焦志剛,張明博,徐少明，曹 旭

(1.沈陽理工大學(xué) 裝備工程學(xué)院，沈陽 110159；2.陸軍沈陽軍代局駐724廠軍代室，沈陽 110045)

前張式尾翼彈氣動特性分析

焦志剛1,張明博1,徐少明2，曹 旭1

(1.沈陽理工大學(xué) 裝備工程學(xué)院，沈陽 110159；2.陸軍沈陽軍代局駐724廠軍代室，沈陽 110045)

對前張式尾翼彈的氣動特性研究，可以為該彈氣動外形的改進和穩(wěn)定裝置的優(yōu)化提供依據(jù)，對外彈道的解算提供前提條件。應(yīng)用流體力學(xué)軟件FLUENT模擬前張式尾翼彈在不同攻角和馬赫數(shù)下的空氣動力，分析彈丸周圍的流場特性。研究表明，阻力系數(shù)和升力系數(shù)均隨馬赫數(shù)的增長先增大后減小，不同的是升力系數(shù)在跨音速時突然減??；阻力系數(shù)和升力系數(shù)與攻角呈正比關(guān)系；尾翼部分提供升力占總升力28%～65%，所受阻力占總阻力10%～30%。

前張式尾翼彈；攻角；氣動特性

滑膛炮生產(chǎn)工藝簡單、價格低廉，沒有膛線磨損，提高了炮管壽命；滑膛炮只能發(fā)射尾翼彈，尾翼彈有前張式、后張式、次口徑、鴨舵式等眾多種類[1]。程杰等基于工程算法結(jié)合風洞試驗建立了隔轉(zhuǎn)式鴨舵式彈道修正彈的氣動力模型，應(yīng)用計算流體力學(xué)對模型進行了驗證[2]。張涪等基于有限體積法對某一子母彈子彈在超音速時的氣動特性進行分析，最終得到其壓心位置的變化占全彈長的10.3%，證明其飛行穩(wěn)定性[3]。馮星設(shè)計了一種帶卷弧飛翼的特種彈外形，得到其升力、阻力的變化規(guī)律[4]。翟英存等研究了尾翼穩(wěn)定彈隨海拔高度增加，主要氣動力特性的變化規(guī)律，結(jié)果表明隨海拔高度增大阻力系數(shù)增大、壓心系數(shù)減小，對于飛行高度大于30km的遠程彈箭在設(shè)計中應(yīng)考慮海拔對氣動力的影響[5]。

對于前張式尾翼彈，由于其結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，理論計算很難求得準確的氣動力參數(shù)，本文采用數(shù)值模擬方法，建立彈丸的外流場模型，進行氣動力參數(shù)的求解，通過數(shù)值模擬得出的阻力、升力等參數(shù)有助于外彈道的解算，可以為該彈氣動外形的改進和穩(wěn)定裝置的優(yōu)化提供依據(jù)。

1 前處理

應(yīng)用UG軟件建立前張式尾翼彈尾翼張開后的三維模型，如圖1所示，將三維模型以“.step”的格式輸出并導(dǎo)入ICEM CFD。

圖1 尾翼彈實體模型圖

建立一個圍繞前張式尾翼彈的圓柱體計算區(qū)域，圓柱體的直徑為25倍彈徑，圓柱體高為10倍彈長，然后對計算區(qū)域進行網(wǎng)格劃分。網(wǎng)格劃分是流體力學(xué)計算的重要前提，網(wǎng)格的質(zhì)量直接影響計算的速度和精度。FLUENT前處理軟件ICEM CFD有多種網(wǎng)格劃分方法，本文采用混合網(wǎng)格的方法對流場進行劃分。尾翼彈在尾翼處結(jié)構(gòu)復(fù)雜，因此在近彈體部分采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，用Delaunay方法生成四面體網(wǎng)格，對復(fù)雜邊界可進行修補；在遠離彈體部分采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格，可有效提高計算速度。網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖2所示，分界面上的節(jié)點通過合并實現(xiàn)過渡。最終得到流場區(qū)域網(wǎng)格，如圖3所示，網(wǎng)格總數(shù)為151萬。

2 仿真方法

2.1 湍流模型

根據(jù)所研究的前張式尾翼彈的流場特點，選用湍流模型，從經(jīng)驗和量綱分析角度出發(fā)，先分析簡單流動，再逐步進行補充和發(fā)展，進而進行湍流流動的計算。Fluent軟件提供了多種湍流模型，本文計算采用Spalart-Allmaras模型，該模型適用于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，穩(wěn)定性好，計算量相對較小[6]。

