JPRMG

Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance >

2025 , Vol. 45 >Issue 4: 581 - 590

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.04.017

Others

Improved Design of the Aerodynamic Profile of Ultra-high-speed Armor-piercing Fin-stabilized Discarding Sabot

  • DUAN Mingqing , 1 ,
  • DU Yu 2 ,
  • CAO Hongsong , 1 ,
  • LIU Feng 3
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  • 1 School of Mechanical and Electrical Engineering,North University of China,Taiyuan 030051,Shanxi,China
  • 2 Army Border and Coastal Defense Academy,Xi'an 710100,Shaanxi,China
  • 3 Heilongjiang North Tool Co.,Ltd.,Mudanjiang 157013,Heilongjiang,China

Received date: 2024-12-09

  Online published: 2025-09-22

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Abstract

To optimize the aerodynamic shape of small-caliber super-high-speed armor-piercing projectiles, a research on the influence of the shape parameters of the armor-piercing projectiles on the aerodynamic characteristics and flight stability was conducted. Based on three key factors, namely the sweepback angle of the tail fins, the aspect ratio, and the overall length-to-diameter ratio of the entire projectile, multiple improvement schemes for the aerodynamic shape were put forward. A numerical calculation model of the hypersonic flow field was established by using Fluent to explore the variation patterns of the aerodynamic parameters and flight stability. Through comparative analysis, the superior aerodynamic shape scheme was acquired. The results suggest that the zero-lift drag coefficient is reduced by 5.3%~26.9% after the improvement, and the lift coefficient and static moment coefficient are better than those of the original projectile. The static stability reserve amounts to 11%~29%, and the logarithmic attenuation rate of the amplitude ε equals 34.39%, meeting the stability requirements of tail-fin-stabilized armor-piercing projectiles. Meanwhile, the firing altitude, velocity drop, and oblique range at each firing angle have witnessed significant improvements compared to the original projectile. This offers a certain reference for the shape optimization design of small-caliber super-high-speed sabot-armor-piercing projectiles.

Key words： ultra-high-speed; small caliber; shell piercing ammunition; aerodynamic shape; flight stability

Cite this article

DUAN Mingqing , DU Yu , CAO Hongsong , LIU Feng . Improved Design of the Aerodynamic Profile of Ultra-high-speed Armor-piercing Fin-stabilized Discarding Sabot[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2025 , 45(4) : 581 -590 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.04.017

0 引言

小口径脱壳穿甲弹是近程防空反导弹药中最有效的一种弹药,其具有射速快、侵彻能力强等特点,能够对目标造成高效毁伤,通常是防空反导体系中最后一道火力屏障,担当着“守门员”的角色[1]。由于传统尾翼稳定穿甲弹受限于传统火药发射方式,最大射速只能达到5Ma左右[2],大大限制了其穿甲威力。目前,已发展出电磁发射、电热发射以及电热-化学发射技术等多种新型发射方式,发射速度已能达到6Ma左右。但是超高速也带来了速度损失较大、弹道不稳定等问题,为保证其具有较优的直射距离、存速和飞行稳定性,需要对常规小口径穿甲弹的外形进行改进。
目前国内外对尾翼稳定脱壳穿甲弹外形结构研究已有很多成果。张海洋等[3]对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹形结构参数对全弹道性能的影响作了分析,研究了弹芯直径、头部长径比、圆柱部长径比、尾翼翼展、尾翼平均几何弦长和尾翼厚度6个参数对弹道千米速度降的影响,建立了全弹道一体化的数学模型。易文俊等[4]研究了应用现代最优理论对弹药系统进行全弹道多目标改进设计的基本方法和步骤,选用约束变尺度法对高膛压滑膛炮配备尾翼稳定脱壳穿甲弹的装药结构和弹体结构参数进行了全弹道多目标改进设计。王良明等[5]提出了以提高射击精度为目标的尾翼式脱壳穿甲弹弹芯结构参数的改进设计方法,改进了一种杆式脱壳弹的弹芯结构,提高了该弹的射击精度。岳通等[6]改变弹头部长径比,尾翼根梢比,尾翼后缘后掠角的大小,运用计算流体力学方法对不同外形参数的尾翼稳定脱壳穿甲弹进行气动参数仿真,得到阻力系数及稳定性的变化规律,分析得到增大后缘后掠角有利于降低弹体阻力系数并提高弹体稳定性,增大根梢比有利于降低弹体阻力系数但弹体稳定性也会降低等结论。Li等[7]运用到了风洞实验与仿真结合的方法对两种形状尾翼稳定弹的气动特性与弹道进行仿真分析,得到两种弹形气动力系数与弹道诸元。
综上所述,目前对于穿甲弹气动外形的研究集中于常规火炮发射速度低于5Ma的情形,对速度达到6Ma的超高速穿甲弹的气动特性研究较少。研究基于小口径、超高速的尾翼稳定脱壳穿甲弹,研究了其气动特性,并设计了外形改进方案,分析了改进后穿甲弹气动、飞行稳定性以及外弹道等方面的优化结果,为小口径、超高速尾翼稳定脱壳穿甲弹的外形优化设计提供了参考。

