蔣 濤,郭 銳,劉榮忠

(1 南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094;2 智能彈藥技術(shù)國防重點實驗室,南京 210094;3 73667部隊,江蘇句容 212400)

翼片結(jié)構(gòu)參數(shù)對單翼末敏彈氣動特性的影響

蔣 濤1,2,3,郭 銳1,2,劉榮忠1,2

(1 南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094;2 智能彈藥技術(shù)國防重點實驗室,南京 210094;3 73667部隊,江蘇句容 212400)

為了研究單翼末敏彈氣動布局對其氣動特性的影響規(guī)律,基于Fluent軟件,詳細(xì)研究了翼片長度、翼片寬度、翼端重物質(zhì)量和翼片轉(zhuǎn)角等參數(shù)對單翼末敏彈阻力系數(shù)、導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的影響規(guī)律。結(jié)果表明,氣動參數(shù)隨翼片長度和寬度增大呈現(xiàn)線性增大趨勢;翼端重物質(zhì)量對氣動參數(shù)影響微弱;翼片轉(zhuǎn)角對氣動參數(shù)影響較大,氣動參數(shù)呈現(xiàn)拋物線形變化。

單翼末敏彈;氣動特性;翼片結(jié)構(gòu);Ansys Fluent

0 引言

在20世紀(jì)70年代,受楓樹種子穩(wěn)定下落運(yùn)動的啟發(fā),國外學(xué)者提出了一種翅果模型(Samara type)[1],從而展開了對無傘末敏彈氣動特性的探索研究。單翼末敏子彈以其強(qiáng)非對稱性的氣動力結(jié)構(gòu)形成的穩(wěn)態(tài)掃描較之有傘末敏子彈具備落速更快、掃描頻率更高、掃描間距更為密集的優(yōu)點。

Yasuda K,Greene D F,Guries R P,Sipe T W[2-5]等人的相關(guān)研究為無傘末敏彈的運(yùn)動特性和穩(wěn)定性研究打下了基礎(chǔ)。舒敬榮[6-7]、張偉劍[8]研究了強(qiáng)非對稱所產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)共振運(yùn)動來實現(xiàn)穩(wěn)態(tài)掃描機(jī)理和翼片剛性與柔性、慣性主軸和彈軸夾角和翼片安裝角對于單翼末敏彈氣動參數(shù)的影響規(guī)律。

綜上所述,國內(nèi)外學(xué)者對于單翼末敏彈建立了較為完善的運(yùn)動學(xué)理論模型,但對于氣動特性變化規(guī)律的研究尚不完善,因此,文中選取翼片長度、翼片寬度、翼端重物質(zhì)量和翼片轉(zhuǎn)角4個結(jié)構(gòu)參數(shù)研究其結(jié)構(gòu)參數(shù)變化對于氣動參數(shù)的影響規(guī)律,為單翼末敏彈的總體設(shè)計和工程研制提供一定參考。

1 仿真模型

如圖1所示,流場在彈徑方向取15倍彈徑長度,彈軸方向取15倍彈軸長度。通過改變其翼片長度l、翼片寬度w、翼端重物質(zhì)量m和翼片轉(zhuǎn)角(翼片與水平面的夾角)的數(shù)值,研究氣動參數(shù)的變化規(guī)律。其中,圓柱部彈體直徑均為Φ120 mm,高度為86 mm,翼片厚度均為1 mm,翼片安裝角均為30°。

由于空氣粘性附面層的影響,在彈體壁面劃有5層邊界層網(wǎng)格。整個計算域采用非結(jié)構(gòu)法網(wǎng)格,其特點是網(wǎng)格自適應(yīng)性強(qiáng),能夠較好的填充不規(guī)則幾何體,反映氣流繞過彈體表面及翼片后流場變化的情況,彈體表面及邊界層網(wǎng)格劃分如圖2所示。

圖1 三維計算模型

圖2 彈體表面及邊界層網(wǎng)格

2 控制方程

控制方程采用三維雷諾平均Navier-Stokes方程[9]:

式中:

