張嘉易，劉苗苗，邵 盼，郝永平

(沈陽理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院， 沈陽 110159)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

次口徑脫殼飛行體氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬研究

張嘉易，劉苗苗，邵 盼，郝永平

(沈陽理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院， 沈陽 110159)

設(shè)計(jì)了某次口徑脫殼飛行體的三維模型，根據(jù)流體力學(xué)知識(shí)，對(duì)彈丸和卡瓣的氣動(dòng)布局分別進(jìn)行了仿真模擬，得到了兩者的主要空氣動(dòng)力參數(shù)，以及不同馬赫數(shù)下彈丸和卡瓣的氣動(dòng)特性與周圍流場(chǎng)的變化情況。

仿真模擬；氣動(dòng)布局；氣動(dòng)特性

現(xiàn)在普遍使用的穿甲彈是第三代—長(zhǎng)桿式尾翼穩(wěn)定脫殼彈，這種彈具有動(dòng)能較大，穿透力強(qiáng)，后效作用好，精度高等優(yōu)點(diǎn)[1]。脫殼飛行體結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)[2-4]、氣動(dòng)力特性[5-7]是脫殼彈研發(fā)的熱點(diǎn)，本文根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理對(duì)某次口徑脫殼飛行體的氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析研究，對(duì)提高脫殼飛行體的性能具有重大意義。這些研究也將為脫殼飛行體的后續(xù)設(shè)計(jì)提供重要依據(jù)。

1 次口徑脫殼飛行體的氣動(dòng)布局

1.1 彈丸和卡瓣的網(wǎng)格劃分

使用Pro/E三維建模軟件建立某型號(hào)的脫殼飛行體和卡瓣的三維實(shí)體模型[8-9]，如圖1、圖2所示。

用GAMBIT對(duì)彈丸和卡瓣的流場(chǎng)進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的劃分，外流場(chǎng)設(shè)置成具有較大的長(zhǎng)徑比的圓柱體。外流場(chǎng)長(zhǎng)度為14倍的彈徑，外流場(chǎng)前端距離彈頭頂部為6倍彈徑，外流場(chǎng)后端距離彈尾為5倍彈徑，如圖3所示?？ò晖饬鲌?chǎng)的半徑為卡瓣最大半徑的9倍，前端距離卡瓣迎風(fēng)槽頂部為4倍的卡瓣長(zhǎng)度，后端距離卡瓣底部的距離為3倍的卡瓣長(zhǎng)度，如圖4所示。在對(duì)計(jì)算域進(jìn)行劃分網(wǎng)格時(shí)，靠近彈丸的部位網(wǎng)格要足夠密。在網(wǎng)格計(jì)算之前先把計(jì)算域進(jìn)行分塊處理，然后進(jìn)行網(wǎng)格劃分，這樣就解決了網(wǎng)格數(shù)量太多造成計(jì)算機(jī)資源不足，計(jì)算速度緩慢等問題[10]。在劃分網(wǎng)格時(shí)越靠近彈丸部分網(wǎng)格越密，越遠(yuǎn)離彈丸的部分網(wǎng)格劃分越稀疏，彈丸的頭部進(jìn)行加密處理。這樣縮短了計(jì)算時(shí)間，提高了計(jì)算精度和計(jì)算效率。

然后設(shè)定劃分好的網(wǎng)格模型的邊界類型，對(duì)mesh文件導(dǎo)入yi=yi(t)(i=1,2,…,n)，運(yùn)用yi=yi(t)(i=1,2,…,n)求解器進(jìn)行求解計(jì)算，再對(duì)計(jì)算得到的空氣動(dòng)力參數(shù)進(jìn)行后處理。

1.2 彈丸和卡瓣的仿真策略

為了得到較真實(shí)的脫殼飛行體的氣動(dòng)特性，以及在后續(xù)的動(dòng)力學(xué)計(jì)算時(shí)能得到較全面的彈道參數(shù)，通過仿真獲得不同高度、攻角、馬赫數(shù)下脫殼飛行體彈丸和卡瓣的阻力、阻力系數(shù)、升力、升力系數(shù)和翻轉(zhuǎn)力矩。為動(dòng)力學(xué)仿真提供依據(jù)。

2 氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 彈丸的氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果與分析

1) 彈丸阻力系數(shù)隨攻角的變化

阻力特性的研究在脫殼彈設(shè)計(jì)中有著重要的地位，圖5(a)為彈丸阻力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)變化曲線，攻角的大小對(duì)阻力系數(shù)幾乎沒有影響。