1 尾翼稳定脱壳穿甲弹外形方案

1.1 外形结构分析

尾翼稳定脱壳穿甲弹由风帽、弹芯、尾翼3部分构成,由于穿甲弹初速较高,发射载荷较大,故长径比不能太大。这里参考小口径尾翼稳定脱壳穿甲弹外形如图1所示,弹芯前部为锥形,中间为圆柱形,后面是与弹托配合的齿槽,尾翼连接在弹芯尾部,弹径为10 mm,长径比为11.2,尾翼后掠角为45°,展弦比为1。
图1 原弹外形

Fig.1 Appearance of the original projectile

在高超声速条件下,气动力受速度变化影响较大,当穿甲弹速度高于5Ma后,其受到的激波阻力和摩擦阻力会急剧增大,导致弹丸整体受到的阻力大幅度增加;并且当穿甲弹速度发生微弱变化时,将会导致气动力发生较大的波动,引起气动中心发生偏移,影响弹丸飞行稳定性。因此,针对高超声速条件下穿甲弹气动外形的优化设计需将重心放在减少空气阻力的同时保证其具有较好的飞行稳定性。
针对尾翼稳定穿甲弹,文献[8-11]提出尾翼是影响全弹气动力的主要因素,且尾翼尺寸变化会对弹丸的飞行稳定性产生重要影响,因此对尾翼外形的改进从前缘后掠角与展弦比两个影响尾翼外形的重要参数提出改进方案;同时文献[12-13]对弹芯结构齿槽前外形进行改进,通过适当增大其长径比的方法优化其气动特性,因此研究中适当增加了原弹长径比。下面将分别根据上述几个参数提出穿甲弹外形结构改进方案,综合各方案气动特性选定最优改进方案,并对选定方案的气动特性以及飞行稳定性进行验证,证明该方案的可行性。

1.2 外形改进方案

结合上述外形分析结果,根据尾翼后掠角、展弦比和全弹长径比3个主要因素制定了以下改进方案。
构建尾翼前缘后掠角分别为30°、45°、60°结构外形如图2所示。构建尾翼展弦比分别为0.9、1、1.1三种结构外形如图3所示。
图2 不同尾翼前缘后掠角

Fig.2 Different weptback angle of leading edge of tail fins

图3 不同尾翼展弦比

Fig.3 different aspect ratio of tail fins

原型弹长径比为11.2,考虑到发射强度以及飞行稳定性,在原弹的基础上稍微增大长径比,构建一种长径比为12的弹形,同时将弹尾部改为尾椎形,改后弹形如图4所示。
图4 改进后外形

Fig.4 Improved appearance

2 穿甲弹外流场计算模型构建

为了研究小口径、超高速穿甲弹的气动特性,对多种外形弹分别进行外流场仿真建模。针对文中研究的穿甲弹飞行速度较高且弹体表面有齿槽的特点,借鉴文献[14]中高超声速流场计算模型,以粘性流动N-S方程为基础,选择采用SST k-ω模型[15],运用有限元体积法(FVM)对流体域进行离散计算,离散格式采用二阶迎风格式[16]。气体为理想大气,气体的粘性系数采用Sutherland模型。目前已证实该模型用于高超声速流场的计算是准确的,因此文中的计算结果是可靠的。

