增大而增大，但变化斜率随马赫数增加有所减小. 且在小攻角范围内(α≤8°)，当马赫数较小(Ma<1)时，弹箭平衡转速随攻角变化较大，当马赫数较大(Ma≥1)

图6 平衡转速随攻角的变化规律 Fig.6 Relationship curves of balance rotational speed and attack angle

时，平衡转速随攻角变化较小. 由图6可知，当马赫数一定时，平衡转速随攻角增大有所减小，且变化规律具有一定非线性特性. 这是由于当攻角增大时，气流相对于与尾翼面的相对攻角将发生改变，从而使由斜置尾翼产生的导旋力矩有所减小导致的. 对比仿真结果与实验结果可知，仿真得到的平衡转速变化规律与实验结果基本一致，均随马赫数增加而增大，随攻角增加有所减小，且仿真结果略大于实验结果. 此外，当马赫数较小时，仿真结果相对于实验结果的相对误差较小，随着马赫数增加，相对误差有所增大，但最大相对误差小于10%，表明本文所采用的基于CFD仿真的平衡转速插值计算方法，具有较高的精度，能对模型的平衡转速进行准确预测. 在此基础上，结合尾翼气动特性近似理论分析，研究了平衡转速随尾翼结构参数的变化规律.

2.2 尾翼结构参数对平衡转速的影响

2.2.1 根稍比对平衡转速的影响

为分析尾翼根稍比对平衡转速的影响，采用近似理论方法对梯形斜置尾翼弹平衡转速进行分析. 取距离弹轴距离为r的翼面微元dr进行讨论，尾翼弹做角速度为ω的滚转运动时，将在尾翼上产生诱导攻角Δα，该微元的翼面当地攻角θ由诱导攻角Δα与尾翼斜置角δ叠加而成，其大小为

θ=Δα+δ=-ωr/v∞+δ，

(1)

式中：v∞为来流速度；r为翼面微元到弹轴的距离.

对于梯形平板尾翼而言，距离弹轴线距离为r处的翼宽b为

教师要指导学生在课前浏览所要学习的内容，了解知识结构，画出不理解的地方，以便在课上能集中注意力听讲，消化所学内容。学生要尽量消除畏惧心理，大胆发言。教师要指导后学生利用下课时间及时复习，将新旧知识联系起来，形成一定的知识体系。在考前，教师要让学生对照笔记上的重点难点内容进行记忆，以促进对知识更深层次的理解，要复习错题，彻底弄懂知识存在的盲点、漏洞。

2018 年 12 月 5 日，出行科技企业麦格纳在江苏省苏州市举行了机电智能工程技术中心开业仪式。为了支持日益增长的需求，麦格纳积极布局中国市场，在工业基础比较完备的苏州建立机电智能系统研发设施。这一举措充分表明公司对于中国市场的巨大信心。该中心的建立，将助力麦格纳公司提升产品的技术含量，在竞争中充分利用科技优势，全面引领汽车智能进入系统的发展。麦格纳高管团队在与记者的交流中充分阐述了公司对于中国市场坚定不移的投入与信心。

(2)

式中：b1为翼根宽度；b2为翼稍宽；λ=b1/b2为根稍比，且λ>0；r1为翼根半径；r2为翼稍半径(r1<r2)；μ=b2(λ-1)/(r1-r2)为翼宽沿翼展方向的变化率.

假定翼面升力系数斜率Cy为定值，则当来流攻角为0时，翼面微元dr所产生的滚转力矩为

dMx=Cyq∞θ brdr=

(3)

对式(2)沿翼展方法进行积分可得，每片尾翼产生的滚转力矩为

(4)

由式(4)可知，当假定升力系数斜率Cy为常数时，其尾翼产生的滚转力矩系数随滚转角速度ω增大而线性减小，这也证明了通过对滚转力矩系数进行线性插值的方法来计算弹箭平衡转速的合理性.

当达到平衡转速时，全弹产生的滚转合力矩Mx=0，由此可解得平衡转速ω0为

其实“末”字最初对应的反义词应该是“本”，看看“本末倒置”这个成语吧！“本”代表“树根”，比喻事物的根本；“末”代表“树梢”，比喻事物的细枝末节。所以“本末倒置”就是指把主要的和次要的、本质和非本质的关系弄颠倒了。

(5)

式中η为考虑到非线性因素引入的修正系数，其大小与攻角α、马赫数Ma以及尾翼斜置角等相关.