而H、v、E、p、τ、h、q和ρ分別為源項、速度、單位質(zhì)量的總能、流體壓力、粘性應(yīng)力張量、比焓、熱流通量和密度。

湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型[9-10],此模型通過求解湍流動能k方程和湍流耗散率ε方程,得到k和ε的解,再計算湍流粘度,最終得到雷諾應(yīng)力的解。在Fluent求解器中作如下計算設(shè)置[11]:

1)設(shè)置流體材料為理想空氣,流動模式采用定常流動。

2)壁面設(shè)為無滑移邊界條件,進(jìn)口邊界條件設(shè)置為inlet,出口邊界條件設(shè)為outflow,彈體表面和流體域邊界條件設(shè)置為wall。

3)參考面積為末敏彈圓柱彈體的橫截面積,參考長度為圓柱彈體的母線長度。

4)連續(xù)方程、能量方程、湍流模型方程和動量方程的收斂精度設(shè)置為小于0.000 01。

5)為提高運(yùn)算效率,未設(shè)置彈體內(nèi)部的固體域,所得到的計算結(jié)果為空氣動力作用在彈體表面的力和力矩。

6)假設(shè)翼片為剛性。

3 仿真結(jié)果與分析

3.1 翼片長度對氣動參數(shù)特性的影響

為研究翼片長度對于單翼末敏彈氣動參數(shù)的影響規(guī)律,分別取翼片長度為150 mm、170 mm、190 mm、210 mm、230 mm進(jìn)行仿真計算,翼片寬度均為76 mm,翼端重物質(zhì)量為370 g,翼片轉(zhuǎn)角為25°,來流速度為40 m/s,攻角為30°。

圖3 氣動參數(shù)隨翼片長度的變化規(guī)律

由圖3(a)可知,阻力系數(shù)在2.6與3.3之間達(dá)到了一定的增阻效果,由于翼片長度變大,其翼片迎風(fēng)面積也隨之增大,阻力系數(shù)呈現(xiàn)出線性遞增趨勢。在不同的來流速度工況下,阻力系數(shù)變化很小。由圖3(b)可知,導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為負(fù)值,與設(shè)計方向一致。其數(shù)值隨翼片長度變化也呈現(xiàn)線性遞增趨勢,且與來流速度大小無關(guān)。說明翼片增長,作用在翼片上的空氣動力變大,故使其導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩增大。由圖3(c)可知,俯仰力矩系數(shù)隨翼片長度和來流速度變化都不大,可忽略其長度變化的影響。

3.2 翼片寬度對氣動參數(shù)特性的影響

為研究翼片寬度對于單翼末敏彈氣動參數(shù)的影響規(guī)律,分別取翼片寬度為60 mm、68 mm、76 mm、84 mm、92 mm進(jìn)行仿真計算,翼片長度均為170 mm,翼端重物質(zhì)量為370 g,翼片轉(zhuǎn)角為25°,來流速度為40 m/s,攻角為30°。

圖4 氣動參數(shù)隨翼片寬度的變化規(guī)律

如圖4(a)、圖4(b)所示,其氣動參數(shù)隨翼片寬度的變化規(guī)律和隨翼片長度的變化規(guī)律相似,阻力系數(shù)和導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)呈線性遞增趨勢;如圖4(c)所示,在10 m/s的來流工況下,俯仰力矩系數(shù)呈波動趨勢,在其余工況下,俯仰力矩系數(shù)呈略微下降趨勢,但其變化不大,最大值與最小值相差數(shù)值不大。

3.3 翼端重物質(zhì)量對氣動參數(shù)特性的影響分析

為研究翼端重物對于單翼末敏彈氣動參數(shù)的影響規(guī)律,分別取重物質(zhì)量為310 g、340 g、370 g、400 g、430 g進(jìn)行仿真計算,翼片尺寸均為190 mm×76 mm,翼片轉(zhuǎn)角為25°,來流速度為40 m/s,攻角為30°。

