某小口徑彈丸外流場空氣動(dòng)力特性仿真

王洪超，王雨時(shí)，聞泉

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，江蘇 南京 210094)

某小口徑彈丸外流場空氣動(dòng)力特性仿真

王洪超，王雨時(shí)，聞泉

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，江蘇 南京 210094)

為了給某小口徑殺傷破甲彈引信設(shè)計(jì)提供參考，運(yùn)用GAMBIT建立彈丸外流場數(shù)值仿真模型，通過FLUENT對彈丸外流場進(jìn)行了數(shù)值仿真以獲取相關(guān)的氣動(dòng)力規(guī)律。仿真結(jié)果與1943年阻力定律基本一致，計(jì)算所得的氣動(dòng)參數(shù)可以為小口徑殺傷破甲彈引信的外形設(shè)計(jì)提供依據(jù)與參考。

彈丸； 外流場； 氣動(dòng)力特性

0 引言

彈丸外形決定了其空氣動(dòng)力特性和作戰(zhàn)效能[1]。傳統(tǒng)氣動(dòng)力外形設(shè)計(jì)方法在對不同設(shè)計(jì)方案進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)綜合分析的前提下得到最優(yōu)的設(shè)計(jì)方案[2]。該方法設(shè)計(jì)周期長、效費(fèi)比低的缺點(diǎn)已不能適應(yīng)現(xiàn)代武器設(shè)計(jì)的要求。數(shù)值仿真在一定程度上可以代替風(fēng)洞試驗(yàn)，并且可以模擬風(fēng)洞試驗(yàn)無法模擬的條件，提供多種計(jì)算模型可用于模擬不可壓或可壓流動(dòng)、定常狀態(tài)或者過渡分析、無黏、層流和湍流等情況，具有極強(qiáng)的流場仿真分析能力，可用于進(jìn)行氣動(dòng)力設(shè)計(jì)及氣動(dòng)特性參數(shù)計(jì)算[3]。

文中采用FLUENT對某彈丸進(jìn)行外流場數(shù)值仿真，得到阻力系數(shù)、升力系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角的變化規(guī)律。仿真結(jié)果與1943年阻力定律相符，計(jì)算所得的氣動(dòng)參數(shù)可以為小口徑殺傷破甲彈的外形設(shè)計(jì)提供依據(jù)與參考。

1 數(shù)值模型

1.1 彈丸有限元模型

某小口徑殺傷破甲彈簡化為如圖1所示幾何模型。由于研究的是彈丸外流場，所以建立直徑和長度均是彈丸直徑和長度20倍的圓柱體來模擬彈丸外部流場，避免邊界反射引起空氣流場中的壓力計(jì)算不穩(wěn)定。彈丸置于空氣流場計(jì)算域中心位置，假設(shè)彈丸表面為絕熱壁，彈丸附近網(wǎng)格加密以準(zhǔn)確獲得阻力系數(shù)和升力系數(shù)。

圖1 某小口徑殺傷破甲彈幾何模型

1.2 初始條件與邊界條件

文中所研究的馬赫數(shù)和攻角情況都屬于定常流動(dòng)范圍，采用相對運(yùn)動(dòng)條件模擬彈丸附近的外流場，即假設(shè)彈丸靜止，假設(shè)來流為理想氣體，選擇薩蘭德定律計(jì)算氣體粘性，空氣以反向相同速度流動(dòng)，計(jì)算域邊界條件設(shè)置為遠(yuǎn)場壓力條件，湍流模型采用S-A(spalart-allmaras)模型[4]。由于求解的是可壓縮流體，涉及總壓和靜壓等多種壓力，所以為便于設(shè)置邊界條件和計(jì)算結(jié)果的后處理，將參考?jí)毫χ脼榱鉡5]。

1.3 氣動(dòng)特性求解

彈丸的阻力與產(chǎn)生阻力的面積、飛行速度、飛行高度和迎角有關(guān)，為了說明阻力特性，用單位面積和單位動(dòng)壓條件下產(chǎn)生的壓力，即阻力系數(shù)表示[6]：

式中：X為阻力，ρ為空氣密度，v為氣流相對于彈丸的流速，S為參考面積。

與阻力系數(shù)相似，升力系數(shù)Cy與升力Y之間的關(guān)系可表示為：

式中：Y為升力；ρ為空氣密度；v為氣流相對于彈丸的流速；S為參考面積。

2 仿真結(jié)果

計(jì)算彈丸在來流馬赫數(shù)分別為：M=0.20、0.40、0.60、0.80、0.85、0.90和0.95，攻角分別為α=0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°、14°、16°時(shí)的空氣流場。某小口徑殺傷破甲彈氣動(dòng)力參數(shù)仿真結(jié)果如表1所列。表中Cx為阻力系數(shù)，Cy為升力系數(shù)。參考長度為彈丸長度，以彈丸最大橫截面積為參考面積。

2.1 阻力特性

根據(jù)表1得到的阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化規(guī)律如圖1所示，馬赫數(shù)<0.8時(shí)，阻力系數(shù)比較平穩(wěn)；馬赫數(shù)>0.8，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)增大而明顯增大；在一同馬赫數(shù)下阻力系數(shù)隨α增大而增大。