2) 彈丸升力系數(shù)隨攻角的變化

升力直接影響脫殼彈的飛行品質(zhì)，從圖5(b)彈丸的升力系數(shù)與攻角的關(guān)系可知，當(dāng)馬赫數(shù)一定時(shí)，隨著攻角的增加，升力系數(shù)與攻角呈線性關(guān)系遞增。當(dāng)攻角一定時(shí)1.0Ma的升力系數(shù)最大。

3) 彈丸翻轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨攻角的變化

脫殼彈在有攻角的情況下產(chǎn)生翻轉(zhuǎn)力矩，在該力矩的作用下，彈丸產(chǎn)生翻轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。翻轉(zhuǎn)力矩過大將影響巡飛彈的飛行穩(wěn)定性。對(duì)不同工況的數(shù)值模擬結(jié)果得出圖5(c)翻轉(zhuǎn)力矩隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律。當(dāng)馬赫數(shù)一定時(shí)，翻轉(zhuǎn)力矩與攻角基本呈線性增大的趨勢(shì)。馬赫數(shù)越小，翻轉(zhuǎn)力矩隨攻角的變化量越大，當(dāng)馬赫數(shù)為0.5時(shí)變化最明顯。

2.2 卡瓣的氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果與分析

1) 卡瓣阻力系數(shù)隨攻角的變化

由圖6(a)卡瓣阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角變化的曲線，大多數(shù)情況下阻力系數(shù)隨著攻角的增大而略微增大，1.0Ma時(shí)阻力系數(shù)的增大最明顯。當(dāng)馬赫數(shù)增大時(shí)，卡瓣的阻力系數(shù)隨著攻角的增大而增大，增加的幅度很小，增大最明顯的是速度為3.0Ma時(shí)。這是由脫殼彈的氣動(dòng)布局所決定的。

2) 卡瓣升力系數(shù)隨攻角的變化

由圖6(b)卡瓣升力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角變化曲線可知，在馬赫數(shù)一定時(shí)卡瓣在運(yùn)動(dòng)過程中升力系數(shù)和攻角的關(guān)系基本呈線性變化。當(dāng)馬赫數(shù)不同時(shí)卡瓣的升力系數(shù)變化不大。

3) 卡瓣翻轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨攻角的變化

由圖6(c)卡瓣的翻轉(zhuǎn)力矩隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線可以看出，在馬赫數(shù)一定時(shí)卡瓣的翻轉(zhuǎn)力矩隨著攻角的增大而增大，6°攻角為轉(zhuǎn)折點(diǎn)，攻角大于6°時(shí)翻轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的增大幅度減小。

3 彈丸和卡瓣的氣動(dòng)特性分析

3.1 彈丸的氣動(dòng)特性分析

1) 超音速時(shí)彈丸的氣動(dòng)特性

彈體表面的不連續(xù)過渡處會(huì)形成激波。由脫殼彈周圍流場(chǎng)的壓力云圖可以直觀分析彈體受力情況、激波位置、激波強(qiáng)弱等變化。從圖7可以看出當(dāng)攻角為2°時(shí)，彈丸頭部的附體激波比攻角為8°明顯，并且激波傾角較小。由于鋸形齒的特殊結(jié)構(gòu)，8°攻角時(shí)彈丸中部出現(xiàn)大厚度的激波，在這部位出現(xiàn)高壓區(qū)，尾部的尾激波也比較稠密，彈底渦流區(qū)隨著攻角的增大而增大。

2) 跨音速時(shí)彈丸的氣動(dòng)特性

跨音速時(shí)彈丸速度與風(fēng)速相同，從圖8可以看出，彈丸的攻角不同但壓力云圖相似，在彈尖處，形成正激波，它是無數(shù)個(gè)空間球形面的疊加，彈丸彈帶處同樣形成激波，與超聲速不同的是壓力等值線沿徑向發(fā)散。

3) 亞音速時(shí)彈丸的氣動(dòng)特性

由圖9可知，由于亞音速彈丸速度小于聲速，彈丸的空氣阻力中沒有波阻，這是由于彈丸始終追不上對(duì)應(yīng)時(shí)刻產(chǎn)生的擾動(dòng)波，不存在壓力突變。此階段彈丸阻力只有摩阻及渦阻，2°攻角彈丸頭部是規(guī)則的圓形激波，而8°攻角時(shí)激波不是規(guī)則的圓形，并且最大壓強(qiáng)發(fā)生了變化。

3.2 卡瓣的氣動(dòng)特性分析

1) 亞音速時(shí)卡瓣的氣動(dòng)特性分析

由圖10可以看出，不論攻角大小，卡瓣都會(huì)形成正激波，在卡瓣的迎風(fēng)槽處形成氣流的高壓區(qū)，所以此處靜壓力最大。這也說明在脫殼過程中，能夠?qū)崿F(xiàn)順利脫殼的主要?jiǎng)恿κ怯L(fēng)槽的側(cè)向空氣動(dòng)力。隨著攻角的增大，卡瓣周圍的壓力逐漸增大。

