高速旋轉(zhuǎn)底部排氣彈的三維流場(chǎng)數(shù)值模擬與分析

史金光， 謝利平,2

(1.南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院, 江蘇 南京 210094; 2.沈陽(yáng)炮兵學(xué)院 電子偵察系, 遼寧 沈陽(yáng) 110867)

高速旋轉(zhuǎn)底部排氣彈的三維流場(chǎng)數(shù)值模擬與分析

史金光1， 謝利平1,2

(1.南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院, 江蘇 南京 210094; 2.沈陽(yáng)炮兵學(xué)院 電子偵察系, 遼寧 沈陽(yáng) 110867)

為研究高速旋轉(zhuǎn)條件下底部排氣彈的減阻特性，運(yùn)用滑移網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行底部排氣彈三維流場(chǎng)的數(shù)值模擬。研究了不同轉(zhuǎn)速條件下底部排氣彈的減阻特性，分析了旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對(duì)減阻性能的影響以及一定阻力系數(shù)下排氣參數(shù)與彈丸轉(zhuǎn)速的約束關(guān)系。研究結(jié)果表明：同一個(gè)排氣參數(shù)下，阻力系數(shù)隨轉(zhuǎn)速增大而減小；同一個(gè)轉(zhuǎn)速下，阻力系數(shù)隨排氣參數(shù)的增大呈現(xiàn)先減小、后增大的變化規(guī)律；高速旋轉(zhuǎn)使得底部排氣彈具有更好的減阻效果；減阻期望一定時(shí)，排氣參數(shù)與彈丸轉(zhuǎn)速呈現(xiàn)此消彼長(zhǎng)的關(guān)系，對(duì)于確定轉(zhuǎn)速的底部排氣彈，存在著最優(yōu)的排氣參數(shù)。

兵器科學(xué)與技術(shù)； 底部排氣彈； 高速旋轉(zhuǎn)； 阻力系數(shù)； 排氣參數(shù)； 減阻特性

0 引言

底部排氣(簡(jiǎn)稱底排)增程是近年來(lái)大口徑榴彈實(shí)現(xiàn)增程的一種有效技術(shù)途徑，它通過(guò)向彈丸底部低壓區(qū)排入質(zhì)量和能量，用提高底壓來(lái)實(shí)現(xiàn)炮彈的減阻增程[1]。底排裝置的減阻性能不僅與排氣參數(shù)、彈丸飛行狀況等有關(guān)，同時(shí)也受彈丸旋轉(zhuǎn)效應(yīng)的影響。由于大口徑榴彈的轉(zhuǎn)速非常高，因此研究彈丸旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對(duì)底排減阻性能的影響尤為重要。

