李陽(yáng)　王健

摘 要：本文對(duì)穿甲彈的尾翼進(jìn)行建模，通過(guò)對(duì)含能火藥燃燒后形成燃?xì)獾难芯颗c分析，對(duì)火藥燃?xì)獾臏囟群蛡鳠嵯禂?shù)進(jìn)行理論計(jì)算，通過(guò)數(shù)據(jù)處理得到燃?xì)鉁囟扰c對(duì)流換熱系數(shù)的變化曲線，進(jìn)而進(jìn)行計(jì)算，最終得到穿甲彈尾翼在發(fā)射過(guò)程中的溫度變化。研究結(jié)果對(duì)穿甲彈的熱結(jié)構(gòu)布置具有指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：穿甲彈；傳熱；燃?xì)鉁囟龋粚?duì)流換熱系數(shù)；發(fā)射過(guò)程

穿甲彈發(fā)射過(guò)程中，含能火藥迅速燃燒釋放大量高溫高壓燃?xì)?，?duì)穿甲彈形成迅速加熱，溫度升高將造成材料力學(xué)性能下降。本文以某穿甲彈為背景，分析其熱性能，對(duì)尾翼進(jìn)行研究分析，通過(guò)計(jì)算燃?xì)鉁囟群蛯?duì)流換熱系數(shù)，進(jìn)而得到求解尾翼溫度分布的邊界條件，后對(duì)整個(gè)過(guò)程進(jìn)行仿真，得到尾翼溫度分布的瞬態(tài)解。

1 模型與要處理的問(wèn)題

尾翼的材料是鋁合金，表1是計(jì)算過(guò)程中選取的鋁合金的性能參數(shù)。

為了簡(jiǎn)化模型由于作用時(shí)間很短，尾翼對(duì)彈體的導(dǎo)熱相對(duì)于燃?xì)鈱?duì)尾翼的傳熱可以忽略不計(jì)在，PROE建模軟件中建立穿甲彈尾翼的模型，幾何模型如圖1所示；網(wǎng)格模型（全圖和剖面圖）如圖2所示。

發(fā)射過(guò)程主要過(guò)程可簡(jiǎn)化分析為主要的4.5ms，然后對(duì)溫度分布進(jìn)行瞬態(tài)求解。故發(fā)射過(guò)程的主要任務(wù)是通過(guò)公式和函數(shù)模擬得到溫度和對(duì)流換熱系數(shù)的4.5ms內(nèi)的數(shù)據(jù)趨勢(shì)。

2 控制方程

2.1 火藥燃?xì)鉁囟鹊挠?jì)算

火藥燃?xì)獾臏囟仁腔谡麄€(gè)發(fā)射過(guò)程的。點(diǎn)火藥引燃火藥，一瞬間炮膛內(nèi)溫度急劇上升；推動(dòng)穿甲彈運(yùn)動(dòng)的過(guò)程，溫度逐漸下降；穿甲彈離開(kāi)藥筒，燃?xì)鉁囟妊杆傧陆怠＿@些過(guò)程都可以通過(guò)函數(shù)和公式大致模擬。根據(jù)試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)，可以將模型簡(jiǎn)化假設(shè)為前2ms的前期過(guò)程和后2.5ms的后效階段，這樣處理更符合實(shí)際情況。

前期時(shí)期：將燃?xì)鉁囟瓤闯墒菚r(shí)間的函數(shù)，可以通過(guò)公式（1）來(lái)描述。

Tg（t）=[1-（k-1）φqv （t ）2/（2fωψ）]T1 （1）

公式中其中k為藥筒絕熱系數(shù)；φ為虛擬系數(shù)；q為尾翼質(zhì)量；v （t ）為尾翼的運(yùn)動(dòng)速度；f為火藥力；ω為裝藥量；ψ為已燃火藥占總量的百分比；T1為爆溫。

后效過(guò)程：由于發(fā)射至4.5ms的時(shí)候火藥燃?xì)獾臏囟嚷愿哂谕饨缈諝獾臏囟??？梢赃x擇用對(duì)數(shù)函數(shù)式（2）來(lái)擬合后效期過(guò)程。

T=Thexp（-AtB）（2）

式中Th為后效期開(kāi)始時(shí)的火藥燃?xì)馄骄鶞囟?，A，B為實(shí)驗(yàn)擬合系數(shù)。其中后效期起始溫度等于內(nèi)彈道結(jié)束時(shí)燃?xì)獾木鶞兀?.5ms后效期結(jié)束時(shí)溫度高于空氣中的溫度，根據(jù)以上條件，處理得到擬合曲線，如圖3所示。

2.2 對(duì)流換熱系數(shù)的計(jì)算

外界對(duì)尾翼的對(duì)流換熱系數(shù)h的確定。由于尾翼圓筒處壁面厚度較薄，工程上可以將此問(wèn)題簡(jiǎn)化平板模型[ 2 ]，運(yùn)用相似理論選取公式（3）描述。

2.3 固體導(dǎo)熱區(qū)控制方程

對(duì)于固體導(dǎo)熱區(qū)的能量傳遞，其求解能量方程的形式如下：

3 計(jì)算分析

本文將發(fā)射的過(guò)程簡(jiǎn)化為，通過(guò)研究對(duì)燃?xì)鉁囟葓?chǎng)和換熱系數(shù)隨時(shí)間的變化，將復(fù)雜的動(dòng)態(tài)過(guò)程簡(jiǎn)化為一個(gè)變工況的換熱導(dǎo)熱問(wèn)題。通過(guò)第三章所述的控制方程實(shí)現(xiàn)這種轉(zhuǎn)換，最終得到尾翼溫度分布隨時(shí)間的變化，如圖5所示。

由于模型具有對(duì)稱(chēng)性，我們選擇幾個(gè)有代表性位置的監(jiān)視器對(duì)時(shí)間歷程結(jié)果觀察分析，如圖6所示，圖中TEMP2是尾翼一個(gè)內(nèi)壁節(jié)點(diǎn)（963）的溫度，TEMP3是外壁節(jié)點(diǎn)（4083）的溫度，TEMP4是尾翼上的一個(gè)節(jié)點(diǎn)（10352），TEMP5是尾翼外端的一個(gè)節(jié)點(diǎn)（1907）。

選擇監(jiān)視區(qū)后就得到這些節(jié)點(diǎn)的溫度隨時(shí)間的變化關(guān)系，將其繪成函數(shù)曲線，如圖7所示。

4 結(jié)論

本文通過(guò)數(shù)據(jù)處理，編程計(jì)算，得到穿甲彈發(fā)射4.5ms過(guò)程中的燃?xì)鉁囟萒的變化，對(duì)流換熱系數(shù)h變化，通過(guò)控制方程得到尾翼溫度場(chǎng)數(shù)據(jù)。計(jì)算結(jié)果表明，發(fā)射時(shí)火藥燃?xì)鉁囟群芨?，在發(fā)射過(guò)程中，由于燃?xì)庵車(chē)橘|(zhì)換熱很大，短短幾個(gè)毫秒溫度迅速降低。而尾翼的溫度變化則在3ms以后較緩。

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