內錐型空心彈氣動外形與阻力特性數值仿真

李昌坤,鄭艷軍,鐘建華,楊 慧,張浩明

(西南技術工程研究所, 重慶 400039)

0 引言

空心彈也稱為管式彈,主要是由空心薄壁圓筒組成,而常規實心彈往往都由較尖的頭部和鈍平的底部構成。正是由于結構特性完全不同,導致二者在氣動特性上存在著較大差異。常規實心彈在超音速飛行時,由于有較尖的頭部,會受到激波阻力的影響,鈍平的彈底部又會受到渦流阻力的作用,因此在飛行過程中所受到的空氣阻力較大。而空心彈是沿著彈丸軸線做成通孔結構,幾乎所有靠近空心彈前端的氣流都能從中流過[1],因此激波阻力和渦流阻力都會大大減小,這樣就能從根本上改善彈丸的氣動特性,增加彈丸的存速能力,提高對目標的打擊能量。

內錐型空心彈屬于空心彈的一種。相對于外錐型空心彈和內外錐混合型空心彈而言,理論上能完全消除波阻和底阻,在飛行過程中所受空氣阻力最小[2-3],因此內錐型空心彈阻力特性與氣動外形在超音速甚至是高超音速條件下最具研究價值。

傳統的氣動外形設計方法主要是對不同的設計方案進行一系列風洞試驗,并對實驗結果進行綜合分析,為了獲得最優設計,該方法具有較長的設計周期和較低的成本效益[4]。近年來,隨著計算流體動力學的發展,借助數值模擬方法,黃振貴等[5]通過改變空心彈內外壁形狀進行氣動外形數值模擬計算,得到了阻力系數最小的空心彈氣動外形結構;張浩等[6]利用Fluent軟件分別數值模擬了3種典型空心彈結構在不同馬赫數、不同攻角下流場特性以及阻力系數變化規律;錢吉勝[7]等利用有限體積法數值模擬了低阻空心彈的流場,得到了此低阻空心彈的復雜波系結構和阻力特性曲線;高旭東等[8]通過有限體積TVD數值格式的方法,對某空心彈丸繞流流場進行數值計算,證實空心彈丸相比普通彈丸阻力系數小很多;陳揚[9]通過對12.7 mm口徑空心彈進行數值模擬,得出空心彈丸阻力系數比實心彈丸小得多,而且能更好地保證飛行速度和彈道高;Xiong等[10]通過數值模擬得到了沖壓發動機輔助射程彈丸超聲速雙錐進氣道在不同回流壓和攻角下超聲速進氣道的復合波結構,并研究了進氣道內外部流動結構發展過程。趙強等[11]基于Kriging近似模型和NSGA-Ⅱ優化算法等,得到了空心彈最佳的氣動優化外形。此外一些國外學者也對空心彈進行了數值計算[12-14],得到了較為準確的阻力系數及波系結構。全鑫等[15]通過對固定入口錐角的某型空心彈丸數值模擬,得到了內錐型空心彈喉徑面積比與阻塞現象發生的關系。杜宏寶等[16]基于喉道與入口面積比為0.6的條件下,仿真研究了入口錐角對空心彈流場的影響,得到了內錐型空心彈阻塞現象與入口錐角的關系。

以上研究對外錐型空心彈和內外錐混合型空心彈氣動特性研究相對較多,而在內錐型空心彈氣動特性研究方面均是基于對稱鍥角模型結構,且主要分析影響“阻塞”現象規律等,而非對稱鍥角模型結構的內錐型空心彈還未見有學者研究,究竟什么樣的內錐型空心彈氣動外形,其對應的阻力系數最小,目前暫未見相關公開報道。本文借助計算流體動力學軟件Fluent軟件對內錐型空心彈氣動外形進行優化設計,得到具有最小阻力系數的優化外形,并分析了該彈丸在3Ma來流條件下,不同攻角時的流場壓力分布情況,以及該彈丸以不同攻角飛行時,阻力系數隨來流馬赫數的變化關系,本文的研究可為內錐型空心彈的科學研究和工程應用提供理論參考。

1 數值模型建立

對于內錐型空心彈丸,常關注以下3個基本參數:鍥角、喉徑比和彈丸長度。為了減小變量和計算量,本文在喉徑比為定值、固定喉道長度的情況下開展研究。本文所述內錐型空心彈模型的基本形狀如圖1所示。

圖1 內錐型空心彈模型

圖1中,彈丸長度取80 mm,彈丸口徑取30 mm,喉道口徑取18 mm,喉道長度取15 mm,彈丸前頂點命名為A,喉道前頂點為B,喉道后頂點為C,彈丸后頂點命名為D,針對此模型,分別以內錐型空心彈前后鍥角的變化(通過調節進氣道內壁面AB段水平距離l的長度)來改變此空心彈模型的形狀,最終獲得最小阻力系數彈丸的氣動外形。仿真時,應用有限體積法進行求解,其中前處理器對計算域尺寸設置為:長為15倍彈長、寬為20倍彈徑,采用四邊形單元進行網格劃分。求解器選用基于密度基的耦合顯示算法,湍流模型選擇Spalart-Allmaras單方程模型,粘性項采用二階中心差分格式,對來流采用遠場邊界條件,由于超音速流場中包含激波,故采用AUSM格式進行激波捕捉。