2) 跨音速時(shí)卡瓣的氣動(dòng)特性分析

從跨音速的壓力云圖可知(圖11)，與亞音速相同，由于高速空氣流的作用，在迎風(fēng)槽處形成高壓區(qū)?？ò甑膲毫Χ际窃谟L(fēng)槽頂部最大，但是跨音速卡瓣在此處的壓力明顯高于亞音速，同時(shí)卡瓣頭部激波的形狀接近圓形。迎風(fēng)槽處的壓強(qiáng)增大。

3) 超音速時(shí)卡瓣的氣動(dòng)特性分析

由圖12可以看出卡瓣周圍的流體運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生了明顯的變化，并且卡瓣周圍激波出現(xiàn)規(guī)則性的形狀變化。當(dāng)壓力達(dá)到最大值時(shí)，彈體與卡瓣脫離，與此同時(shí)相互之間的作用力也消失了，卡瓣自由運(yùn)動(dòng)，彈體與卡瓣之間不會(huì)相互影響。此外卡瓣頭部產(chǎn)生脫體激波，卡瓣下表面轉(zhuǎn)彎處出現(xiàn)膨脹波，卡瓣的下表面膨脹波的分布情況沿著彈軸方向不同，可以看出，攻角不同時(shí)，卡瓣下表面壓力分布也不相同。

4 結(jié)論

本文所有的工作都是采用仿真軟件完成的，由于計(jì)算和軟件本身誤差的存在，所以本文所得數(shù)據(jù)規(guī)律只能提供參考，需要打靶實(shí)驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證仿真數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，本文的研究為后續(xù)動(dòng)力學(xué)的計(jì)算提供重要依據(jù)并為新彈型的研制提供參考。

[1] 尹建平，王志軍.彈藥學(xué)[M].2版.北京： 北京理工大學(xué)出版社，2012：184-188.

[2] 于煜斌，張靖，王克勤.新型有翼彈托脫殼機(jī)理研究[J].兵工學(xué)報(bào),2009,30(6)：668-671.

[3] 王少然.外軍步兵精確打擊彈藥技術(shù)發(fā)展[J].輕兵器,2013，23：11-13.

[4] 祁載康.制導(dǎo)彈藥技術(shù)[M].北京:北京理工大學(xué)出版社,2005.

[5] 徐明友.火箭外彈道學(xué)[M].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué)出版社,2004.

[6] 關(guān)克，惠東.穿甲彈的克星[J].現(xiàn)代軍事,2013(10)：10-15.

[7] 王迎春,王潔,管維樂.穿甲彈的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)研究[J].飛航導(dǎo)彈,2013(1):48-52.

[8] 黃振貴.尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈脫殼動(dòng)力學(xué)過程的三維數(shù)值模擬[J].兵工學(xué)報(bào), 2014(1)：9-17.

[9] 貝靜芬.美國(guó)的長(zhǎng)桿式尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈[J].現(xiàn)代兵器,1984(3)：4-10.

[10] 楊啟仁，徐直軍.脫殼動(dòng)力學(xué)[M].4版.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1996.

(責(zé)任編輯周江川)

NumericalSimulationontheAerodynamicsofSub-CaliberShellingFlyingObject

ZHANG Jiayi， LIU Miaomiao， SHAO Pan， HAO Yongping

(Institute of Mechanical Engineering, Shenyang Li gong University, Shenyang 110159, China)

The three-dimensional model of sub-shelling flying object was established.According to the knowledge of fluid mechanics, the simulation of the pneumatic layout of the projectile and the card flaps was simulated by using the fluid mechanics simulation software.Then the main aerodynamic parameters of the two were obtained, and the aerodynamic characteristics of the projectile and the card flaps were changed in different Mach numbers.

analogue simulation; aerodynamic configuration; aerodynamics

2017-04-25；

：2017-05-21

張嘉易(1968—),男，教授，主要從事彈道修正技術(shù)研究。

10.11809/scbgxb2017.09.002

format:ZHANG Jiayi，LIU Miaomiao*，SHAO Pan，et al.Numerical Simulation on the Aerodynamics of Sub-Caliber Shelling Flying Object[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(9):8-11.

TJ012.3

：A

2096-2304(2017)09-0008-04

本文引用格式：張嘉易，劉苗苗，邵盼，等.次口徑脫殼飛行體氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬研究[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017(9):8-11.