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66火箭彈實彈進入發燒排行的影片

具尾翼彈體之飛行氣動力特性研究

為了解決66火箭彈實彈的問題，作者傅上珉 這樣論述：

本文透過結合低速風洞實驗、計算流體力學（Computational Fluid Dynamics，簡稱CFD）方法與彈道模擬控制軟體，來探討一具尾翼穩定的投射彈體於3種不同構型之飛行氣動力特性與彈道軌跡模擬，飛行條件為馬赫數0.6 ~ 0.9、攻角α介於-10° ~ +10°。在低速風洞試驗中，風速10.7m/s為一不可壓縮流的範圍，量測攻角α介於-10° ~ +10°，由於彈體的細長特性，可利用Karman-Tsien Rule修正空氣的可壓縮性轉換至0.6馬赫，以分析流速擴展至高次音速流場之氣動力特性。將修正實驗數據與CFD計算結果比較，+/-攻角10度以內，兩者之CL ,CD與CM均相

近（數值差距在5.55%以內）。俯仰力矩係數對攻角導數值在攻角+/-10°以內時均接近於0（變化範圍在0與-0.0005之間）。依據攻角變化範圍內（+/-10°以內）俯仰力矩係數大致維持穩定之特性（變化範圍在0與-0.005之間），彈體可保持飛行之穩定。CFD數值模擬，比較3種彈體模型在攻角+/-10°以內時升力係數均相近（數值差距在+/-5.10%以內），阻力係數以model C較高（model C在攻角-4°時阻力係數比model A高出26.22%），俯仰力矩係數均相近（數值差距在+/-8.02%以內）。俯仰力矩係數對攻角導數值在攻角+/-10°以內時均接近於0（變化範圍在0與-0.00

18以內），在攻角變化範圍內（+/-10°以內）俯仰力矩係數變化範圍在0與-0.013之間。彈體飛行軌跡之模擬與比較，在求解相關之氣動力資料後，運用彈道模擬程式，將模擬彈體的飛行彈道軌跡與美軍射表資料相比對，顯示在不同發射角的彈道最大高度誤差為3.07% ~ 4.68%、射程距離誤差則為0.15% ~ 5.72%。比較3種彈體在射角45度發射時之最大射程，model B可達到增加射程（最大射程增加26.83%）且經風洞試驗及CFD驗證可達到飛行穩定性之要求。本研究可建立一套彈體構型氣動力設計、流場分析比對與飛行軌跡模擬的方法以減少實彈測試的相關費用。