不同攻角對尾翼穩定脫殼穿甲彈脫殼過程影響分析*

張學偉,李 強,高 斌,李 博,王 磊

(中北大學機電工程學院,太原 030051)

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不同攻角對尾翼穩定脫殼穿甲彈脫殼過程影響分析*

張學偉,李 強,高 斌,李 博,王 磊

(中北大學機電工程學院,太原 030051)

為了研究攻角對尾翼穩定脫殼穿甲彈脫殼過程的影響,基于CFD的動網格技術和外彈道六自由度方程相結合,采用非結構網格和TVD有限體積格式,對不同攻角時脫殼過程進行數值仿真。得出了分離過程的流場激波云圖,不同攻角下彈托質心的位置變化曲線、脫殼時間以及不同分離階段彈芯表面壓力分布曲線。對比分析各參數,得到脫殼彈在正負攻角飛行時,彈托分離時間增加,不利于彈托的分離。

CFD;尾翼穩定脫殼穿甲彈;攻角;脫殼過程

0 引言

尾翼穩定脫殼穿甲彈是一種典型的具有動能大、穿透力強、后效好、精度高和大著角不易碰飛等優點的次口徑反裝甲彈藥[1-3]。脫殼穿甲彈在不同的發射條件下,彈托能否順利脫離對彈芯飛行穩定性、穿透性、射擊精度都產生一定的影響。通過大量的風洞實驗研究此問題,不僅成本高,危險大,而且無法測量彈托的變化姿態。因此開展數值模擬研究具有很重要的現實意義。

近些年利用商業軟件進行脫殼干擾研究層出不窮,Guillot等[4]利用外彈道方程計算了多種IAT彈托分離的彈道軌跡,與采用實驗方式得到的彈道較吻合;黃振貴[5]等人基于外彈道6DOF運動方程,利用動網格技術,對脫殼穿甲彈進行了數值模擬,揭示了彈托分離過程中,片瓣與彈體之間的激波與氣流在不同分離階段的相互作用過程;周強[6]等人基于外彈道6DOF運動方程模擬了彈芯和彈托分離過程的流場變化過程?？偨Y發現,現在人們開始使用6DOF運動方程控制彈托運動進行仿真計算,但不同攻角對脫殼過程影響的計算還不多。文中在前人的研究基礎上,分析了不同攻角對脫殼過程的影響。

1 控制方程和六自由度方程

1.1 控制方程

文中采用的控制方程是任意拉格朗日歐拉方法描述的三維可壓縮守恒的非定常積分方程,使用該方程對計算域內的空間和時間進行離散,方程在三維坐標系下的積分形式如下:

(1)

式中：守恒變量項Q為:

(2)

對流通量矢量項F(Q)在x、y和z軸的分量為:

Fi(Q)=

逆變速度矢量ψ=Ui+Vj+Wk沿x、y和z軸的分量U、V和W定義為:

(3)

此外對于理想氣體,壓強p為:

(4)

以上各式中Ω為控制體,?Ω表示控制體單元的邊界,dV是體積微元,n是控制體邊界外法向單位向量,dS是面積微元;ρ、u、v、w、e分別表示流體的密度、x、y及z軸方向的流體速度和單位體積流體的總內能;xt、yt和zt軸分別為網格沿x、y和z方向的網格速度;對于理想氣體比熱比γ=1.33。

1.2 六自由度方程

六自由度方程是一個包含動力學和運動學方程的基本數學方程組。

1.2.1 質心運動的動力學方程

(5)

1.2.2 繞質心轉動的動力學方程

(6)

1.2.3 質心運動的運動學方程

(7)

1.2.4 繞質心轉動的運動學方程

(8)

2 網格劃分和邊界參數設置

2.1 網格生成的基本思想

網格劃分的數量和質量直接影響計算精度和計算過程的收斂性。為了提高計算精度,節約計算成本,需要對復雜結構的網格進行分塊分類劃分網格。APFSDS的整體模型十分復雜,對網格劃分的精度影響很大,在網格劃分前需要對模型進行簡化處理。簡化后的三維模型如圖1所示。

圖1 簡化后的三維模型

2.2 動網格參數設置

由于采用6DOF控制方程描述彈托運動,該計算必須使用網格更新的方法。FLUENT軟件中有3種動網格模型,分別是彈簧光順法、動態層法和局部網格重構法[7]。本仿真中由于網格劃分為四面體網格,需要進行網格重構,則采用了彈簧光順法和局部網格重構法進行網格變形處理。

2.3 邊界條件和參數設置

整個計算域為5 m×5 m×5 m的立方體,為了獲得更高的計算精度和更清晰的激波形狀,該區域對彈芯和彈托附近的網格進行加密處理。整個計算域有3種邊界條件,彈芯和彈托物面邊界采用絕熱無滑移壁面,計算域外流場為壓力入口和壓力出口邊界條件;壓力入口設置為不同攻角的來流,其大小為3Ma,同時設置不同的攻角;壓力出口設置為大氣壓。彈托通過6DOF編寫的UDF控制其運動。

3 仿真結果與分析

圖2為分離過程中彈芯和彈托周圍形成的清晰的流場壓力云圖。整個分離過程大致可以分為3個階段:分離開始時、分離過程中和分離結束時。分離開始時,由于彈丸剛出膛口,彈丸高速運動彈芯頭部可以形成斜激波,同時彈托前腔由于氣流壅塞而成脫體激波,彈芯的斜激波向右下方延伸并與彈托的脫體激波相交,形成了復雜的相交波系;分離過程中,由于脫體激波作用使彈托質心位置和歐拉角均發生變化,導致彈托和彈芯間隙增大,脫體激波強度相對減弱,此時對彈芯仍能產生反射激波作用于彈芯桿部,影響其飛行穩定性,并且使得彈芯在該處的壓力出現陡增;分離結束時,彈芯的脫體激波基本不會反射到彈芯桿部,彈芯只受彈尖的斜激波和尾翼的激波作用,整個激波場呈現對稱性,彈托在流場的作用下繼續飛離彈芯。

