廖國柔，馬國鷺，張浩，陳萬華，宗建宇，李中楊

(1.西南科技大學(xué) 制造過程測試技術(shù)教育部重點實驗室，四川 綿陽 621010；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000)

炮口制退器作為一種炮口裝置,是控制后效期火藥氣體流量分配、氣流方向和氣流速度的排氣裝置[1-2]。它的作用是減小射擊時火藥氣體作用于后坐部分的沖量,從而可有效地減小火炮后坐動能和炮架的射擊載荷。其結(jié)構(gòu)較簡單,一般由1～2個腔室組成,腔室前方是中央彈孔,兩側(cè)為設(shè)有側(cè)孔和擋板,按照結(jié)構(gòu)形式可分為沖擊式、反作用式和沖擊反作用式3種[3-4]。

近年來,針對制退器流場形態(tài)的研究受到國內(nèi)外學(xué)者的密切關(guān)注[5-7]。張煥好等[8]基于三維非定常Euler方程,對開腔式膛口制退器的流場進(jìn)行了數(shù)值模擬,根據(jù)數(shù)值計算結(jié)果對制退效率進(jìn)行了計算,其結(jié)果與相關(guān)試驗計算結(jié)果相符;李鵬飛等[9]通過設(shè)置監(jiān)測點對膛口裝置附近的壓力值進(jìn)行了研究;余海偉等[10]建立制退器有限元仿真模型,通過流場仿真與流固耦合分析,研究了膛口流場發(fā)展、沖擊波以及制退效率等;王惠源等[11]基于非定常可壓縮氣體流動方程,對有/無膛口旋轉(zhuǎn)制退裝置的膛口流場進(jìn)行了數(shù)值仿真,并對彈丸的增速規(guī)律進(jìn)行了計算。

綜上所述,當(dāng)前對炮口制退器的研究主要集中于熱武器的炮口流場[12-14],而對于一級氣體炮制退器的流場研究還相對較少。鑒于此,筆者以一級氣體炮制退器為研究對象,基于三維非定常Navier-Stokes方程,采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε湍流模型并結(jié)合動網(wǎng)格技術(shù),研究了一級氣體炮制退器的氣流流場以及制退效率,為后期一級氣體炮制退器的設(shè)計奠定理論基礎(chǔ)。

1 計算模型

1.1 理論方程

采用三維非定常Navier-Stokes方程描述制退器口部氣流流動,即控制方程為

(1)

(2)

式中:U=[ρ,ρu,ρv,ρω,e]T;

F=[ρu,ρu2+p+σx,ρuv+τxy,ρuw+τxz,
(e+p)u+uσx+vτxy+wτxz-qx]T;
G=[ρv,ρuv+τyx,ρv2+p+σy,ρvw+τyz,
(e+p)v+uτyx+wτyz+vσy-qy]T;
H=[ρw,ρuw+τxz,ρvw+τyz,ρw2+p+σz,
(e+p)v+uτxz+vτyz+wσz-qz]T,

式中:γ為氣體絕熱指數(shù)(取值γ=1.41);ρ為氣體密度;p為氣體壓強(qiáng);u、v、w和e分別是笛卡兒坐標(biāo)系下x、y和z方向的速度分量和單位質(zhì)量氣體的總能。

假設(shè)氣體為理想空氣,氣體滿足氣體狀態(tài)方程:

p=ρRT,

(3)

式中,R為氣體常數(shù)。

考慮一級氣體炮流場氣流速度較高,處于復(fù)雜的湍流狀態(tài),仿真計算時采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε湍流模型。

1.2 網(wǎng)格劃分與邊界設(shè)定

建立外徑130 mm、長度272.5 mm的反作用式炮口制退器結(jié)構(gòu)模型,其孔徑分別為10,16,22 mm,側(cè)孔傾角為120°,呈圓形45°交叉分布,共8排,分為每排4個側(cè)孔和每排3個側(cè)孔兩種類型,且每排側(cè)孔均呈水平直線等間距分布,如圖1所示。

一級氣體炮制退器的計算模型如圖2所示,由高壓氣室、彈體、炮管、制退器和空氣域組成。

考慮制退器對稱結(jié)構(gòu),為了減小計算量,采用四分之一的簡化模型進(jìn)行數(shù)值模擬。整個計算域網(wǎng)格劃分采用混合網(wǎng)格的方法,高壓氣室和彈體區(qū)域靜止不動,制退器部分結(jié)構(gòu)復(fù)雜且不規(guī)則,均采用四面體網(wǎng)格;其余部分形狀規(guī)整,采用六面體網(wǎng)格。制退器側(cè)孔邊緣、彈體周圍區(qū)域?qū)Ψ抡嬗嬎惝a(chǎn)生較大的影響,因此進(jìn)行網(wǎng)格加密處理,以提升仿真區(qū)域的網(wǎng)格質(zhì)量。通過試算,網(wǎng)格總數(shù)量為55.39萬。