圖2 分界面網(wǎng)格處理

圖3 流場區(qū)域網(wǎng)格圖

2.2 控制方程

假設(shè)空氣為理想氣體，粘度的變化應(yīng)用Surthland控制方程，壓力由理想氣體的狀態(tài)方程確定。

2.3 邊界條件

前張式尾翼彈表面采用剛體無滑移，來流采用壓力遠場條件，給定來流的馬赫數(shù)和角度，設(shè)置邊界外壓強為標準大氣壓。

2.4 算法選擇

本文采用二階迎風格式，其精度高，收斂性好，符合計算要求。

3 計算結(jié)果及分析

對馬赫數(shù)為0.6～3.0、攻角為0°～8°時尾翼彈的外流場進行數(shù)值模擬。圖4給出了馬赫數(shù)為1.4、攻角為0°和8°時的流場壓力等值線圖。圖4a中可以看出攻角為0°時，在超音速來流的條件下，彈頭部分形成激波，在彈底與尾翼連接部分，形狀發(fā)生突變，在尾翼迎風面處氣體膨脹形成膨脹波，使彈底壓力降低形成低壓區(qū)。圖4b顯示出當攻角為8°時，尾翼彈迎、背風面壓力呈非對稱性，攻角的存在使彈頭激波更為劇烈；尾翼上下面由于攻角的存在壓力呈不對稱，其下端面的壓力高于上端面；尾翼上下端面壓力差保證了有攻角時的飛行穩(wěn)定性。圖5為攻角6°馬赫數(shù)2時彈底速度矢量圖,由圖5可以看出，尾翼彈尾部與尾翼連接處存在渦流，在彈底處形成一個低壓區(qū)，彈頭彈底的壓力差消耗尾翼的動能，攻角的存在使渦流的形狀不對稱。

圖4 彈體表面壓力等值線圖

圖5 α=6° Ma=2時彈底速度矢量圖

圖6給出了阻力系數(shù)和阻力隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律。從圖6a可以看出，尾翼彈在攻角改變的情況下，阻力系數(shù)發(fā)生變化。在馬赫數(shù)小于0.7時，阻力系數(shù)基本保持不變；隨著速度增大，在跨音速階段(馬赫數(shù)在0.7～1.2時)產(chǎn)生了彈頭激波，阻力系數(shù)急劇上升，并在馬赫數(shù)為1.1～1.2時取得極大值；當速度繼續(xù)增大時，彈頭部的離體激波達到一定值時變?yōu)楦襟w激波，附體激波比離體激波消耗較少的動能，因此阻力系數(shù)變小。雖然尾翼彈在大馬赫數(shù)時阻力系數(shù)變小，但這并不代表阻力變小，這是因為尾翼彈所受阻力不僅與阻力系數(shù)成正比，還與速度的平方成正比。從圖6b可以看出，尾翼彈所受阻力隨馬赫數(shù)的增大線性增加，改變攻角對阻力改變影響不大。

圖6 阻力特性規(guī)律

圖7給出了升力系數(shù)和升力隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律。從圖7a可以看出，在小攻角時，升力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的變化幾乎平緩不變；隨著攻角的增大，升力系數(shù)在亞音速時緩慢增大；跨音速時，由于局部產(chǎn)生了亞、超音速混流的情況，使得升力系數(shù)下降；隨后升力系數(shù)上升，并在馬赫數(shù)為1.4～1.5時達到最大值；在達到峰值后升力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增加而減小，變化趨勢逐漸平緩。由圖7b可以看出，升力隨馬赫數(shù)和攻角的增加而增大；攻角越大，升力隨馬赫數(shù)增大而增加的趨勢愈加劇烈。

圖7 升力特性規(guī)律

圖8給出了俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律。由圖8可以看出，在亞音速時，俯仰力矩系數(shù)隨攻角的增大而緩慢增大；在跨音速段，攻角越大，俯仰力矩系數(shù)下降得越快。在馬赫數(shù)為1.4～1.5時，俯仰力矩達到峰值，而后隨著馬赫數(shù)的增加平穩(wěn)下降。

圖8 俯仰力矩系數(shù)特性規(guī)律

圖9給出升阻比隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律。從圖9中可以看出，在跨音速時升阻比急劇下降，這是由于跨音速時出現(xiàn)了局部超音速，產(chǎn)生亞聲速和超聲速混流所導(dǎo)致的。馬赫數(shù)在1.5～3.0時升阻比幾乎保持不變，這說明在馬赫數(shù)大于1.5后，隨著馬赫數(shù)的增大，升力和阻力的增長速率相同。當馬赫數(shù)一定時，升阻比隨著攻角的增大而增大。