2 數值計算結果與分析

2.1 空心彈不同形狀對流場的影響

圖2分別為圖1中所給出的內錐型空心彈模型在來流馬赫數取為3Ma,進氣道水平距離l取10、20、30、40、50、60 mm時的壓力等值線分布云圖。

圖2 不同l取值時壓力等值線分布

從圖2中可知,在l取20、30、40、50、60 mm時,激波被完全吸入空心彈丸內腔,且激波沿彈丸軸線呈對稱分布,進氣道壓縮的激波在腔內交匯形成最高壓力區,隨著l值的增大最高壓力值降低。當l取10 mm時,前鍥角過大,會導致空心彈丸發生“阻塞”現象,彈丸頭部有脫體激波,形成最高壓力區。

表1為l在不同取值時,空心彈丸壓阻、摩阻、總阻的變化情況,除了空心彈丸發生“阻塞”現象導致摩阻較小外,l的改變對摩阻的影響較小,對壓阻的影響較大。而且,總阻隨l值變化關系不是簡單的線性關系,在l=30 mm附近存在最小阻力點,為探明此最小阻力點所對應的l值的大小,將l=30 mm附近降低其取值間隔來進行數值計算。將l值分別取為10、15、20、25、30、34、35、36、40、50、60 mm,而相應的阻力系數Cd隨l的變化曲線如圖3所示。

由圖3可知,阻力系數隨l值增加呈現出先減小后增大的趨勢,10 mm35 mm時,阻力系數隨l值增加緩慢增大,阻力系數在l=35 mm處取得最小值,此時對應前鍥角為9.728 8°,后鍥角為11.309 9°。因此,本文所述的內錐型空心彈最小阻力系數氣動外形結構為非對稱鍥角結構。

表1 彈體阻力隨l取值的變化

圖3 阻力系數隨l值變化趨勢

2.2 具有最小阻力系數空心彈分析

根據以上數值計算,本文所確定的具有最小阻力系數的內錐型空心彈模型的進氣道水平距離為l=35 mm,其結構如圖4所示。

圖4 具有最小阻力系數內錐型空心彈模型

由于空心彈為超聲速飛行的無控飛行器,飛行攻角較小,為探明本文所述的具有最小阻力系數的內錐型空心彈的氣動特性,圖5為空心彈在來流3Ma,攻角分別為0°、2°、4°、6°、8°時的壓力等值線分布;圖6為不同攻角時阻力系數隨馬赫數變化曲線圖。

由圖5可知,在3Ma來流條件下,攻角分別為0°、2°、4°、6°、8°時,空心彈丸均未發生“阻塞”現象,在空心彈丸外壁面出現斜激波,對空氣有一定的擾動,激波不再沿著彈丸軸線呈對稱分布,空心彈外壁面下表面壓力高于上表面壓力,最大壓力區仍出現在空心彈丸內腔中,隨著攻角的增大,最大壓力值逐漸升高。

圖5 Ma=3時,不同攻角時壓力等值線分布

圖6 不同攻角時阻力系數隨來流馬赫數變化關系

從圖6中可知,在不同攻角條件下,阻力系數隨馬赫數增加變化規律基本一致;在相同馬赫數條件下,阻力系數隨攻角增大而增大,其中在1.8Ma時,空心彈阻力系數值過大,表明即使基于最小阻力系數氣動外形結構,馬赫數過低依然會導致進氣道不啟動,造成空心彈丸發生“阻塞”現象。

3 結論

本文通過計算流體動力學軟件Fluent,對內錐型空心彈進行了數值仿真,結論如下。

1) 在Ma=3時,對不同鍥角的氣動外形流場數值仿真,結果表明:前鍥角過大會造成內錐型空心彈丸發生氣流阻塞現象,鍥角的變化對壓差阻力影響較大,對摩擦阻力影響較小。

2) 通過數值仿真,得到了具有最小阻力系數的內錐型空心彈的氣動外形,結果表明:內錐型空心彈最小阻力系數氣動外形結構為非對稱鍥角結構。

3) 為探明得到的最小阻力系數空心彈的氣動性能,還數值模擬了此空心彈在3Ma來流,不同攻角時的流場壓力等值線分布,以及該彈丸以不同攻角飛行時阻力系數與來流馬赫數的變化規律,結果表明:在同一馬赫數下,阻力系數隨攻角增大而增大;在不同攻角條件下,阻力系數隨馬赫數增加變化規律基本一致;馬赫數過低也會影響內錐型空心彈發生氣流阻塞現象。