超高速彈丸氣動熱的數值模擬*

趙雄飛,吳國東,王志軍,徐永杰

(中北大學機電工程學院,太原 030051)

超高速彈丸氣動熱的數值模擬*

趙雄飛,吳國東,王志軍,徐永杰

(中北大學機電工程學院,太原 030051)

為準確預測超高聲速彈丸表面氣動熱及彈體內部溫度和裝藥溫度分布,在貼加一層防熱材料的情況下,開展高超聲速流場和結構溫度場的耦合換熱數值模擬,通過流固耦合交界面實現不同相間的熱傳遞。計算得到了各個時刻彈丸表面溫度以及彈丸內部和裝藥的溫度變化。研究表明,采用流固耦合方法模擬氣動熱問題,可以得到較為合理及實用的彈丸溫度數據。

氣動熱;流固耦合;熱傳遞

0 引言

為了滿足現代戰爭的需要,高超聲速武器以其強突性在現代戰爭中已是不可缺少的攻擊型和防御武器。例如,在105 mm坦克炮上采用電磁發射技術,使彈丸的初速達到2 000 m/s左右,彈丸的頭部將經受劇烈的氣動加熱問題,因此,氣動熱問題是高超聲速彈丸設計中要考慮的重要問題之一。目前,高超聲速氣動加熱問題已經成為高超聲速彈丸設計技術中的關鍵技術之一,而高超聲速彈丸的熱環境十分復雜[1]。目前有關氣動加熱的文獻資料大多預測彈丸表面氣動熱,或在沒有防熱材料的保護下進行的預測。通過這種仿真計算得到的氣動熱數值往往比試驗數值要高很多。這種計算無法預測彈丸內部熱環境情況,也無法得到對彈丸內部裝藥的影響分析。文中通過熱流固耦合[2]對某典型結構彈丸進行了氣動加熱的計算,在貼加防熱材料鎳的情況下對該彈丸內部溫度以及裝藥的傳熱進行仿真分析,模擬結果對彈丸的外形設計以及內部裝藥結構設計具有十分重要的意義。

1 理論基礎

1.1 氣動熱簡介

鈍體高超聲速飛行時,如圖1所示,空氣和彈丸互相摩擦,氣流在彈丸壁面處受滯,在鈍體前會產生一個非常強烈的弓形激波[3],氣流動能轉換成熱能,溫度迅速上升,高溫氣體以對流和輻射的方式向鈍體表面傳熱,彈丸表面溫度迅速升高。

圖1 鈍體繞流示意圖

1.2 流固耦合熱傳導

文中研究的是流動換熱和結構傳熱的耦合問題,不同相之間設置耦合邊界[4]。不同相之間通過壁面進行熱傳導,需手動設置壁面的材料熱性。

2 計算說明

2.1 模型建立

文中所討論的是超高速彈丸飛行過程中彈丸的氣動熱以及對彈丸內部裝藥的影響。考慮到超高速彈丸現實情況中貼加防熱材料,彈丸簡化模型設計如圖2所示。

圖2 超高速彈丸模型

如圖2所示,整個彈體表面被一層鎳包裹住,鎳層的厚度為1 mm,對彈進行防熱處理,該彈丸前部為鈍頭模型,錐角12°,頭部半徑R=5 mm內部填充的是一種如PBX[5]炸藥,這種炸藥在仿真過程中可視為彈塑性固體材料,鎳、彈體、裝藥的材料特性如表1所示。

表1 彈丸模型的材料特性

2.2 計算方法

全彈網格劃分模型如圖3所示,為了求解彈丸內部溫度以及裝藥的熱環境,也對彈丸固體區域進行了網格劃分,并對相應區域設置了材料特性。整個外層計算域是一個高度為2 400 mm、半徑為300 mm的圓柱形,內層計算域高度600 mm、半徑為60 mm的小圓柱。劃分網格時使用size function功能,整個計算域網格數為247 498。外側邊界條件為壓力遠場,流體和固體之間以及不同相的固體之間進行邊界耦合處理。