目前，國(guó)內(nèi)外主要采用風(fēng)洞吹風(fēng)測(cè)力實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬等方法對(duì)底排減阻技術(shù)進(jìn)行研究，來(lái)分析底部排氣彈的繞流流場(chǎng)和減阻特性等。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方面，丁則勝等[2-3]、陳少松等[4]利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了不同環(huán)境壓力和溫度下馬赫數(shù)、排氣參數(shù)等對(duì)底排減阻效率的影響。數(shù)值模擬方面，國(guó)內(nèi)外對(duì)無(wú)旋條件下底部排氣彈的減阻性能研究得較為成熟，史曉軍[5]通過(guò)建立底部流場(chǎng)二維模型進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了馬赫數(shù)為2.5時(shí)不同排氣條件的影響；余文杰等[6-8]通過(guò)建立二維底排模型，研究了二次燃燒對(duì)底排尾部流場(chǎng)的影響以及高空低壓環(huán)境對(duì)底排氣體二次燃燒的影響；卓長(zhǎng)飛等[9-10]利用數(shù)值方法分析了排氣參數(shù)、排氣面積、排氣總溫等對(duì)底部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和底壓比的影響；譚慧俊等[11]通過(guò)數(shù)值模擬研究了排氣方式、流量消耗率、排氣孔徑和排氣孔的收斂或擴(kuò)張角等因素對(duì)底部阻力的影響；駱曉臣等[12]采用計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)與質(zhì)點(diǎn)彈道學(xué)耦合的方法研究了底排藥柱燃速對(duì)底排裝置工作過(guò)程和射程的影響；Pramod等[13]和Shin等[14]先后采用分離渦模擬方法對(duì)超聲速飛行的底部排氣彈進(jìn)行了數(shù)值模擬；Lee等[15]通過(guò)數(shù)值模擬帶孔后體模型底部排氣的流動(dòng)特征，發(fā)現(xiàn)對(duì)應(yīng)于最大底排壓力有一個(gè)使底阻最小的底排條件；Choi等[16]數(shù)值模擬了含外部燃燒和中心推進(jìn)噴射的底部排氣彈的減阻特性。在有旋彈箭的數(shù)值模擬方面，岳杰順等[17]采用滑移網(wǎng)格技術(shù)數(shù)值計(jì)算了一種反坦克導(dǎo)彈的動(dòng)導(dǎo)數(shù)；何穎等[18]運(yùn)用滑移網(wǎng)格技術(shù)對(duì)旋轉(zhuǎn)彈丸的偏流現(xiàn)象產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行了分析。以上對(duì)底排彈減阻特性的數(shù)值模擬與分析，在未考慮彈丸高速旋轉(zhuǎn)的前提下，獲得了很好的研究成果，為底排減阻技術(shù)的工程應(yīng)用提供了理論依據(jù)和數(shù)據(jù)支撐。然而，事實(shí)上大口徑榴彈是通過(guò)高速旋轉(zhuǎn)的陀螺效應(yīng)來(lái)實(shí)現(xiàn)其飛行穩(wěn)定的，目前的研究均未考慮炮彈的高速旋轉(zhuǎn)飛行條件，且對(duì)底排彈高速旋轉(zhuǎn)條件下的底排減阻特性研究得也較少。

為此，本文利用滑移網(wǎng)格技術(shù)建立底部排氣彈的三維流場(chǎng)模型，對(duì)旋轉(zhuǎn)條件下超音速飛行的底部排氣彈進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對(duì)底部排氣彈減阻性能的影響，并分析一定減阻期望下排氣參數(shù)與彈丸轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系，為旋轉(zhuǎn)條件下底部排氣彈的科學(xué)研究和工程應(yīng)用提供理論參考。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 計(jì)算方法

在三維笛卡爾坐標(biāo)系下，微分守恒形式的雷諾時(shí)均Navier-Stokes方程為

(1)

式中：U為守恒變量；F、G、H為無(wú)黏性對(duì)流通量；Fv、Gv、Hv為黏性對(duì)流通量。各量表達(dá)式如下：

式中：ρ為密度項(xiàng)；p為壓力項(xiàng)；e為單位體積總能；u、v、w為3個(gè)方向的速度；τξη(ξ,η=x,y,z)為黏性應(yīng)力，且τξη=τηξ；qx、qy、qz為導(dǎo)熱熱流。

空間離散采用2階迎風(fēng)型矢通量分裂格式，求解器選用基于密度基的耦合顯式算法。湍流模型采用可實(shí)現(xiàn)的k-ε湍流模型。該模型能較好地描述超聲速底部流場(chǎng)的湍流特性，同時(shí)對(duì)旋轉(zhuǎn)流計(jì)算、帶方向壓強(qiáng)梯度的邊界層計(jì)算和分離流計(jì)算等問(wèn)題的計(jì)算結(jié)果更符合真實(shí)情況，該模型中湍動(dòng)能k和耗散率ε的輸運(yùn)方程[19]分別為

(2)

(3)