為了模擬彈體相對炮管及制退器的運動過程,彈體質(zhì)量為1.0 kg,計算過程中只考慮彈體沿發(fā)射炮管方向的平移,彈體軌跡區(qū)域采用鋪層的動網(wǎng)格技術(shù)。時間步長設(shè)為0.01 ms,初始溫度為300 K,賦予高壓氣室區(qū)域25 MPa的理想空氣,在初始時刻,彈體靜止處于炮管內(nèi),距離高壓氣室477 mm的位置,其左側(cè)為高壓,右側(cè)設(shè)為常壓狀態(tài);空氣域周圍設(shè)為壓力出口邊界,表壓力為0,壁面均假定為靜止絕熱條件。

1.3 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

將一級氣體炮制退器計算模型的初始及邊界條件設(shè)為一致,彈前空氣域設(shè)為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓時,改變劃分網(wǎng)格的總數(shù)量分別為420 983,553 925,731 181時,通過仿真可獲得彈體沖出炮口時對應(yīng)的速度為382.75,383.99,384.13 m/s。隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加,彈體速度的增長趨勢逐漸減小。因而網(wǎng)格數(shù)目超過55萬后,計算精度已相對較高,由此確定網(wǎng)格劃分的總數(shù)量為553 925。

1.4 數(shù)值方法驗證

為了驗證上述數(shù)值模擬方法的正確性,搭建了一級氣體炮制退器性能實驗研究測試平臺,主要由工控機(jī)、高壓供氣系統(tǒng)、一級氣體炮發(fā)射裝置、制退器、高速相機(jī)設(shè)備、三軸加速度傳感器及計算機(jī)采集系統(tǒng)這幾大部分構(gòu)成,其實驗示意圖如圖3(a)所示,實驗現(xiàn)場圖如圖3(b)所示。

在發(fā)射壓力為7 MPa的條件下開展實驗,通過高速相機(jī)設(shè)備拍攝一級氣體炮制退器流場變化。以彈體離開炮管口部端面進(jìn)入制退器為零時刻,將t=1.0 ms時的仿真結(jié)果與實驗結(jié)果進(jìn)行對比,如圖4所示,可知仿真結(jié)果與實驗結(jié)果高度吻合,從而驗證了數(shù)值方法的正確性。

2 仿真結(jié)果分析

2.1 有/無炮口制退器的流場分析

2.1.1 無炮口制退器的流場分析

由于研究對象為非定常流問題,因此,在彈體發(fā)射瞬間,忽略彈體與發(fā)射炮管間摩擦阻力對流場的影響,通過設(shè)計時間步長來研究高壓氣體后效期的流場分布情況。圖5為無制退器時氣體炮口流場在不同時刻的流場變化云圖。

由圖5可知,在0.5 ms時,彈體仍在炮管內(nèi)加速飛行,壓縮彈前空氣,并在炮口正前方形成初始沖擊波,如圖5(a);在0.7 ms時,彈體即將飛離炮管口部端面,可以看到炮管口部流場形態(tài)已經(jīng)初步形成,氣體壓力主要集中于彈體正前方區(qū)域,隨后向兩翼逐漸遞減,如圖5(b);在1.0 ms時,彈體已經(jīng)飛離炮管口部端面,炮管內(nèi)剩余的高壓氣體以較高的速度瞬間膨脹而出,同時與炮管口部周圍的氣流發(fā)生劇烈碰撞,在彈體周圍形成一個“橢圓形”氣流沖擊波,并以炮管口部為中心向四周傳播,但由于高壓氣體發(fā)生快速膨脹,氣流會推動彈體在空氣中繼續(xù)做加速運動,也會對炮管口部端面產(chǎn)生巨大的反向作用力,如圖5(c);在1.5 ms時,彈體加速完成,將克服空氣阻力繼續(xù)向前飛行,周圍的氣流也會逐漸衰減,形成一個“D形”的氣流流場,直至最終消失,如圖5(d)。

2.1.2 有炮口制退器的流場分析

以孔徑16 mm為例,有炮口制退器的流場相比于無炮口制退器的流場會復(fù)雜很多,且流場形態(tài)也有較大差異,如圖6所示。當(dāng)彈體飛離制退器炮口壁面前,氣流首先在制退器正前方形成正激波,如圖6(a);隨后由于側(cè)孔的導(dǎo)向作用,會從側(cè)孔向側(cè)后方傾斜噴出,形成明顯的射流激波,使得彈體正前方的主激波強(qiáng)度明顯減弱,同時側(cè)孔射流激波的發(fā)展速度明顯快于彈體前方主激波的發(fā)展速度,如圖6(b);當(dāng)彈體即將飛離制退器炮口壁面時,部分氣體由彈體前方噴出形成彈前激波,該激波與射流激波產(chǎn)生疊加作用匯聚在制退器炮口壁面外圍形成復(fù)雜的瓶狀激波,向四周逐漸擴(kuò)散,如圖6(c);當(dāng)彈體由中央彈孔射出后,炮管內(nèi)剩余的高壓氣體瞬間膨脹噴出,形成二次激波,使得彈體繼續(xù)向前加速飛行,隨后二次激波繼續(xù)擴(kuò)散逐漸衰減,直至最終消失,如圖6(d)。