式(5)即为线性假设条件下考虑根稍比的梯形尾翼弹箭平衡转速近似计算公式.

得到该水域不同时域动态风险评价仿真见图3。倘若对表1中的定性数据(11个时刻下状态的风险因子)进行多次随机量化，同理多次随机仿真，可以得到多次仿真下的风险关联度结果。

将根稍比λ=0代入上式，可得矩形斜置平板尾翼平衡转速近似计算公式为

图11、图12分别为弹箭尾锥部和左右翼面压力在静态和平衡转速状态下的周向压力分布(图中横坐标ZB为数据点在弹轴坐标系下对应的z坐标值). 由图11可知，当弹箭无滚转时左右两侧压力对称，且迎风面压力明显大于背风面. 当弹箭滚转时，由于弹箭附面层位移厚度，以及涡结构的非对称畸变，导致压力分布不再对称，左侧部分迎风面压力已小于背风面压力. 由图12可知，当攻角为0时，弹箭在静态和平衡转速状态下，左右翼面压力分布均是接近对称的(左侧尾翼和右侧尾翼在对称位置上的压力系数绝对值接近相等，符号相反)，当攻角不为0时，左右翼面压力分布不在对称，这也是尾翼弹在有攻角时产生侧向力的原因之一. 且当无滚转时由于弹身干扰，翼稍压力系数大于翼根压力系数. 当弹箭达到平衡转速时，由滚转运动产生的诱导攻角与翼面斜置角叠加使翼面当地攻角减小，翼稍处压力系数变为负值，形成滚转阻尼力矩，且压力系数绝对值明显降低. 以上分析表明，当弹箭处于平衡转速状态时，且有一定攻角时，弹箭绕流流场不再对称(即产生马格努斯效应)，同时由于滚转运动使尾翼翼面当地攻角攻角减小，翼面所受升力将随之减小，以上因素将导致弹箭气动参数发生明显改变.

(6)

式(6)中，由于0<r1/r2<1，因此有dω0/dλ恒大于0，且不为常数. 由此可知，斜置尾翼弹箭平衡转速随根稍比增加而增大，且变化规律是非线性的. 为验证这一结论，采用控制变量法对弹箭在Ma分别为0.4，0.8，1.2条件下，尾翼取不同根稍比时的平衡转速(零攻角)进行了仿真计算，结果如图7所示. 从图中可以看出，在3个马赫数下弹箭平衡转速均随根稍比增加而显著增大，变化规律具有一定非线性特性，且随着根稍比增大曲线斜率趋于平缓. 综上所述，基于数值方法和理论分析得到的平衡转速的变化趋势是一致的，即平衡转速随尾翼根稍比增加而增大.

图7 平衡转速随尾翼根稍比的变化曲线 Fig.7 Relationship curves of balance rotational speed and taper of the empennage

此外，由式(5)可知，弹箭平衡转速并非量纲一的量，当对斜置尾翼弹箭进行等比缩放时，式中r1/r2项将保持不变(或当r1≪r2时，r1/r2约等于0)，此时弹箭平衡转速与尾翼翼稍半径r2近似成反比关系，而翼稍半径与缩比率等比例变化，因此弹箭平衡转速将与缩比率近似成反比关系. 这一结论表明，采用数值仿真或风洞实验研究弹箭滚转运动时，只有采用原比例模型时，才能直接得到弹箭原模型的平衡转速，采用缩比模型进行实验时，弹箭平衡转速必须考虑缩比率的影响，这也是本文采用与实验模型完全一致原比例模型进行仿真计算的原因.