圖2 俯仰平面內流場壓力云圖

圖3為不同攻角整個分離過程不同時刻彈芯表面壓力分布曲線圖,圖中0～20 mm為彈頭,20～150 mm為彈芯,150～180 mm為尾翼。從圖3(a)可以看出初始分離階段彈芯和彈托間為強耦合狀態,導致氣流壅塞和激波多次反射,彈芯表面壓力曲線存在3個升高、降低階段。第一階段因為彈芯頭部在高速飛行時產生斜激波;第二階段是彈托前腔的脫體激波出現造成的;第三階段是彈芯的尾翼部阻礙空氣氣流反射而形成的。不同攻角對比而言,曲線形式完全相同,但攻角不同彈芯表面有所差別,激波強度從負攻角到正攻角依次增大。從圖3(b)可以得出:隨著彈托與彈芯分離,兩者間的橫截面積增大,脫體激波強度減弱,同時,脫體激波最大值隨著彈托往后移動,這樣造成脫體激波反射在彈芯的強度相應的變化,氣流通過彈托和彈芯間隙直接作用在彈芯尾翼上造成激波強度相對增強。從圖3(c)可以看出彈托和彈芯完全分離,彈托前腔的脫體激波幾乎不作用于彈芯表面,此時認為分離結束。

圖3 不同攻角整個分離過程不同時刻彈芯表面壓力分布曲線圖

在俯仰平面(即XY平面)內,以彈體質心為原點,彈托相對彈體初始質心坐標為(97.3,-11.8) mm,假設分離過程中,彈托和彈芯之間的激波不在作用于彈芯表面為初始分離結束點。分離點的彈芯質點位置如表1所示。通過仿真可以得到不同攻角時

表1 不同攻角分離結束點彈托質心位置和分離結束時間

的分離過程持續時間(見表1),從表中可以得出,正負攻角都增加了分離過程的持續時間。這樣不利于彈芯的飛行穩定。

通過表1和圖4可以得到不同攻角下彈托的飛行軌跡和分離結束點位置,彈托相對彈芯近似呈拋物線狀,主要由于彈托歐拉角變化,使受力表面增大,速度從而增大。而Y軸運動曲線近似呈直線,因為氣動力作用平面較小,縱向受力主要為重力。

圖4 俯仰平面內不同攻角下彈托的質心相對彈體質心瞬時變化曲線

4 結論

文中基于GAMBIT軟件中的非結構網格、嵌套技術和CFD的動網格技術及外彈道六自由度UDF方程相結合,采用TVD有限體積格式對次口徑尾翼穩定脫殼穿甲彈托在不同攻角受力下的脫殼過程中的流場進行了數值仿真。對各參數進行了對比分析,在0攻角時脫殼分離時間最短為0.8 ms,在+10°時脫殼時間為0.99 ms,在-10°時脫殼時間為0.9 ms。仿真結果得出:脫殼彈在正負攻角飛行時,彈托分離時間增加,不利于彈托的分離。

[1] 趙金庫. 小口徑尾翼穩定脫殼穿甲彈技術研究 [D]. 南京: 南京理工大學, 2009: 1-2.

[2] 楊啟仁, 徐直軍. 脫殼動力學 [M]. 4版. 北京: 國防工業出版社, 1996: 2-3.

[3] 武頻, 尚偉烈, 趙潤祥, 等. APFSDS彈托分離干擾三維流場數值模擬 [J]. 空氣動力學學報, 2005, 23(1): 1-4.

[4] GUILLOT M J, KEINECKE W G. A numerical and experimental investigation of sabot separation dynamics [C]∥AlAA 34th AerospceSciences Meeting and Exhibit. Reno, NV: AlAA, 1996: 455.

[5] 黃振貴, 陳志華, 郭玉潔. 尾翼穩定脫殼穿甲彈脫殼動力學過程的三維數值模擬 [J]. 兵工學報, 2014, 35(1): 9-17.

[6] 周強, 李強, 趙君官. 尾翼穩定脫殼穿甲彈初始分離彈道仿真計算 [J]. 彈箭與制導學報, 2014, 34(1): 111-114.

[7] 唐家鵬. FLUENT14.0超級學習手冊 [M]. 北京: 人民郵電大學出版社, 2013: 87-88.

Analysis on Influence of Different AOA on Discarding Process for APFSDS

ZHANG Xuewei,LI Qiang,GAO Bin,LI Bo,WANG Lei

(School of Mechatronics Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China)

In order to study influence of angle of attack on discarding process of APFSDS, based on CFD dynamic mesh technology and exterior ballistic 6-DOF equation, unstructured grids and TVD finite volume scheme were used for numerical analysis on discarding process at different angle of attack, and cloud of flow field shock in discarding process, curve of sabot’s center-of-gravity position, discarding time and penetrator surface pressure distribution at different discarding stage were obtained. According to contrastive analysis, when APFSDS flying at positive and negative AOA, sabot discarding time increases, which is adverse to sabot separation.

CFD; APFSDS; angle of attack; discarding process

2015-06-25

國家自然科學基金(51175481)資助

張學偉(1990-),男,山東德州人,碩士研究生,研究方向:武器系統分析和流場仿真分析。

TJ012.3

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