式中：ui為i方向的速度；t為時(shí)間；xi、xj分別為i方向和j方向的位置坐標(biāo)；μ、μt分別為流體的動(dòng)力黏度和湍動(dòng)黏度；σk、σε分別為與湍動(dòng)能和耗散率對(duì)應(yīng)的普朗特?cái)?shù)；Gk為平均速度梯度引起的湍動(dòng)能產(chǎn)生項(xiàng)；C1、C2為經(jīng)驗(yàn)常數(shù)；E為時(shí)均應(yīng)變率；ν為渦黏性系數(shù)。

1.2 物理模型與邊界條件

采用155 mm底部排氣彈作為物理模型，彈丸旋轉(zhuǎn)方向?yàn)橛倚槟M非定常情況下彈丸的旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，采用滑移網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算域的網(wǎng)格分為外部固定區(qū)和內(nèi)部滑移運(yùn)動(dòng)區(qū)。彈體模型、表面網(wǎng)格和計(jì)算域劃分如圖1所示。

圖1 物理模型和計(jì)算域劃分Fig.1 Physical model and computational domain division

彈體表面采用無(wú)滑移壁面邊界條件，內(nèi)部滑移運(yùn)動(dòng)區(qū)網(wǎng)格隨彈體一起運(yùn)動(dòng)。外部固定區(qū)和內(nèi)部運(yùn)動(dòng)區(qū)的交界面采用滑移邊界條件。計(jì)算域外邊界采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞=2.5，來(lái)流總溫T∞0=300 K，來(lái)流總壓p∞0=101 325 Pa. 底部排氣彈的排氣口處采用底排熱空氣的方法，排氣面積和彈底面積之比為0.114 3，并且給定排氣參數(shù)I和排氣總溫T0. 排氣參數(shù)是排氣質(zhì)量流率與彈丸運(yùn)動(dòng)空氣質(zhì)量排開率之比，其計(jì)算式為

(4)

2 數(shù)值模擬結(jié)果與分析

2.1 數(shù)值方法校驗(yàn)分析

為驗(yàn)證本文數(shù)值模擬方法及應(yīng)用滑移網(wǎng)格技術(shù)模擬高旋彈流場(chǎng)的可靠性和有效性，對(duì)高速旋轉(zhuǎn)的6倍口徑尖拱- 圓柱- 船尾(SOCBT)彈丸進(jìn)行數(shù)值模擬。美國(guó)陸軍彈道研究實(shí)驗(yàn)室已經(jīng)獲得了該型彈丸的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，可用作參考對(duì)比[20]。在來(lái)流氣壓為0.298 5 MPa，來(lái)流氣溫為310 K，來(lái)流馬赫數(shù)為3.0，彈丸攻角為6.3°，彈丸轉(zhuǎn)速為20 000 r/min時(shí)，數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的結(jié)果對(duì)比如圖2所示，p/p∞為彈表壓力與來(lái)流氣壓之比，x/D為軸向位置與彈徑之比。從圖2中可以看出，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果非常吻合，表明本文所采用的數(shù)值方法可靠有效。

圖2 彈表壓力模擬數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.2 Comparison of simulated data and experimental data of projectile surface pressure

2.2 相同排氣參數(shù)下不同轉(zhuǎn)速的減阻特性

圖3 不同轉(zhuǎn)速時(shí)底部流線和等速度圖Fig.3 Base streamlines and velocity contours at different spinning speeds

總阻力系數(shù)CD隨彈丸轉(zhuǎn)速的變化曲線如圖4所示，不同轉(zhuǎn)速下彈丸底壓比pb/p∞沿徑向位置Y的分布曲線如圖5所示，其中pb為彈底壓力，p∞為來(lái)流壓力。從圖4可以看出，在同一排氣參數(shù)下，隨著彈丸轉(zhuǎn)速的增加，總阻力系數(shù)呈現(xiàn)遞減趨勢(shì)，其中轉(zhuǎn)速在0～1 000 rad/s時(shí)總阻系數(shù)遞減稍慢，而轉(zhuǎn)速在1 000～1 800 rad/s時(shí)總阻系數(shù)遞減較快。根據(jù)上述對(duì)圖3的分析結(jié)果，彈丸轉(zhuǎn)速的增加會(huì)使彈底壓力增大，彈體前后壓力差減小，促使壓差阻力(即底部阻力)減小，進(jìn)而總阻力系數(shù)會(huì)隨著彈丸轉(zhuǎn)速的增加而減小。由于受底部排氣減阻效率的影響，這種減小趨勢(shì)并非線性，而是在不同的轉(zhuǎn)速區(qū)間有不同的遞減率。圖5顯示轉(zhuǎn)速越大，沿彈底徑向的壓力曲線總體上越往上抬升，更直觀地表明彈丸轉(zhuǎn)速的增加提高了彈底壓力，驗(yàn)證了前述分析的正確性。