② 在风洞实验基础上，通过对不同尾翼结构进行数值仿真和近似理论分析，结果表明，增大尾翼根稍比、扭曲率以及尾翼后掠角有利于提高弹箭平衡转速. 此外，由理论分析可知，对模型进行等比缩放时，弹箭平衡转速与缩比率近似成反比关系，这在设计关于弹箭平衡转速的相关实验时需加以考虑；

综上所述，医院应认识到糖尿病患者健康教育的重要性，不断加强糖尿病患者健康教育管理力度，提高患者健康知识知晓率，改善患者治疗依从性，最终提高其治疗效果。

扭曲尾翼是在平板尾翼基础上，对翼面加以扭曲，使翼面斜置角沿翼展方向逐渐增大的尾翼结构. 其尾翼扭曲特性可用扭曲率和平均斜置角表征[1]. 考虑矩形扭曲尾翼的情况，设尾翼扭曲率为ζ(单位翼展长度上尾翼安装角的变化值)、平均攻角为δ0(尾翼中点位置的翼面安装角)，类似第1节的推导过程当来流攻角为0时，矩形扭曲尾翼翼面微元产生的当地滚转力矩为

(7)

式中r0=(r1+r2)/2为尾翼中点位置到弹轴的距离.

对上式积分可得，每片尾翼产生的滚转力矩为

(8)

当达到平衡转速时，由Mx=0可解得矩形扭曲尾翼平衡转速为

v∞ζ(r1/r2-1)2].

(9)

对比式(9)和式(5)可知，当对矩形尾翼进行扭曲，且保证平均斜置角不变时，平衡转速近似计算公式中增加了一项恒为正值的与扭曲率线性相关的项，由此可知采用扭曲尾翼有利于提高弹箭平衡转速. 为验证这一结论，扭曲率ζ分别取0，0.055，0.110时，弹箭在零攻角条件下的平衡转速进行了求解计算，结果如图8所示.

图8 不同扭曲下平衡转速随马赫数的变化曲线 Fig.8 Relationship curves of balance rotational speed and mach number for different twist rates

由图8可知弹箭平衡转速在不同马赫数下，均随平衡转速增加而增大，验证了理论分析的正确性.

2.2.3 后掠角对平衡转速的影响

大后掠角尾翼可以降低激波阻力，有利于飞行器跨音速和超音速飞行，同时尾翼后掠将使飞行器压心后移，有利于提高飞行稳定性[7]. 为此，本文将后掠尾翼应用于掠飞末敏弹气动外形设计，即在平板斜置尾翼基础上，保证翼片面积和翼片形状不变的条件下，尾翼同时具有一定的后掠安装角. 当尾翼具有后掠时，在尾翼长度Lw和尾翼斜置角δ不变的条件下，尾翼翼稍半径r2=r1+Lwcos将随后掠增大而显著减小. 对于本文讨论的大展弦比尾翼弹箭，有r1≪r2，即r1/r2≈0，代入式(5)可得

(10)

1.2.1 转速测量方法

图9 不同后掠角下平衡转速随马赫数的变化曲线 Fig.9 Relationship curves of balance rotational speed and mach number for different sweep angle

3 弹箭在高旋状态下的气动特性分析

对于尾翼弹而言，当弹箭达到平衡转速时，由于弹体处于高速旋转状态，弹身与尾翼流场相互干扰，其绕流流场相对于静态状态时必然存在很多差异，这必将对弹箭气动特性造成影响. 为此，本文结合CFD仿真和实验数据对掠飞末敏弹绕流流场及气动参数进行对比分析，以研究弹箭在平衡转速状态下的气动特性.

3.1 绕流特性分析

图10为弹箭在静态和平衡转速(Ma=0.6，α=3°)两种状态下的绕流区域流线图. 由图10可知，由于弹箭尾锥部锥度较大，在两种情况下均在尾锥部形成了明显的涡，其中无滚转时，尾锥部的涡较对称，而当弹箭达到平衡转速时，尾锥部的涡呈现明显的非对称性. 此外，由于采用了较大的尾翼斜置角，尾翼处的流线在静态状态下发生明显偏转，而当达到平衡转速时，由于翼面微元诱导攻角减小，使流线偏转程度有所减小，这将引起翼面压力降低.

图10 Ma=0.6, α=3°时，不同转速下的流线图 Fig.10 Streamline patterns at different rotational speed when Ma=0.6 and α=3°

由式(5)可知，对于斜置梯形尾翼弹箭，其平衡转速与尾翼根稍比λ之间的关系相对复杂. 为从理论上分析根稍比对平衡转速的影响规律，将式(5)对λ求导可得

3.2 气动参数变化规律

为分析弹箭滚转运动对其气动参数的影响规律，在风洞实验数据基础上，选取了与弹箭飞行稳定紧密相关的偏航力矩系数、压心系数以及俯仰力矩系数进行对比分析，结果如图13～图15所示.