2.1 控制方程

穿甲弹在大气中飞行时,空气的流动可以看作是三维可压缩粘性流体流动,其在流动中要受到质量守恒定律、动量守恒定律和能量守恒定律的限制。当流动处于湍流状态时,流体流动的N-S方程为[15]:
质量守恒方程:
∂ ρ ∂ t+div(ρV)=0
式中:ρ为密度;t为时间;V为速度矢量。
动量守恒方程:
∂ ( ρ u ) ∂ t + d i v ( p u V ) = - ∂ p ∂ x + ∂ τ x x ∂ x + ∂ τ y x ∂ y + ∂ τ z x ∂ z + F x ∂ ( ρ v ) ∂ t + d i v ( p v V ) = - ∂ p ∂ y + ∂ τ x y ∂ x + ∂ τ y y ∂ y + ∂ τ z y ∂ z + F y ∂ ( ρ w ) ∂ t + d i v ( p w V ) = - ∂ p ∂ z + ∂ τ x z ∂ x + ∂ τ y z ∂ y + ∂ τ z z ∂ z + F z
式中:p为微元体上的压力;u,v和w为速度矢量在x,y和z方向的分量;τxx,τxy和τxz等表示微元体表面上粘性应力的分量;Fx,Fy和Fz为微元体在各个轴上的体积力。
能量守恒方程:
∂ ( ρ T ) ∂ t+div(ρVT)=div λ c p g r a d ( T )+ST
式中:T为温度;Cp为比热容;λ为传热系数;ST为粘性耗散项。

2.2 湍流模型

由于穿甲弹发射初速高达6Ma,属于高超音速飞行,需要选择合适的湍流模型来模拟外流场气体流动。这里选择SST k-ω湍流模型来进行计算,SST k-ω湍流模型融合了k-ε和k-ω两种模型的优点,不但修正了湍流粘性公式,而且考虑了湍流剪切应力造成的影响[17],适合用于高速区域来流和由于逆压梯度造成的分离问题。其数学表达式如下:
湍流动能(k)方程:
d k d t=Pk-β*kω+ ∂ ∂ x ( μ + σ k v t ) ∂ k ∂ x j+2(1-F1)vtSijSij
湍流耗散率(ω)方程:
d ω d t=Pω-β ω 2 k+ ∂ ∂ x j ( μ + σ ω v t ) ∂ k ∂ x j+2(1-F1)vtSijSij- α M ω ∂ k ∂ x j ∂ ω ∂ x j
其中:k是湍流动能;β*是模型常数;xj为位置坐标;μ是动力粘性系数;vt是湍流粘性系数;F1是修正因子;Sij是速度梯度张量;ω是湍流耗散率;Pk,Pω是产生项;β是模型常数;σk,σω和αM是修正因子。

2.3 网格模型以及边界条件

由于穿甲弹初速较高,为尽可能减少边界效应对计算结果的影响,构建了相对弹体较大的外流场。远场域直径设置为尾翼翼展的20倍,长度设置为总弹长的16倍,将弹体放在远场域中长度1/3位置处。利用Pointwise网格划分软件进行网格划分,结构化网格由于其结构规则,通常可以更容易地满足稳定性和收敛性要求,但在一些结构复杂的位置划分比较困难,因此拟采用结构化网格与非结构化网格混合起来的混合网格,在弹体表面和尾翼部分用结构化网格划分,在弹头与底部选择非结构网格划分。为保证计算精度,在弹头、弹体表面齿槽和尾翼翼尖等位置做了相应的加密处理,网格最小为0.05 mm,随着远离弹体表面网格逐渐变大,在非加密区空气域网格大小为16 mm,如图5所示。
图5 网格划分结果

Fig.5 Grid division results

设置边界条件时弹体表面设置为绝热无滑移壁面,远场域设置为压力远场。弹体表面第一层网格[18]厚度为424 nm,设置增长率为1.2,边界层为35层,远场域体网格数为280万,经验证进一步增加网格不会对计算结果有影响。

3 穿甲弹气动特性分析

针对不同方案的气动外形进行数值模拟计算,根据文献[19]计算弹芯极限穿透靶板速度公式,计算出该穿甲弹要对来袭目标造成有效毁伤需要保证存速为440.53 m/s,因此将仿真工况速度范围设置为1.3Ma~6Ma,同时由于穿甲弹在飞行过程中存在小攻角,且攻角一般很小,这里选取0°、2°、4°攻角进行计算,得到零升阻力、升力、静力矩系数等气动参数以及静稳定储备量,选取改进方案并进行验证。