圖3 彈丸網格劃分剖面圖

本次仿真使用密度基顯式求解法。模型選擇Spalart-Allmaras模型。流體為空氣,溫度300 K,對相應固體區域賦予材料特性。不同相之間壁面也進行設置,方便對流換熱和結構傳熱求解。文中計算了0°攻角下的超音速氣動熱情況。

3 計算結果分析

文中對該彈丸進行了5～9Ma的氣動模擬(見圖4～圖8)。

圖4 6 Ma下1 s時刻彈丸的溫度云圖

圖5 6 Ma下4 s時刻彈丸的溫度云圖

圖6 6 Ma下速度云圖

圖7 8 Ma下4 s時刻彈丸的溫度云圖

圖8 8 Ma下速度云圖

由圖4～圖8可知,超高聲速彈丸在高馬赫數下的氣動特性,圖4、圖5是彈丸在6Ma下經過1 s時刻和4 s時刻下的溫度云圖。仿真過程中彈丸和空氣取用的是相對運動,空氣經過彈丸高速摩擦生熱,迅速產生高溫區,通過與彈丸的對流換熱使彈丸表面溫度升高。

由表2可以看出超高速彈丸在各個時刻不同馬赫數下的氣動熱情況。文中在彈丸各相之間選取其中駐點作為溫度觀測點,得到彈丸氣動熱的最高溫度。由圖9可知,彈丸氣動熱隨馬赫數變化較為明顯,然而,防熱材料的應用在氣動熱的數值模擬中不可忽視。仿真結果顯示,該彈丸的阻力系數是0.23左右(見圖10)。

圖9 4 s時刻溫度隨馬赫數變化曲線圖

圖10 阻力系數曲線圖

表2 不同馬赫數下彈丸的氣動熱數值表

4 結論

文中通過流固耦合計算得到了超高速彈丸高速飛行時彈丸表面氣動熱、彈丸內部以及內部裝藥的溫度情況。從實際出發,在彈丸表面包裹一層防熱材料鎳,仿真得到的氣動熱數值與實際接近。然而,也存在不足之處,超高速彈丸飛行過程中發生燒蝕變形以及存在沖刷,防熱材料經沖刷后防熱性能大大減弱。因此尚需要進一步探索。

[1] 王杰.高超聲速飛行器氣動加熱計算技術 [D].南京:南京航空航天大學,2011.

[2] 郝繼光,姜毅,劉琦.導彈頭部氣動加熱的流固耦合數值模擬 [J].彈箭與制導學報,2006,26(4):230-232.

[3] 李鵬飛,吳碩平.二維圓柱在高超聲速氣流中的耦合傳熱計算 [J].彈箭與航天運載技術,2010(6):34-37.

[4] 夏剛,劉新建,程文科,等.鈍體高超聲速氣動加熱與結構熱傳遞耦合的數值計算 [J].國防科技大學學報,2003,25(1):35-39.

[5] 韋興文,周莜雨,王培,等.溫度對HMX基PBX炸藥熱膨脹系數和導熱系數的影響 [J].火炸藥學報,2012,35(3):33-41.

NumericalSimulationofAerodynamicHeatofHypersonicProjectile

ZHAO Xiongfei,WU Guodong,WANG Zhijun,XU Yongjie

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

In order to accurately predict the exoteric aerodynamic heat and internal temperature of a hypersonic projectile and the charge temperature distribution,a numerical simulation of coupled heat transfer of hyper sonic flow field and structure temperature field was carried out when a layer of thermal protection material was added.The heat transfer between different phases was realized by fluid-solid coupling interface.Projectile surface temperature and the temperature variation of internal projectile and charge at each moment were calculated.The results showed that the fluid-solid coupling method was adopted to simulate the aerodynamic heat for more reasonable and practical projectile temperature data.

aerodynamic heat; fluid-solid coupling; heat transfer

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.026

2016-05-16

中北大學第十二屆研究生科技立項(20151209)資助

趙雄飛(1991-),男,湖北咸寧人,碩士研究生,研究方向:彈道修正技術。

TJ430

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