基于CFD尾翼穩(wěn)定可控槍彈氣動(dòng)特性分析*

張成卿,王惠源,國(guó)海廣,高樹華

(1　中北大學(xué),太原　030051;2　63936部隊(duì),北京　102200;3　重慶嘉陵特種裝備有限公司,重慶　400032)

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基于CFD尾翼穩(wěn)定可控槍彈氣動(dòng)特性分析*

張成卿1,王惠源1,國(guó)海廣2,高樹華3

(1中北大學(xué),太原030051;263936部隊(duì),北京102200;3重慶嘉陵特種裝備有限公司,重慶400032)

摘要:為了優(yōu)化可控槍彈結(jié)構(gòu),對(duì)可控槍彈整體結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化處理,用三維軟件SolidWorks布爾運(yùn)算建立數(shù)值仿真模型,ICEM CFD生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,通過Fluent對(duì)可控槍彈外流場(chǎng)數(shù)值仿真,得出不同馬赫數(shù)不同攻角下阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)以及壓力中心系數(shù)變化規(guī)律。結(jié)果表明,可控槍彈氣動(dòng)特性處于靜態(tài)穩(wěn)定臨界點(diǎn),與試驗(yàn)結(jié)果相符,需要通過改變彈丸質(zhì)心或者外形結(jié)構(gòu)以優(yōu)化結(jié)構(gòu)。

關(guān)鍵詞:可控槍彈;空氣動(dòng)力分析;外流場(chǎng);靜態(tài)穩(wěn)定;Fluent

0引言

精確制導(dǎo)技術(shù)在中大口徑炮彈及導(dǎo)彈已成熟應(yīng)用,然而在槍彈的應(yīng)用依然處于研究和試驗(yàn)階段[1]。因此,提出一種尾翼穩(wěn)定可控槍彈結(jié)構(gòu)。

彈丸外形設(shè)計(jì)的優(yōu)劣直接影響彈丸飛行穩(wěn)定性及作戰(zhàn)效能[2]。

彈丸穩(wěn)定一般采用旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定和尾翼穩(wěn)定,判斷彈丸穩(wěn)定的一般方法是靜穩(wěn)定儲(chǔ)備量的大小[3]。傳統(tǒng)彈丸外形設(shè)計(jì)方法,對(duì)不同設(shè)計(jì)方案在風(fēng)洞試驗(yàn)或者靶場(chǎng)試驗(yàn)分析前提下,得出最優(yōu)結(jié)構(gòu)方案[4],該方法周期長(zhǎng)、效率低等缺點(diǎn),使其已經(jīng)不能適應(yīng)現(xiàn)代武器的設(shè)計(jì)要求。數(shù)值仿真在一定程度上可以代替風(fēng)洞試驗(yàn),具有極強(qiáng)流場(chǎng)分析能力,可用于氣動(dòng)力設(shè)計(jì)及氣動(dòng)特性參數(shù)計(jì)算[5]。

文中采用Fluent對(duì)可控彈丸進(jìn)行數(shù)值仿真,并分析仿真結(jié)果,能夠體現(xiàn)彈丸流場(chǎng)特性,并且與試驗(yàn)結(jié)果吻合,為方案優(yōu)化設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。

1尾翼穩(wěn)定槍彈氣動(dòng)力學(xué)特性

按照空氣學(xué)理論,對(duì)于尾翼穩(wěn)定不旋轉(zhuǎn)彈丸氣動(dòng)力學(xué)分析如圖1所示[6]。

圖1　總氣動(dòng)力示意圖

OXYZ為彈丸運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系,C表示彈丸質(zhì)心,D表示彈丸壓力中心,壓力中心D到質(zhì)心的距離為ld。

分析彈丸氣動(dòng)力學(xué),可得:

(1)

(2)

(3)

式中:ρ為空氣密度;ν為彈丸飛行速度;l為全彈長(zhǎng);Cx(Ma,δ)為阻力系數(shù);Cy(Ma,δ)為升力系數(shù);mz(Ma,δ)為俯仰力矩系數(shù)。

氣動(dòng)力系數(shù)Cx(Ma,δ)、Cy(Ma,δ)與彈丸的外形結(jié)構(gòu)、飛行馬赫數(shù)以及攻角有關(guān)。

(4)

(5)

Mz=Ryldcosδ+Rxldδ≈Ryld+Rxldδ

(6)

(7)

比值叫做靜穩(wěn)定度(壓力中心系數(shù)),稱為“穩(wěn)定儲(chǔ)備量”,靜態(tài)穩(wěn)定度主要反映彈丸的靜態(tài)穩(wěn)定性;多數(shù)情況下,即可得下式:

(8)

2仿真分析

2.1模型建立及網(wǎng)格生成

彈丸三維模型如圖2所示,彈長(zhǎng)138 mm,直徑為12.7 mm,主要包括上彈體、下彈體、尾翼以及舵機(jī)等四部分。

圖2　彈丸三維結(jié)構(gòu)

為了在Fluent中進(jìn)行仿真,對(duì)可控槍彈三維結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化處理,在Solidworks中將槍彈建成彈丸模型(如圖3所示),并且求出槍彈的質(zhì)心;槍彈進(jìn)行外流場(chǎng)分析,近似其為圓柱細(xì)長(zhǎng)體,故在Solidworks中將計(jì)算域建成長(zhǎng)圓柱體,長(zhǎng)度為槍彈全長(zhǎng)的6倍,直徑為槍彈直徑30倍,采用布爾運(yùn)算生成計(jì)算區(qū)域;然后導(dǎo)入到ICEM CFD中進(jìn)行網(wǎng)格劃分,并將槍彈針體結(jié)構(gòu)進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化,生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,彈丸CFD有限元仿真模型如圖4所示。