圖4 阻力系數(shù)隨彈丸轉(zhuǎn)速變化曲線Fig.4 Drag coefficient vs. spinning speed

圖5 不同轉(zhuǎn)速下彈底壓力沿徑向分布曲線Fig.5 Racial base pressure profiles at different spinning speeds

2.3 相同轉(zhuǎn)速下不同排氣參數(shù)的減阻特性

彈丸轉(zhuǎn)速為1 500 rad/s的條件下對(duì)底部排氣彈在不同排氣參數(shù)時(shí)的情況進(jìn)行數(shù)值模擬。總阻力系數(shù)隨排氣參數(shù)的變化曲線如圖6所示，不同排氣參數(shù)彈丸底壓比沿徑向分布如圖7所示。從圖6可以看出，總阻力系數(shù)呈現(xiàn)先減小、再增加的趨勢(shì)，排氣參數(shù)從0增加到0.005時(shí)，減小趨勢(shì)非常明顯，而后逐漸減緩，最小值出現(xiàn)在排氣參數(shù)I=0.015附近，當(dāng)排氣參數(shù)再增加時(shí)總阻力系數(shù)又逐漸增大。從圖7可以看出，排氣參數(shù)從0到0.014時(shí)彈丸底壓比沿徑向分布曲線不斷上抬，而從0.014到0.019時(shí)則又有所下降。排氣參數(shù)從0增加到0.005，意味著彈底從無(wú)排氣變?yōu)橛信艢猓诘着艢怏w的作用下底部流場(chǎng)發(fā)生了較大變化，因而總阻力系數(shù)在這一區(qū)間減小較為明顯。排氣參數(shù)的增大意味著底排裝置排出更多氣體填充在彈底，給彈底低壓區(qū)添質(zhì)加能，從而提高底壓，減小阻力系數(shù)。而當(dāng)排氣參數(shù)增大到某一數(shù)值再繼續(xù)增大時(shí)，由于底排氣體引射作用的加強(qiáng)，使得減阻效果又有所減弱。因而，隨著排氣參數(shù)的增大，總阻力系數(shù)呈現(xiàn)出先減小、后增大的變化趨勢(shì)。

圖6 阻力系數(shù)隨排氣參數(shù)變化曲線Fig.6 Drag coefficient vs. bleed parameter

圖7 不同排氣參數(shù)下彈底壓力沿徑向分布曲線Fig.7 Racial base pressure profiles under different bleed parameters

彈丸轉(zhuǎn)速為1 500 rad/s時(shí)不同排氣參數(shù)下底排彈的底部流線和等速度圖如圖8所示。從圖8中可以看出，底部低壓區(qū)隨著排氣參數(shù)的增加逐漸減小，從而底部壓力逐漸增大，彈底的回流區(qū)隨著排氣參數(shù)增大而逐漸后移。在無(wú)底排時(shí)，回流區(qū)緊貼彈底，整個(gè)回流區(qū)較小，船尾膨脹角和彈底喉部位置的轉(zhuǎn)折角較大。隨著排氣參數(shù)的增加，底排氣體從噴口排出后順著彈底向剪切層流動(dòng)，使得回流區(qū)擴(kuò)大并向外側(cè)及后方擴(kuò)展，從而將剪切層向上抬升，船尾膨脹角和喉部位置轉(zhuǎn)折角減小，船尾處的膨脹波和喉部位置的再壓縮激波強(qiáng)度減弱，從而使外部靜壓升高，通過(guò)剪切層的傳輸使底壓升高，達(dá)到減阻效果。值得注意的是，當(dāng)排氣參數(shù)增加到0.019時(shí)，由于底排氣體噴出速度加快，其引射作用也加強(qiáng)。從底排裝置噴出的底排氣體有一部分在彈底非噴口位置形成二次回流區(qū)，而大部分底排氣體更傾向于直接向彈底后方流動(dòng)，這樣就導(dǎo)致彈底低壓區(qū)存不住底排氣體，降低了底排效率，從而影響其提高底壓、減小底阻的效果。因此，過(guò)大的排氣參數(shù)減阻效果反而不好，這也與前述分析相吻合。