3.1 尾翼后掠角对气动特性影响

对30°、45°以及60°尾翼后掠角的穿甲弹模型在不同马赫数下进行数值计算,得到如图6所示的气动参数。
图6 不同后掠角下的气动特性

Fig.6 Aerodynamic characteristics at different weptback angles

由图6可得,该穿甲弹在超音速条件下飞行时,零升阻力、升力、静稳定储备量随着飞行速度的增大而减小,而静力矩系数为负数,与飞行速度呈正相关关系;并且上述系数随着尾翼后掠角的增大而减小。在穿甲弹飞行速度为3Ma~6Ma时,后掠角大于等于45°的弹形零升阻力系数明显较小,与30°后掠角的弹形间差距较大,6Ma时相差了0.1;而升力以及飞行稳定性会略差于30°后掠角的弹形,但是差距较小,在6Ma时基本相同,对整体气动特性以及飞行稳定影响较小。根据上述分析可知对于小口径、超高速穿甲弹,可以选取较大的尾翼后掠角,在保证飞行稳定性的同时,有效减小受到的阻力,使其速度缓慢衰减,具备有效的动能击穿目标。

3.2 尾翼展弦比对气动特性影响

对展弦比为0.9、1和1.1的穿甲弹模型在不同马赫数下进行数值计算,得到如图7所示的气动参数。
图7 不同展弦比下的气动特性

Fig.7 Aerodynamic characteristics at different aspect ratios

由图7可得,展弦比越大,零升阻力系数、静力矩系数越大,而升力系数与静稳定储备量则会减小。3种展弦比下的零升阻力系数与静力矩系数相近,可知在超音速下飞行,展弦比对零升阻力与静力矩影响较小,在飞行速度达6Ma时基本相同;而展弦比对升力系数与静稳定储备量的影响较大,展弦比为0.9时明显优于其他弹形,因此对于该型超高速穿甲弹,选取尾翼展弦比为0.9时较好,在拥有较好的气动外形的同时也保证了飞行稳定性。

3.3 长径比对气动特性影响

对长径比为11.2和12.0的穿甲弹模型在不同马赫数下进行数值计算,得到如图8所示的气动参数。
图8 不同长径比下的气动特性

Fig.8 Aerodynamic characteristics at different length-diameter ratios

由图8可得,该穿甲弹在超音速条件下飞行时,增大长径比零升阻力系数会减小,且速度越快,长径比对阻力系数的影响越大,低马赫数飞行时两种长径比穿甲弹的零升阻力系数基本相同,到6Ma时已相差0.04。同时,增大长径比也有助于提升该穿甲弹的静稳定储备量,在高马赫数时提升效果较为显著。

3.4 外形改进方案确定及验证

综上所述,考虑穿甲弹速度衰减以及飞行稳定性,选择尾翼后掠角为60°,展弦比为0.9,长径比为12.0作为改进方案,原弹与改进外形弹的外流场数值计算结果如图9~图12所示。
图9 改进前后6Ma时速度矢量图

Fig.9 Velocity vector at 6Ma before and after improvement

图10 改进前后6Ma时压力云图

Fig.10 Pressure cloud image at 6Ma before and after improvement

图11 Ma=6、α=0°时改进前后弹体表面压力系数分布

Fig.11 Distribution of pressure coefficient on the surface of the projectile before and after modification when Ma=6 and α=0°

