具有瓦片翼的旋轉(zhuǎn)子彈氣動特性數(shù)值研究

趙養(yǎng)正,呂鴻鷹,向玉偉

(中國兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

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具有瓦片翼的旋轉(zhuǎn)子彈氣動特性數(shù)值研究

趙養(yǎng)正,呂鴻鷹,向玉偉

(中國兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

瓦片翼;高阻力;旋轉(zhuǎn)子彈;數(shù)值模擬

0 引言

末修彈藥是常規(guī)彈藥制導化的重要部分。當末修子彈拋出母彈彈體后,瓦片尾翼打開,不但對末修子彈進行減速減旋,而且起到穩(wěn)定子彈姿態(tài)的作用。彈翼采用瓦片翼形狀是典型的阻力翼,可以增大子彈飛行阻力,同時迅速降低子彈的轉(zhuǎn)速,從而保證末修子彈在一定的速度和轉(zhuǎn)速下搜索目標。目前對旋轉(zhuǎn)彈箭的氣動特性的研究較多,文獻[1]通過試驗的方法研究了平頭圓柱體帶四片升力翼的子彈的滾轉(zhuǎn)阻尼特性,文獻[2-5]通過準靜態(tài)數(shù)值的方法研究了旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的動導數(shù),文獻[6]研究了一種異形卷弧翼彈旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的氣動特性,但研究這種具有瓦片翼子彈的氣動特性的文獻較少,因此通過數(shù)值方法研究具有瓦片翼子彈的氣動性能意義重大。

1 模型

模型結構為臺階型彈體+3片瓦面型尾翼(見圖1)。此氣動外形具有特殊的氣動特性,即升力小、阻力大,可使彈體速度、轉(zhuǎn)速快速降低,增大彈道落角,短時間內(nèi)達到最終子彈穩(wěn)定工作狀態(tài)。

圖1 模型示意圖

2 數(shù)值方法

2.1 計算方法

文中使用CFD軟件cfx進行數(shù)值計算。具體計算方法為:結合SST湍流模型,并采用有限體積中心差分格式對三維雷諾平均Navier-Stokes方程進行求解。由于模型是旋轉(zhuǎn)的,因此采用了旋轉(zhuǎn)坐標系[1],坐標系固定在子彈體上,隨子彈一起以固定的角速度旋轉(zhuǎn)。入口邊界采用速度和溫度;出口邊界采用靜壓和溫度;遠場邊界采用無粘滑移邊界墻;壁面邊界采用無滑移壁面條件。

2.2 計算網(wǎng)格

外場采用四面體網(wǎng)格,附面層采用三棱柱形網(wǎng)格。模型的表面網(wǎng)格和附面層網(wǎng)格見圖2和圖3。

圖2 表面網(wǎng)格

圖3 附面層網(wǎng)格

2.3 計算條件

1)靜態(tài)計算條件

馬赫數(shù):0.2～1.5;攻角:0°～30°;

2)動態(tài)計算條件

馬赫數(shù):0.2～0.8;攻角:0°～12°;

轉(zhuǎn)速:5～15 r/s。

3 結果與討論

文中對靜態(tài)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的氣動特性進行了研究,并對靜態(tài)的計算結果和實驗結果進行了比較分析。

3.1 靜態(tài)結果

由圖4可看出:正攻角時,升力系數(shù)為負值,升力系數(shù)隨攻角變化為負線性的。此變化規(guī)律與常規(guī)彈剛好相反,因為常規(guī)彈的法向力大,軸向力小,而此彈的法向力小(見圖5),軸向力大(見圖6),雖然法向力正攻角時為正值,但坐標系轉(zhuǎn)化時要減去大的軸向力分量,導致升力在正攻角時為負值。

體軸系轉(zhuǎn)化為風軸系的公式為:

CD=CAcosα+CNsinα

CL=CNcosα-CAsinα

其中:α為攻角;CA、CN為體軸系的軸向力系數(shù)和法向力系數(shù);CD、CL為風軸系的阻力系數(shù)和升力系數(shù)。

從圖7的阻力系數(shù)曲線可以看出:在所研究的攻角范圍內(nèi),阻力系數(shù)比常規(guī)彈箭大得多,大約是標準彈箭模型(CBM)零升阻力的10倍,而且阻力隨攻角變化較小;同時阻力隨馬赫數(shù)的變化也小。因此這類彈的阻力受攻角的影響很小,阻力平穩(wěn)。

圖4 升力系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖5 法向力系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖6 軸向力系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖7 阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖8 法向力系數(shù)導數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

圖9 俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖10 俯仰力矩系數(shù)隨法向力系數(shù)的變化曲線

3.2 旋轉(zhuǎn)狀態(tài)結果

在旋轉(zhuǎn)狀態(tài)結果中,將靜態(tài)結果作為轉(zhuǎn)速n=0 r/s處理,從圖11(a)可以看出隨著攻角的增大,在不同轉(zhuǎn)速下法向力系數(shù)出現(xiàn)了分化,在7 r/s以下法向力是隨著轉(zhuǎn)速的提高逐漸減小;然而,當轉(zhuǎn)速處于10 r/s以上時,法向力變?yōu)樨撝?轉(zhuǎn)速越高,法向力絕對值越小,從圖11(b)可以看出法向力系數(shù)隨轉(zhuǎn)速的增大,經(jīng)歷了先減小后增大的過程,在8 r/s附近不同攻角下的法向力系數(shù)接近零,是變化的轉(zhuǎn)折點。比較圖12和圖13可以看出,轉(zhuǎn)速為5 r/s時(見圖12),下半表面的壓力大于上半表面的壓力,因此法向力為正;轉(zhuǎn)速為10 r/s時(見圖13),下半表面的壓力小于上半表面的壓力,因此法向力為負,這是由于轉(zhuǎn)速增加,使近表面的流場壓力分布發(fā)生改變造成的。