图11 不同滚转频率下锥形部的压力分布 Fig.11 Pressure distribution of the cone part at different rotational speed

图12 Ma=0.6时，尾翼翼面压力分布图 Fig.12 Pressure distribution of the empennage (Ma=0.6)

图13 偏航力矩系数随马赫数变化曲线 Fig.13 Relationship curves of yawing moment coefficient and mach number

图13给出了弹箭偏航力矩系数随马赫数的变化曲线. 由图13可知，弹箭在平衡转速状态下由于马格努斯效应产生了显著的偏航力矩，且攻角α=8°时的偏航力矩系数大于攻角α=4°时的偏航力矩，但两者不成2倍关系，表明偏航力矩系数随攻角变化具有明显的非线性特性. 这是因为本文讨论的掠飞末敏弹模型属于大尾翼斜置角，其在高速旋转状态下的马格努斯效应主要由尾翼诱导力矩、附面层畸变以及弹体和尾翼间的气流干扰产生，随着攻角增大，弹体和尾翼间的气流干扰加剧，同时来流攻角与尾翼斜置角相叠加，使尾翼局部当地攻角大于临界值而出现失速现象，并引起尾翼诱导力矩发生改变，以上因素共同作用导致模型所受偏航力矩系数随攻角按非线性关系变化. 偏航力矩系数随马赫数增加而振荡变化，且当Ma=1.0时达到最大值，这是因为弹箭在跨音速阶段，其绕流特性随马赫数迅速改变，局部形成激波，导致气动参数非线性变化.

式中：V为任意控制体；W为守恒变量；F为无黏通量；Fv为黏性通量；∂V为控制体的边界；n为控制体边界单位外法向矢量；Re为雷诺数.

图14给出了弹箭压心系数(压心到弹头部的距离与全弹长的比值)随马赫数的变化曲线.

综上所述，掠飞末敏弹在平衡转速状态下，由于绕流流场发生偏移以及尾翼压力系数降低等原因，将导致俯仰力矩系数减小，压心位置前移等现象，同时产生较大的偏航力矩，这对弹箭飞行稳定性均是不利的，在进行弹箭气动特性及飞行稳定性研究时需要加以考虑.

由图14可知，压心系数实验结果随攻角和马赫数增加模型压心系数均有所减小，这是因为当攻角和马赫数较大时，弹身迎风面积以及激波阻力(Ma>1.0时)将显著增大，使尾翼气动载荷占比减小，导致压心向弹头部移动. 此外，对比弹箭在静态和滚转两种状态(α=8°)下压心系数仿真结果可知，弹箭在平衡转速状态下，其压心系数较静态状态时有所减小，这是因为在高速滚转状态尾翼当地攻角明显减小，使翼面升力明显降低. 压心前移将导致弹箭稳定储备量减小，这对提高弹箭飞行稳定性是不利的.

图14 Ma=1.2时，压心系数随马赫数变化曲线 Fig.14 Relationship curves of pressure center coefficient and mach number (Ma=1.2)

图15给出了Ma=1.2时弹箭在静态和滚转两种状态下的俯仰力矩系数实验和仿真对比结果. 由图15可知，弹箭俯仰力矩系数随攻角增加而显著增大. 弹箭在达到平衡转速状态时，其俯仰力矩系数绝对值相对于无滚转时有所减小，且减小幅度随攻角增大有所增大. 这是因为弹箭达到平衡转速时，一方面，由滚转运动引起的诱导攻角与翼面斜置角叠加，使翼面升力明显降低，另一方面，由滚转运动引起的马努斯效应使模型周向压力分布发生偏移，且当攻角较大时尤为显著，以上两方面因素导致弹箭在平衡转速状态下，俯仰力矩系数显著减小.