圖8 不同排氣參數(shù)時(shí)底部流線和等速度圖Fig.8 Base streamlines and velocity contours under different bleed parameters

2.4 高速旋轉(zhuǎn)與非旋轉(zhuǎn)條件下減阻情況對(duì)比

表1 不同轉(zhuǎn)速和排氣參數(shù)下阻力系數(shù)Tab.1 Drag coefficients under different spinning speeds and bleed parameters

2.5 排氣參數(shù)與彈丸轉(zhuǎn)速的約束關(guān)系

圖9 一定阻力系數(shù)下排氣參數(shù)與彈丸轉(zhuǎn)速關(guān)系Fig.9 Bleed parameter vs. spinning speed under given drag coefficients

另外，從圖9中還可以看出，如果阻力系數(shù)要從0.26降到0.25，則需要排氣參數(shù)有一個(gè)增加量，并且轉(zhuǎn)速越高，這個(gè)增加量越小。例如，若要使阻力系數(shù)從0.26下降到0.25，在轉(zhuǎn)速為1 000 rad/s時(shí)，需要排氣參數(shù)從0.007增加到0.018，增加量為0.011；而轉(zhuǎn)速為1 500 rad/s時(shí)，則需要排氣參數(shù)從0.004增加到0.011，增加量?jī)H為0.007. 這表明高轉(zhuǎn)速時(shí)一定的排氣增加量可以獲得更好的減阻效果。

3 結(jié)論

本文采用滑移網(wǎng)格技術(shù)建立了底部排氣彈三維模型，對(duì)高速旋轉(zhuǎn)條件下超音速飛行的底部排氣彈三維流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究分析了旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對(duì)底排減阻性能的影響。分析結(jié)果表明：

1) 同一排氣參數(shù)下，彈丸轉(zhuǎn)速增加，阻力系數(shù)呈遞減趨勢(shì)。

2) 同一轉(zhuǎn)速下，阻力系數(shù)隨排氣參數(shù)的增大呈現(xiàn)先減小、后增大的變化規(guī)律。

3) 相較于不旋轉(zhuǎn)的情況，旋轉(zhuǎn)條件使得底排彈具有更好的減阻效果。

4) 在一定的減阻期望下，排氣參數(shù)與彈丸轉(zhuǎn)速呈現(xiàn)此消彼長(zhǎng)的關(guān)系，對(duì)于確定轉(zhuǎn)速的底部排氣彈，存在著最優(yōu)的排氣參數(shù)，在工程實(shí)際應(yīng)用中可對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，為旋轉(zhuǎn)條件下底部排氣彈的科學(xué)研究、工程應(yīng)用提供理論參考。

References)

[1] 郭錫福. 底部排氣彈外彈道學(xué)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 1995: 46-59. GUO Xi-fu. Exterior ballistics of base bleed projectiles[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 1995:46-59. (in Chinese)

[2] 丁則勝, 陳少松, 劉亞飛, 等. 環(huán)境溫度對(duì)底排效應(yīng)的影響[J]. 彈道學(xué)報(bào), 2003, 15(1): 37-40. DING Ze-sheng, CHEN Shao-song, LIU Ya-fei, et al. Influence of ambient temperature on base bleed effect[J]. Journal of Ballistics, 2003, 15(1): 37-40. (in Chinese)