在仿真過程中,通過監(jiān)測一級氣體炮制退器的側(cè)孔壁面、制退器炮口壁面以及高壓氣室壁面的受力情況,得出有/無制退器的總后坐力隨時間的變化曲線,如圖7所示。

由圖7(a)可以看出,帶有炮口制退器的后坐力主要來源于彈體在飛離制退器前高壓氣體對氣室內(nèi)壁面產(chǎn)生的力和彈體飛離制退器后剩余的高壓氣體迅速膨脹對制退器炮口壁面產(chǎn)生的作用力,以及制退器側(cè)孔壁面受到的力,其中氣室壁面受力的最大值約為19.194 kN,制退器炮口壁面的作用力約為0.380 kN,而側(cè)孔壁面受到的力約為-2.806 kN,為反作用力。由圖7(b)可以看出,有炮口制退器的最大總后坐力為16.768 kN,相比于無炮口制退器的最大總后坐力19.630 kN,減小了14.7%。

2.2 孔徑對制退器流場形態(tài)的影響

發(fā)射壓力為25 MPa,側(cè)孔傾角為120°時,探究不同孔徑下制退器的流場形態(tài),如圖8所示。由圖8可知,由于制退器側(cè)孔的導(dǎo)向作用,使得進(jìn)入側(cè)孔的射流激波氣流方向均向側(cè)后方傾斜,且整個流場動態(tài)發(fā)展過程基本一致。但在同一時刻,隨著孔徑的增加,進(jìn)入側(cè)孔通道的氣體碰撞會更加激烈,每一股射流激波的覆蓋范圍也會更廣,但中央彈孔正前方的主激波會明顯減弱,如圖8(a)、(d)、(g)和圖8(b)、(e)、(h)。這是由于孔徑的增加使得進(jìn)入側(cè)孔的氣流量逐漸增多,中央彈孔噴出的氣流量逐漸減小,即側(cè)孔射流激波獲得的能量增加,中央彈孔主激波獲得的能量減小所致。

在仿真過程中,通過監(jiān)測一級氣體炮制退器的側(cè)孔壁面、制退器炮口壁面以及高壓氣室壁面的受力情況,得出不同孔徑下制退器總后坐力隨時間的變化曲線,如圖9所示和表1所示。

表1 不同孔徑的制退器最大后坐力及制退效率

由圖9和表1可知,隨著孔徑的增大,一級氣體炮所受的最大后坐力會顯著減弱,并且制退器效率也會隨孔徑的增加呈正相關(guān)逐漸增大,這是由于孔徑的大小會直接影響進(jìn)入中央彈孔通道和側(cè)孔通道的氣流量的分配比,對制退器會產(chǎn)生不同的軸向反作用力,當(dāng)孔徑增加,偏轉(zhuǎn)進(jìn)入側(cè)孔通道的氣流量增加,產(chǎn)生的制退力也越大,進(jìn)而制退效率也會提高,即當(dāng)孔徑為22 mm時,發(fā)射壓力為25 MPa,此時制退效率將達(dá)到23.38%。

3 結(jié)論

基于三維非定常Navier-Stokes方程,結(jié)合多區(qū)域動網(wǎng)格技術(shù),對炮口制退器的流場進(jìn)行了數(shù)值模擬,得出如下結(jié)論:

1)仿真分析了有/無炮口制退器沖擊波的形成、發(fā)展和衰減的整個演變過程,揭示了初始沖擊波、主激波、射流激波、彈前激波、二次激波之間的相互作用機(jī)理。

2)當(dāng)發(fā)射壓力為25 MPa,制退器的側(cè)孔傾角為120°,側(cè)孔直徑為16 mm時,有炮口制退器的最大總后坐力為16.768 kN,相比于無炮口制退器的最大總后坐力19.630 kN,減小了14.7%。

3)隨著孔徑的增加,改變了進(jìn)入中央彈孔通道和側(cè)孔通道的氣流量分配比,即進(jìn)入側(cè)孔通道的氣流量會增加,產(chǎn)生的制退力會越大,制退效率也會提高,當(dāng)孔徑為22 mm,發(fā)射壓力為25 MPa時,此時制退效率將達(dá)到23.38%。

綜合上述分析,筆者對炮口制退器的流場形態(tài)和制退效率進(jìn)行了分析,為后續(xù)一級氣體炮制退器的方案設(shè)計和結(jié)構(gòu)優(yōu)化具有重要的指導(dǎo)意義。