圖14為俯仰力矩系數(shù)(對質(zhì)心)隨攻角及轉(zhuǎn)速的變化曲線,從圖14(a)可以看出不同轉(zhuǎn)速下的俯仰力矩系數(shù)較小,尤其是轉(zhuǎn)速為15 r/s時俯仰力矩系數(shù)最接近零,同一攻角下轉(zhuǎn)速為10 r/s時的俯仰力矩系數(shù)最大,而轉(zhuǎn)速為15 r/s時的俯仰力矩系數(shù)最小。從圖14(b)可以看出同一攻角下,攻角小于6°和轉(zhuǎn)速小于等于7 r/s時俯仰力矩的變化較小;在攻角大于6°和轉(zhuǎn)速大于7 r/s時俯仰力矩的變化較大。

圖11 法向力系數(shù)隨攻角及轉(zhuǎn)速的變化曲線(Ma=0.2)

圖12 模型法向力分布(r=5 r/s,Ma=0.2,α=6°)

圖13 模型法向力分布(n=10 r/s,Ma=0.2,α=6°)

圖14 俯仰力矩系數(shù)隨攻角及轉(zhuǎn)速的變化曲線(Ma=0.2)

圖15 俯仰力矩系數(shù)隨法向力系數(shù)的變化曲線(Ma=0.2)

3.3 靜穩(wěn)定性

3.4 動穩(wěn)定性

下面通過火箭外彈道學方法用導彈穩(wěn)定性的判定準則對旋轉(zhuǎn)子彈的靜、動穩(wěn)定性加以判定。

1)靜穩(wěn)定條件

陀螺穩(wěn)定因子[7]:

2)動穩(wěn)定條件

動穩(wěn)定因子[8]:

慢圓運動穩(wěn)定條件:

通過對該彈Ma=0.2時動穩(wěn)定性的計算表明,Sd<0,為慢圓運動。高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下n=15 r/s時,該彈滿足慢圓運動穩(wěn)定條件;當n≤10 r/s時,該彈為陀螺不穩(wěn)定,動不穩(wěn)定,因此該彈在較高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)是動穩(wěn)定的。

4 結論

文中通過數(shù)值計算和實驗方法研究了具有瓦片翼子彈的氣動特性,并通過對比分析得出如下結論:

1)采用文中的數(shù)值方法計算的氣動參數(shù)實用、可靠,與試驗結果一致性非常好。

2)與常規(guī)彈箭不同,此彈的法向力小,軸向力大,雖然法向力在正攻角時為正值,但正攻角時,升力系數(shù)為負值,升力系數(shù)隨攻角變化為負線性關系。

3)該彈賦予不同的旋轉(zhuǎn)速度后出現(xiàn)了法向力正負分化的現(xiàn)象。

4)在小攻角和低轉(zhuǎn)速下旋轉(zhuǎn)運動對俯仰力矩的影響較小;在大攻角和高轉(zhuǎn)速下旋轉(zhuǎn)運動對俯仰力矩的影響較大。

5)在子彈低速旋轉(zhuǎn)時仍然可以應用旋轉(zhuǎn)彈的靜態(tài)參數(shù)來判定子彈的穩(wěn)定性,但高速時就不能應用。

6)Ma=0.2時,該彈要通過高速旋轉(zhuǎn)的陀螺效應才能實現(xiàn)動穩(wěn)定。

[1] 趙養(yǎng)正, 蔣勝矩, 黨明利, 等. 旋轉(zhuǎn)彈體及減旋片滾轉(zhuǎn)阻尼數(shù)值模擬 [J]. 兵工學報, 2015, 36(7): 1176-1180.

[2] 丁則勝, 劉亞飛, 徐琴, 等. 彈體及減旋片滾轉(zhuǎn)阻尼實驗研究 [J]. 彈道學報, 2001, 13(1): 62-65.

[3] 鄧帆, 陳少松, 陶鋼. 帶柵格翼導彈超聲速階段滾轉(zhuǎn)阻尼導數(shù)的數(shù)值研究 [J]. 空氣動力學學報, 2012, 30(2): 151-156.

[4] MACHAEL A P, LAWRENCE L G. steady-state computation of constant rotational rate dynamic stability derivatives: AIAA 2000-4321 [R]. 2000.

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[7] 吳甲生. 雷娟棉. 制導兵器氣動布局與氣動特性 [M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2008: 299-306.

[8] MURPHY Charles H. Free flight motion of symmetric missiles: BRL Report No.1216 [R]. 1963.

The Aerodynamic Performance Simulation of a Spinning Projectile with Tile Wings

ZHAO Yangzheng,LYU Hongying,XIANG Yuwei

(No.203 Research Institute of China Ordnance Inductries, Xi’an 710065, China)

tile wing; larger drag; spinning projectile; numerical simulation

2015-11-03

趙養(yǎng)正(1965-),男,陜西藍田人,高級工程師,碩士,研究方向:彈箭空氣動力學與實驗流體力學。

V211.3

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