圖5 氣動參數(shù)隨翼端重物質(zhì)量的變化規(guī)律

如圖5(a)所示,阻力系數(shù)隨翼端重物質(zhì)量增加呈略微增大趨勢,最大值與最小值相差小于3%,即可認(rèn)為翼端重物質(zhì)量不影響單翼末敏彈的阻力系數(shù)。如圖5(b)所示,在來流速度為40 m/s的工況下,導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)呈輕微波動趨勢,在其余工況下,導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)數(shù)值大小呈輕微增長趨勢,最大值與最小值相差2.5%,即可認(rèn)為翼端重物質(zhì)量不影響單翼末敏彈的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。如圖5(c)所示,在來流速度為40 m/s的工況下,俯仰力矩系數(shù)呈現(xiàn)較為平緩的直線,在其余工況下,俯仰力矩系數(shù)數(shù)值先增大,后趨于平緩。

3.4 翼片轉(zhuǎn)角對氣動參數(shù)特性的影響

為研究翼片轉(zhuǎn)角對于單翼末敏彈氣動參數(shù)的影響規(guī)律,分別取翼片轉(zhuǎn)角為5°、15°、25°、35°、45°進(jìn)行仿真計算,翼片尺寸均為190 mm×76 mm,翼端重物質(zhì)量為370 g,來流速度為40 m/s,攻角為30°。

圖6 氣動參數(shù)隨翼片轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律

如圖6(a)所示,阻力系數(shù)隨來流速度變化并不明顯,隨翼片轉(zhuǎn)角增加呈拋物線型遞減趨勢;如圖6(b)所示,導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的變化規(guī)律與阻力系數(shù)相似,但其數(shù)值隨翼片轉(zhuǎn)角增大呈拋物線遞增;如圖6(c)所示,在10 m/s、20 m/s的來流速度工況下,俯仰力矩系數(shù)數(shù)值先增大后減小,在其余工況下,呈線性增大趨勢,且來流速度變化對俯仰力矩系數(shù)影響不大,在翼片轉(zhuǎn)角為45°時,俯仰力矩系數(shù)達(dá)到0.12,說明此時該氣動布局結(jié)構(gòu)的縱向穩(wěn)定性較差,有較大概率翻轉(zhuǎn)。

4 結(jié)論

1)在來流速度為10～70 m/s的范圍內(nèi),其對單翼末敏彈的阻力系數(shù)和導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)影響不大,對俯仰力矩系數(shù)有輕微影響。

2)阻力系數(shù)和導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨翼片長度、寬度的變化呈線性遞增趨勢,影響幅度較大,但俯仰力矩系數(shù)變化幅度較小。

3)翼端重物質(zhì)量對氣動參數(shù)的影響并不明顯,可認(rèn)為氣動參數(shù)與翼端重物質(zhì)量無關(guān)。

4)翼片轉(zhuǎn)角對單翼末敏彈氣動參數(shù)影響較大,阻力系數(shù)和導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)呈拋物線型變化,對俯仰力矩系數(shù)的變化原因機(jī)理和穩(wěn)定飛行判據(jù)還需要進(jìn)一步研究。

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Research on the Influence of Wing Structure Parameters on Aerodynamic Characteristics of Single-blade Terminal-sensitive Projectile

JIANG Tao1,2,3,GUO Rui1,2,LIU Rongzhong1,2

(1 School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China; 2 Ministerial Key Laboratory of ZNDY, Nanjing 210094, China; 3 No.73667 Unit, Jiangsu Jurong 212400, China)

In order to research the influence law of the single-blade terminal-sensitive projectile on its aerodynamic characteristics, based on commercial software Ansys Fluent, the influence law of wing’s length, width, tip mass and rotating angle on drag coeffiecient, rotating moment coeffiecient and pitching moment coeffiecient was studied in detail. The results showed that the aerodynamic parameters increased linearly with the increase of wing length and width. Wing’s tip mass slightly affected on aerodynamic parameters, while the wing’s rotating angle strongly affected on aerodynamic parameters which presented parabolic variation.

single-blade terminal-sensitive projectile; aerodynamic characteristics; wing structure; Ansys Fluent

2016-03-21

國家自然科學(xué)基金(11372136)資助

蔣濤(1989-),男,江蘇南京人,碩士研究生,研究方向:靈巧彈藥。

TJ413

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