根據(jù)表1得到的阻力系數(shù)隨攻角變化規(guī)律如圖2所示，當(dāng)馬赫數(shù)<0.8時(shí)，阻力系數(shù)隨著攻角的增大而增大，其變化規(guī)律近似呈線性規(guī)律；不同馬赫數(shù)下阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線變化很小。當(dāng)馬赫數(shù)>0.80時(shí)，阻力系數(shù)隨攻角的增大而增大，其變化規(guī)律近似于拋物線。

圖1 阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖2 阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

Ma氣動(dòng)系數(shù)攻角(°)02468101214160．20Cx0．16530．17810．20340．23600．26560．30100．33080．35660．3994Cy0．00000．02840．06370．12070．16420．20760．23180．29320．32080．40Cx0．16760．18060．20540．23740．26620．30380．33880．36660．4100Cy0．00000．02920．07360．12370．16930．21300．23380．30260．32180．60Cx0．16910．18100．20700．23800．27080．30580．34980．37880．4130Cy0．00040．03120．07420．12390．16970．21580．24060．30640．33440．80Cx0．18970．19650．21980．25160．28600．31740．35680．38280．4262Cy0．00060．03380．07610．12530．17020．21680．25080．30800．34680．85Cx0．21420．21880．24100．27160．30360．33820．37020．41140．4446Cy0．00100．03450．07730．12840．17800．21740．25700．31000．34880．90Cx0．24720．24920．26900．29820．33020．36700．40240．44860．4882Cy0．00160．03560．07880．13700．18130．22420．26620．31580．36540．95Cx0．29000．29620．32060．35480．39300．43440．47800．52020．5662Cy0．00220．04020．08990．14610．20420．26120．31660．37440．4268

2.2 升力特性

根據(jù)表1得到的升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化規(guī)律如圖3所示，攻角<4°時(shí)，升力系數(shù)隨馬赫數(shù)增大基本上變化不大；當(dāng)攻角>4°、馬赫數(shù)<0.80時(shí)，升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大而緩慢增大，當(dāng)馬赫數(shù)由0.9增大至1時(shí)，升力系數(shù)隨馬赫數(shù)增大而迅速增大。

圖3 升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線

根據(jù)表1得到的升力系數(shù)隨攻角變化規(guī)律如圖4所示，在不同的馬赫數(shù)下，升力系數(shù)都是隨攻角的增大而增大的，可近似為線性關(guān)系；當(dāng)馬赫數(shù)<0.9時(shí)，升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線差別不大；當(dāng)馬赫數(shù)>0.9時(shí)，升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大而明顯增大。

3 仿真結(jié)果驗(yàn)證

查閱文獻(xiàn)[7]，得到來流馬赫數(shù)0.85的1943年標(biāo)準(zhǔn)阻力函數(shù)Cx0(0.85)為0.166，來流馬赫數(shù)0.9的標(biāo)準(zhǔn)阻力函數(shù)Cx0(0.9)=0.184，來流馬赫數(shù)0.95的標(biāo)準(zhǔn)阻力函數(shù)

4 結(jié)語

運(yùn)用FLUENT軟件對彈丸外流場進(jìn)行數(shù)值仿真，利用仿真結(jié)果分析阻力系數(shù)、升力系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角的變化規(guī)律，仿真結(jié)果與根據(jù)1943年空氣阻力定律得到的結(jié)果吻合較好，可以為方案設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

[1] 韓子鵬. 彈箭外彈道學(xué)[M]. 北京：北京理工大學(xué)出版社，2008.

[2] 王保國，劉淑艷，黃偉光. 氣體動(dòng)力學(xué)[M]. 北京：北京理工大學(xué)出版社，2005.

[3] 苗瑞生，居賢銘，吳甲生. 導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)[M]. 北京：國防工業(yè)出版社，2006.

[4] 鄭健，周長省，鞠玉濤,等. Spalart-Allmaras湍流模型在弧形翼超音速流場數(shù)值模擬中的應(yīng)用[J]. 重慶工學(xué)院學(xué)報(bào)，2008，22(12)：34-39.

[5] 于勇. FLUENT入門與進(jìn)階教程[M]. 北京: 北京理工大學(xué)出版社，2008.

[6] 趙育善，吳斌. 導(dǎo)彈引論[M]. 西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2009.

[7] 徐明友. 火箭外彈道學(xué)[M]. 北京：兵器工業(yè)出版社，1989.

Flow field Aerodynamic Characteristics Simulation of Small Caliber Projectile

WANG Hongchao, WANG Yushi, WEN Quan

(School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science & Technology, Nanjing 210094, China)

In order to provide a reference for design of the small-caliber high explosive ammunition fuze, projectile flow field numerical simulation model is established by GAMBIT and the projectile flow field is simulated by FLUENT to obtain the relevant law of aerodynamic force. The simulation results agree with 43 basic law of resistance, calculated aerodynamic parameters provide basis and reference for the design of the appearance of the small-caliber high explosive ammunition fuze.

projectile; flow field; aerodynamic characteristics

王洪超(1988-)，男，河北廊坊人，碩士，從事小口徑彈藥引信外形設(shè)計(jì)及其氣動(dòng)特性研究。

TJ 012; TP391.9

B

1671-5276(2015)05-0099-03

2014-01-13