图12 改进前后气动特性

Fig.12 Aerodynamic characteristics before and after improvement

由图9可知,气流从弹头风帽流向弹体表面,在齿槽位置由于弹体表面不平整,会产生小的涡流,故在齿槽位置处阻力系数较大;原型弹的气流流过弹体表面在底部形成涡流较明显,其涡流对弹体的拖拽影响较大,会增大其底阻;改进外形弹地面涡流主要在尾翼底面产生,由于尾翼为尾椎形,底部面积很小,所以涡流产生的底阻会较小。
由图10可知,两种弹形的最大压力大致相同,在弹头与尾翼位置都有明显的激波产生,并且在齿槽位置压力比前弹体表面压力小,说明在齿槽位置动压相对较小;原弹除了弹头和尾翼位置有激波产生,其在前弹体表面也有激波产生,激波产生的压力会使原弹表面受到更大的阻力。因此原型弹更多的波阻与底阻的叠加会导致其零升阻力更大,而改进外形弹的长径比相对较大,且弹尾部底面积较小,这对零升阻力的减小起到了积极的作用。
从图11中可以看出在弹头位置压力系数最大,因为穿甲弹以6Ma高超音速飞行时,弹头位置处空气被强烈压缩形成激波,弹头表面的压力极速增大,所以压力系数最大;改进外形弹的弹体表面压力系数波动较原弹后移,因为改进外形弹的弹体长径比相对较大,齿槽位置相对靠后,在齿槽位置由于弹体表面不平整,所以压力系数相对前端弹体表面较大;尾翼位置改进外形弹的压力系数相对较小,因为改进弹体尾翼采用前缘大后掠角、小展弦比结构,使激波出现较晚,且波阻较小,能有效降低激波对尾翼的影响。
由上图可知,两种外形穿甲弹的阻力系数在超音速范围内随马赫数的升高而减小,在1.3Ma~6Ma范围内,改进外形弹的零升阻力减小了5.3%~26.9%,在6Ma时减小效果最明显;在α=2°,4°时阻力系数减小也比较明显,特别是马赫数越大,减小效果越明显。同时改进弹形的升力系数也优于原型弹,二者的静力矩系数则相近。因此,可以说明改进方案的气动特性要明显优于原型弹,尤其在阻力方面相对于原型弹大幅降低,且在6Ma时优化效果更加明显,可见改进方案在气动特性方面是可行的;下面将针对改进方案的飞行稳定性以及外弹道特性进行进一步验证。

4 外弹道特性分析与验证

由上述分析可得,改进方案在气动特性方面是可行的,下面将从飞行稳定性、外弹道特性两方面进一步验证改进方案的可行性。

4.1 稳定性对比分析

对于尾翼稳定脱壳穿甲弹,稳定性是保证弹丸发射后能够稳定飞行的一项重要指标[20]。尾翼稳定弹的稳定性分为静稳定性和动稳定性。

4.1.1 静稳定性

静稳定性主要包括静稳定储备量,对于尾翼稳定弹,需要一定的静稳定储备量来稳定弹丸飞行。
由图13可知,在超音速阶段,静稳定储备量随马赫数增大而减小;改进外形后的穿甲弹静稳定储备量为11%~29%,比原型弹的静稳定储备量8%~27%要高,且满足无控尾翼稳定弹药的静稳定性需求。
图13 改进前后静稳定储备量

Fig.13 Statically stable reserves before and after modification

4.1.2 稳定储备量对穿甲弹稳定距离的影响

假设穿甲弹在脱壳时受到扰动导致有10°的攻角,由于穿甲弹微旋,可通过计算攻角与侧滑角的合角章动角收敛到一定角度时所需要的距离来分析静稳定性对其的影响。
图14 章动角随射程变化曲线

Fig.14 Nutation angle variation curve with range

穿甲弹章动角在1°以下时逐渐趋于稳定,故选择章动角开始受到扰动到降至1°时所需的距离为稳定距离。由图可知,章动角变化呈一定的周期性,原型弹在受到扰动时收敛相对比较缓慢;原型弹的稳定距离为297.8 m,改进外形弹的稳定距离为271.2 m,改进外形弹的稳定距离相对较短,说明其具有较高的静稳定储备量能使穿甲弹在飞行中受到扰动时及时稳定下来。

4.1.3 动稳定性

由图15可知,原型弹的攻角摆动周期为0.02 s,改进外形弹的攻角摆动周期为0.014 s;两种弹形的攻角最大振幅随时间增加逐渐减小,说明弹逐渐趋于稳定。
图15 攻角随时间变化曲线

Fig.15 Curve of angle of attack with time

振幅的对数衰减率ε为:
ε=ln δ 2 δ 1
式中δ表示振幅。
计算得原型弹的振幅对数衰减率ε=23.57%,改进外形弹的振幅对数衰减率ε=34.39%,满足尾翼稳定弹对数衰减率范围10%~70%的要求。
综上所述,改进方案的静稳定储备量高于原型弹,在受到扰动时,其稳定距离相对较短,能使穿甲弹及时的稳定下来,满足无控尾翼稳定弹药的静稳定性需求;同时改进方案攻角摆动周期更短,能在较短时间降低攻角振幅,使弹丸趋于稳定;由此可得,改进方案在飞行稳定性方面满足要求。