圖3　彈丸模型

圖4　彈丸CFD有限元仿真模型

2.2初始條件和邊界條件

取無限遠(yuǎn)處來流作為來流的初始條件,外邊界取壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件,用給定的自由流馬赫數(shù)和湍流無限遠(yuǎn)處自由流的條件。

假設(shè)來流為理想條件,來流的攻角δ為0°～8°,來流馬赫數(shù)為0.3～3。

2.3氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)求解

Fluent求解后,可以得到流場(chǎng)內(nèi)每個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)上的流動(dòng)參數(shù):壓力P,密度ρ等。將可控彈丸表面氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行積分,得到總氣動(dòng)力F,然后分別向坐標(biāo)系的X、Y、Z軸分解,得到3個(gè)方向上的載荷分量,求出氣動(dòng)力學(xué)各個(gè)系數(shù)。

2.4計(jì)算結(jié)果

氣體的工作區(qū)域?yàn)?00 mm×800 mm,ICEM CFD中生成的網(wǎng)格數(shù)為584 361個(gè);氣動(dòng)力系數(shù)仿真結(jié)果如表1所示,1.3Ma時(shí)0°～8°攻角彈丸表面氣流速度云圖如圖5所示;8°攻角時(shí)0.3～3Ma彈丸表面氣流速度云圖如圖6所示。

2.4.1可控槍彈阻力特性分析

對(duì)仿真數(shù)據(jù)擬合,得出不同馬赫數(shù)下阻力系數(shù)隨攻角變化曲線(如圖7所示)和不同攻角下阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線(如圖8所示)。

由圖8可以看出，馬赫數(shù)大概在1.3左右時(shí),阻力系數(shù)達(dá)到最大值;在阻力系數(shù)達(dá)到最大值之前,隨著馬赫數(shù)的增大而增大; 在阻力系數(shù)達(dá)到最大值之后,隨著馬赫數(shù)的增大而減小;在同一馬赫數(shù)情況下,阻力系數(shù)隨攻角的增大而增大;可控槍彈阻力系數(shù)曲線符合尾翼穩(wěn)定彈丸空氣動(dòng)力特性。

表1　可控彈丸氣動(dòng)力系數(shù)仿真結(jié)果

圖5　1.3 Ma時(shí)不同攻角彈丸表面氣流速度云圖

2.4.2可控槍彈靜態(tài)穩(wěn)定性分析

Mz計(jì)算是以槍彈質(zhì)心為力矩參考點(diǎn),參考長(zhǎng)度為槍彈全長(zhǎng)0.15 m,參考橫截面積為槍彈最大面積0.000 126 72 m2,根據(jù)式(8)即可計(jì)算出穩(wěn)定儲(chǔ)備量,如表2所示。

由表2可知,在1Ma時(shí),可控彈丸穩(wěn)定儲(chǔ)備量最大,范圍在10%～19%;在亞音速和超音速情況下,穩(wěn)定儲(chǔ)備量很低,范圍在1%～50%;因此可知,在這種情況下,彈丸處于臨界穩(wěn)定處。高速攝影照片如圖9和圖10所示,圖9彈丸出膛口瞬間彈丸彈頭前部明顯上抬;圖10彈丸出膛口瞬間彈丸彈頭基本處于水平飛行;因此可知彈丸處于臨界穩(wěn)定性;即仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合。

表2　穩(wěn)定儲(chǔ)備量表

圖6　攻角為8°時(shí)不同馬赫數(shù)彈丸表面氣流速度云圖

3結(jié)論

利用Fluent對(duì)大口徑尾翼穩(wěn)定可控彈丸氣動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算,可得氣動(dòng)力學(xué)參數(shù),用所得結(jié)果分析彈丸穩(wěn)定性,得出彈丸穩(wěn)定性處于臨界條件,與靶場(chǎng)試驗(yàn)結(jié)果相符。因此,彈丸整體結(jié)構(gòu)需要進(jìn)一步結(jié)構(gòu)優(yōu)化,改進(jìn)彈形結(jié)構(gòu)或者質(zhì)心。

圖7　攻角-阻力系數(shù)曲線

圖8　馬赫數(shù)-阻力系數(shù)曲線

圖9　彈丸膛口飛行姿態(tài)

圖10　彈丸膛口飛行姿態(tài)

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*收稿日期:2015-03-30

作者簡(jiǎn)介:張成卿(1988-),男,山西運(yùn)城人,博士研究生,研究方向:高射速發(fā)射理論與技術(shù)研究。

中圖分類號(hào):TJ410.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

Aerodynamic Analysis for Fin-Stabilized Smart Bullet Based on CFD

ZHANG Chengqing1,WANG Huiyuan1,GUO Haiguang2,GAO Shuhua3

(1North University of China, Taiyuan 030051, China; 2No.63936 Unit, Beijing 102200, China;3Chongqing Jialing Special Equipment Co. Ltd, Chongqing 400032, China)

Abstract:To optimize bullet design, Solidworks was used to simplify overall structure of bullet and establish numerical simulation with Boolean operation, ICEM CFD generated mesh of this model, and simulation was performed by Fluent for outer flow field to obtain drag coefficient, life coefficient, pitching moment coefficient and center of pressure coefficient at different angles and different Mach number. The result shows that the aerodynamic characteristics of a controlled bullet are in critical point for statically stable, which is consistent with the test results, so it is need to optimize the structure by changing the shape or structure of the projectile centroid.

Keywords:smart bullet; aerodynamic analysis; outer flow field; static stability; Fluent