圖9 升阻比特性規(guī)律

圖10、圖11給出了尾翼部分提供的升力和所受到的阻力占整體的比例?？梢钥闯觯R赫數(shù)小于1時尾翼提供升力占尾翼彈整體升力的28%～63%，尾翼所受阻力占整體阻力的25%左右；馬赫數(shù)在0.9～1.2時，由于彈頭激波的存在，旋成體部分所受的阻力增大，尾翼部分受到阻力占總體阻力的比例減少，達到10%左右，相應(yīng)的尾翼部分提供的升力比例增大；在馬赫數(shù)1.3～1.4之間升力占比達到峰值65%；隨后隨著馬赫數(shù)的增大，尾翼部分提供的升力比例逐漸減小，受到的阻力比例逐漸增大。尾翼提供的升力占總升力的比例，始終大于其所受阻力占總阻力的比例。

圖10 尾翼升力占總升力比隨馬赫數(shù)變化規(guī)律

圖11 尾翼阻力占總阻力比隨馬赫數(shù)變化規(guī)律

4 結(jié)論

對前張式尾翼彈在不同攻角和馬赫數(shù)下所受到的空氣動力進行了分析，結(jié)論為：

(1)阻力系數(shù)在馬赫數(shù)小于0.7時幾乎為常數(shù)，在馬赫數(shù)為0.7～1.1時阻力系數(shù)逐漸上升，并在1.1～1.2之間取得極大值，在達到極值后隨著馬赫數(shù)的增大，阻力系數(shù)逐漸減小，在馬赫數(shù)大于2時趨于平緩。馬赫數(shù)一定時，隨著攻角的增加，阻力系數(shù)也增大。

(2)在馬赫數(shù)一定時，升力系數(shù)隨著攻角的增大而增大；在攻角一定時，隨著馬赫數(shù)的增大，升力系數(shù)緩慢增大；在跨音速時，升力系數(shù)突然減小，隨后在馬赫數(shù)為1.2～1.4時取得極值；然后隨著馬赫數(shù)的增大，升力系數(shù)緩慢減小。

(3)尾翼部分提供的升力占總體升力的28%～65%，尾翼部分所受的阻力占總體阻力的10%～30%。

(4)升阻比在亞音速時相對較大；跨音速階段，升阻比急劇降低；超音速階段，升阻比保持穩(wěn)定。

[1] 韓子鵬.彈箭外彈道學(xué)[M].北京:北京 理工大學(xué)出版社，2014.

[2] 程杰，于紀言，王曉鳴.隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈氣動力工程模型與辨識[J].兵工學(xué)報，2014(10)：1542-1548.

[3] 張涪,王浩,王帥.小長徑比張開式尾翼彈氣動力三維數(shù)值模擬[J].南京理工大學(xué) 學(xué)報，2014，38(5):597-601.

[4] 馮星.一種單兵武器特種彈的氣動設(shè)計與彈道計算[D].南京：南京理工大學(xué)，2013.

[5] 翟英存，陶國輝，黨明利.尾翼穩(wěn)定火箭 彈高空氣動力與彈道特性研究[J].彈箭 與制導(dǎo)學(xué)報，2011，31(2):142-144.

[6] 唐家鵬.FLUENT 14.0超級學(xué)習手冊[M].北京:人民郵電出版社，2013.

AnalysisofAerodynamicCharacteristicsofForwardOpen-tailShell

JIAO Zhigang1,ZHANG Mingbo1,XU Shaoming2,CAO Xu1

(1.Shenyang Ligong University,Shenyang 110159,China;2.Shenyang Representative office of PLA Military Representative Bureau stationed in No.724 Factory,Shenyang 110045,China)

The research on the aerodynamic characteristics of the open-tail shell can provide the prerequisite for the improvement of the aerodynamic shape and the optimization of the stabilizing device and the calculation of the external trajectory.The aerodynamic force of the tail bomb at different angles of attack and Mach number was simulated by FLUENT software.The flow field around the projectile was analyzed.The results show that the drag coefficient and the lift coefficient both increase and decrease with the increase of the Mach number.The difference is that the lift coefficient decreases abruptly at transonic velocity.The drag coefficient and lift coefficient are proportional to the angle of attack.Lift part of the lift to the total lift of 28% to 65%,subject to resistance to the total resistance of 10% to 30%.

open-tail shell;angle of attack;aerodynamic characteristics

2016-11-10

焦志剛(1963—)，男，教授，研究方向：彈藥工程。

1003-1251(2017)06-0026-05

TJ301

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趙麗琴)