[3] 丁則勝, 陳少松, 劉亞飛, 等. 底排性能的環(huán)境壓力效應(yīng)[J]. 彈道學(xué)報(bào), 2002, 14(1): 88-92. DING Ze-sheng, CHEN Shao-song, LIU Ya-fei, et al. Influence of ambient pressure on base bleed[J]. Journal of Ballistics, 2002, 14(1): 88-92. (in Chinese)

[4] 陳少松, 丁則勝, 羅榮, 等. 亞、跨聲速底排減阻特性研究[J]. 流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量, 2000, 14(4): 41-45. CHEN Shao-song, DING Ze-sheng, LUO Rong, et al. An investigation on characteristics of base drag reduction with base bleed in subsonic and transonic speeds[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2000, 14(4): 41-45. (in Chinese)

[5] 史曉軍. 不同底排參數(shù)下底部排氣彈氣動(dòng)力性質(zhì)的研究[D]. 南京:南京理工大學(xué), 2007. SHI Xiao-jun. A study of aerodynamic character of projectile under the different base bleed parameters[D]. Nanjing:Nanjing University of Science and Technology, 2007. (in Chinese)

[6] 余文杰, 余永剛, 倪彬. 底部排氣圓柱體模型尾部流場(chǎng)的數(shù)值模擬[J]. 彈道學(xué)報(bào), 2014, 26(1): 7-12. YU Wen-jie, YU Yong-gang, NI Bin. Numerical simulation of base flow field over a cylindrical model with base bleed[J]. Journal of Ballistics, 2014, 26(1): 7-12. (in Chinese)

[7] 余文杰, 余永剛. 二次燃燒對(duì)底排裝置尾部流場(chǎng)影響的數(shù)值模擬[J]. 爆炸與沖擊, 2015, 35(1): 94-100. YU Wen-jie, YU Yong-gang. Numerical simulation of secondary combustion affecting base flow of base bleed equipment[J]. Explosion and Shock Waves, 2015, 35(1): 94-100. (in Chinese)

[8] 余文杰, 余永剛. 環(huán)境壓力降低對(duì)底排二次燃燒影響的數(shù)值模擬[J]. 兵工學(xué)報(bào), 2015, 36(3): 443-450. YU Wen-jie, YU Yong-gang. Numerical simulation on the effect of reduction in ambient pressure on the secondary combustion of base bleed[J]. Acta Armamentarii, 2015, 36(3): 443-450. (in Chinese)

[9] 卓長(zhǎng)飛, 封鋒, 武曉松. 超聲速底部排氣彈底部流場(chǎng)與氣動(dòng)特性研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2014, 32(6): 783-790. ZHUO Chang-fei, FENG Feng, WU Xiao-song. Research on base flow field and aerodynamic characteristics of the supersonic base bleed projectile[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(6): 783-790. (in Chinese)

[10] 卓長(zhǎng)飛, 武曉松, 封鋒. 超聲速流動(dòng)中底部排氣減阻的數(shù)值研究[J]. 兵工學(xué)報(bào), 2014, 35(1): 18-26. ZHUO Chang-fei, WU Xiao-song, FENG Feng. Numerical research on drag reduction of base bleed in supersonic flow[J]. Acta Armamentarii, 2014, 35(1): 18-26. (in Chinese)

[11] 譚慧俊, 郭榮偉. 底部排氣法的減阻特性及在超聲速導(dǎo)彈上的應(yīng)用[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2004, 36(6): 677-682. TAN Hui-jun, GUO Rong-wei. Drag reduction of base bleed method and its application on supersonic missiles[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2004, 36(6): 677-682. (in Chinese)

[12] 駱曉臣, 姚文進(jìn), 徐文科, 等. 藥柱燃速對(duì)底排工作過(guò)程及底排彈射程影響的數(shù)值模擬[J]. 含能材料, 2015, 23(11): 1111-1118. LUO Xiao-chen, YAO Wen-jin, XU Wen-ke, et al. Numerical investigation on the effect of combustion rate of propellant on the operation process and firing range of the base bleed projectile[J]. Chinese Journal of Energetic Materials, 2015, 23(11): 1111-1118. (in Chinese)

[13] Subbareddy P, Candler G V. Numerical investigations of supersonic base flows using DES[C]∥43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, NV, US: AIAA, 2005: 1-14.