图15 Ma=1.2时，俯仰力矩系数随攻角变化曲线 Fig.15 Relationship curves of pitching moment coefficient and attack angle (Ma=1.2)

历时5天的大会共开设了20场不同规格的工作坊，其中，两小时工作坊8场，1.5小时工作坊12场，两小时的工作坊围绕历史或认识论材料展开，1.5小时的工作坊围绕融入数学史的教学材料展开．工作坊主要围绕主题1—4展开，在相同时间多场不同主题的工作坊会同时进行，与会者可以自由选择自己感兴趣的主题．

4 结 论

① 将掠飞末敏弹平衡转速仿真结果与实验结果对比表明，弹箭平衡转速仿真结果与实验结果符合较好，表明基于CFD仿真的平衡转速插值计算方法，可对弹箭平衡转速进行准确预测，且平衡转速随马赫数增加而增大，但变化斜率随马赫数增加有所减小；在相同马赫数下，平衡转速随攻角增加而减小，且变化规律具有非线性特性；

2.2.2 扭曲率对平衡转速的影响

③ 掠飞末敏弹在平衡转速状态下，由于绕流流场发生偏移以及尾翼压力系数降低等原因，使弹箭俯仰力矩系数减小，压心位置前移，同时产生较大的偏航力矩，这对弹箭飞行稳定性均是不利的，在进行弹箭气动特性及飞行稳定性研究时需要加以考虑.

参考文献:

[1] 赵博博，刘荣忠，郭锐，等. 扭曲尾翼飞行器的气动特性[J]. 国防科技大学学报,2014,36(3):19-24.

Zhao Bobo,Liu Rongzhong,Guo Rui,et al. Aerodynamic characteristics of the twist fin vehicle[J]. Journal of National University of Defense Technology,2014,36(3):19-24. (in Chinese)

[2] 陈亮，刘荣忠，郭锐，等. 扭曲尾翼弹箭气动外形多目标优化[J]. 兵工学报,2016,37(7):1187-1193.

质谱条件：电离方式EI；电子能量70 eV；接口温度250 ℃；四级杆温度150 ℃；离子源温度230 ℃；扫描范围29～400 u。通过计算机NIST11谱库检索结果和人工谱图相结合方法确定挥发性成分种类，并采用面积归一化法对各挥发性成分进行定量。

Chen Liang,Liu Rongzhong,Guo Rui,et al. Multi-objective optimization on the aerodynamic shape of the projectile with twisted empennages[J]. Acta Armamentarii,2016,37(7):1187-1193. (in Chinese)

语言诗派有着鲜明的政治倾向，马克思主义学说是其最常操练的理论武器。不过，因为降生在20世纪70年代这一后现代思潮蔚然成风、艺术观念纷繁驳杂的时代语境，语言诗派没有固守一家之说，而是主动吸纳多方资源以升级自己的理论装备。最引人注目的就是，它将马克思主义的火炮加载在现代语言学和解构主义的装甲车上，既坚持了对资本主义社会的批判立场，又克服了对审美意识形态的盲视，有力揭示了资本主义商品意识借诗歌语言对社会无意识领域的渗透与控制。

[3] 宋琦,杨树兴,徐勇,等. 滚转状态下卷弧翼火箭弹气动特性的数值模拟[J]. 固体火箭技术，2008,31(6):552-554.

JME的临床表现主要为：肌阵挛发作，失神发作、全面性强直阵挛发作，少见的表现为认知障碍及行为异常。肌阵挛发作是JME特征性表现，特点是短暂的、双侧对称的（偶见单侧）、同步的肌肉收缩，通常发生于清晨觉醒早期（起床前后1小时内）内发生，典型表现为肩、臂的突然抖动，或前臂的突然屈曲。双下肢肌阵挛严重时可引起突然跌倒，但不常见。轻度肌阵挛发作可不被他人发现，仅由患者感知内在的电流感或冲动感，严重肌阵挛发作表现为肌肉同步大力收缩，甚至进展为肌阵挛持续状态。情绪紧张、劳累、睡眠剥夺、饮酒、闪光刺激均可诱发肌阵挛发作。女性患者月经前后发作频率可增加。

Song Qi,Yang Shuxing,Xu Yong,et al. Numerrical simulation on aerodynamic characteristics of rolliong rocet with wrap around fins[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2008,31(6):552-554. (in Chinese)

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