4.2 外弹道对比分析

尾翼稳定脱壳穿甲弹飞行时为低旋状态,可以忽略陀螺效应,同时忽略马格努斯力矩和科氏惯性力的影响,考虑作用在弹上的重力、阻力、升力、静力矩、极阻尼力矩、赤道阻尼力矩和导转力矩的影响,采用四阶龙格-库塔法求解[21-22]。
分别对原型弹和改进外形弹进行6DOF弹道计算,设置初速为6Ma,射角为45°、60°、85°。防空弹药的关键性能参数包括射高、速度降和斜射距,因此重点针对这3个参数进行对比分析。
由图16可知,在45°射角时原型弹射高最高为6 519 m,改进外形弹的射高最高为8 061 m,改进外形弹的射高增加23.7%;60°射角时原型弹射高最高为9 192 m,改进外形弹的射高最高为11 676 m,改进外形弹的射高增加27.0%;85°射角时原型弹射高最高为12 052 m,改进外形弹的射高最高为15 885 m,改进外形弹的射高增加31.8%;由此可得,改进外形弹的射高较原型弹有明显提升。
图16 高度随射程变化曲线

Fig.16 Height variation curve with range

速度降是防空弹药的一项重要参数,这里取1 km斜射距的速度变化来对比两种外形弹的性能。由图17可知,同一种外形的弹在不同射角时1 km斜射距速度降大致相同,改进外形弹的速度降较原型弹相对较低,其存速更高。两种弹形在45°、60°和85°射角,1 km斜射距处的存速如表1所示,速度降分别减小了4.80%、4.76%和4.73%。
图17 速度随斜射距变化曲线

Fig.17 Velocity variation curve with oblique range

表1 1 km斜射距处速度降

Table 1 Velocity drop at 1 km stant range

Remaining velocity Elevation angle/(°)
45 60 85
Prototype projectile/
(m/s)		 1 632.05 1 634.02 1 635.61
Modified shape
projectile/(m/s)		 1 710.44 1 711.84 1 712.98
Sink rate/% 4.80 4.76 4.73
由图18可知,同一射角改进外形弹的斜射距较原型弹有明显提升,在85°射角时斜射距提升23.9%,在60°射角时斜射距提升21.6%,在45°射角时斜射距提升19.4%。
图18 斜射距随射程变化曲线

Fig.18 Curve of oblique range variation with range

综上所述,改进方案在射高、速度降以及斜射距方面都明显优于原型弹,可见改进方案气动特性较优,保证了弹丸具有较好的外弹道特性,提升了穿甲弹的作战特性,说明改进方案可行。

5 结论

针对小口径、超高速脱壳穿甲弹进行外形改进,使其在超高速飞行时具有良好的气动外形和飞行稳定性。通过流体数值模拟计算,得到原型弹与改进外形弹的气动系数,并在此基础上分别计算了外弹道。得到以下结论。
1)改进外形弹的零升阻力系数比原型弹要小,且随着速度的增大零升阻力减小效果越明显,在速度达到6Ma时减小了26.9%;同时存在攻角时的阻力系数以及升力系数也明显优于原型弹。
2)改进外形弹的静稳定储备量为11%~29%,高于原型弹的静稳定储备量8%~27%,其在受到扰动时能更快稳定下来;并且改进外形弹的攻角摆动周期更小,振幅对数衰减率ε=34.39%,满足尾翼稳定弹对数衰减率的要求,飞行稳定性更佳。
3)改进外形弹的最大射高较原型弹明显提升,在85°射角条件下增大了31.8%;在1 km斜射距处的速度降较原型弹减小了4.75%左右;同时斜射距相较于原型弹有很大幅度的提升,在85°射角时提升了23.9%。由此可得对于小口径超高速脱壳穿甲弹的外形改进方案是可行的,针对尾翼后掠角、展弦比以及长径比的外形改进思路可以为超高速穿甲弹的外形优化设计提供参考。

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