[14] Shin J R, Choi J Y. DES study of base-bleed flows with dynamic formulation of DES Constant[C]∥49th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Orlando, FL, US: AIAA, 2011: 1-10.

[15] Lee Y K, Raghunathan S, Kim H D, et al. Computations of the supersonic flow over an afterbody with base bleed[C]∥43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, NV, US: AIAA, 2005: 1-7.

[16] Choi J Y, Shin E, Kim C K. Numerical study of base-bleed projectile with external combustion[C]∥41st AIAA/ASME/ SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Tucson, AZ, US: AIAA, 2005: 1-6.

[17] 岳杰順, 吳頌平. 多片彈翼反坦克導(dǎo)彈動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)值計(jì)算[J]. 兵工學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 367-372. YUE Jie-shun, WU Song-ping. Numerical computation of dynamic derivatives of a multi-wing antitank missile[J]. Acta Armamentarii, 2016, 37(2): 367-372. (in Chinese)

[18] 何穎, 胡金波, 鄒亞, 等. 低速旋轉(zhuǎn)彈丸偏流現(xiàn)象數(shù)值模擬[J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2016, 37(1): 18-22. HE Ying, HU Jin-bo, ZOU Ya, et al. Numerical simulation of deflective flow for the low-speed revolving cannonball[J]. Journal of Ordnance Equipment Engineering, 2016, 37(1): 18-22. (in Chinese)

[19] 任玉新, 陳海昕. 計(jì)算流體力學(xué)基礎(chǔ)[M]. 北京: 清華大學(xué)出版社, 2006: 7-11. REN Yu-xin, CHEN Hai-xin. Computational fluid dynamics[M]. Beijing: Tsinghua University Press, 2006: 7-11. (in Chinese)

[20] Schiff L B, Sturek W B. Numerical simulation steady supersonic flow over an ogive-cylinder-boattail body[C]∥ AIAA 18th Aerospace Sciences Meeting. Pasadena, CA, US: AIAA, 1980: 1-11.

Numerical Simulation and Analysis of 3D Flow Field forHigh Spinning Base Bleed Projectile

SHI Jin-guang1, XIE Li-ping1,2

(1.School of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, Jiangsu, China;2.Department of Electronic Reconnaissance, Shenyang Artillery Academy, Shenyang 110867, Liaoning, China)

3D flow field of high spinning base bleed projectile is simulated using sliding mesh technology. Drag reduction characteristics of base bleed projectile at different spinning speed are studied, and the influence of rotating effect on drag reduction is also analyzed. The constraint relation between bleed parameter and spining speed under the condition of a given drag coefficient is discussed. Research results show that the drag coefficientl decreases when spinning speed increases for a same bleed parameter; the drag coefficient fisrt decreases and then increases when the bleed parameter increases at a same spinning speed; the drag reduction effect is better when the projectile spins at a high speed; the bleed parameter is an inverse relationship with the spinning speed for a given drag reduction; there is a best bleed parameter for the base bleed projectile with a certain spinning speed. These results offer reference for the research and engineering application of spinning base bleed projectile.

ordnance science and technology; base bleed projectile; high spinning; drag coefficient; bleed parameter; drag reduction characteristic

2016-10-11

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11402117)

史金光(1975—)， 男， 副研究員， 碩士生導(dǎo)師。 E-mail: shijg1122@163.com

TJ012.3+1

A

1000-1093(2017)06-1090-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.06.007