曾晶 盧連軍 鄭燦杰 李青澤 張玲娜

摘? 要：為了優(yōu)化某炮射彈丸氣動(dòng)性結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，獲得彈丸飛行過程中準(zhǔn)確的氣動(dòng)力參數(shù)。本文建立了彈丸外流場(chǎng)模型并生成可計(jì)算的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并采用了外流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算方法;通過FLUENT軟件，針對(duì)不同來(lái)流馬赫數(shù)，不同攻角的條件下;對(duì)彈丸的流場(chǎng)分布和氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算與分析，符合超音速?gòu)椡枳枇鈩?dòng)規(guī)律;計(jì)算結(jié)果為彈丸飛行穩(wěn)定性和彈道仿真分析提供了重要理論依據(jù)。

關(guān)鍵詞：彈丸? 氣動(dòng)性能? 外流場(chǎng)? 穩(wěn)定性

中圖分類號(hào)：TJ413? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號(hào)：1674-098X（2021）06（a）-0034-04

Simulation calculation of aerodynamic parameters of a projectile by gun

ZENG Jing? LU Lianjun? ZHENG Canjie? LI Qingze? ZHANG Lingna

（Institute of Military Products. Shandong Special Industrial Group Co.， Ltd.， Zibo， Shandong Province， 255201 China）

Abstract： In order to optimize the aerodynamic structure design of a projectile， obtain the accurate aerodynamic parameters of the projectile during flight. In this paper， it establishes a projectile outflow field model and generate a computable structured grid. To adopt the numerical calculation method of outflow field. Under the conditions of different incoming Mach number and different attack angle， the flow field distribution and aerodynamic characteristics of the projectile are calculated and analyzed by the FLUENT software. It accords with the aerodynamic law of supersonic projectile drag. The calculated results provide an important theoretical basis for the projectile flight stability and ballistic simulation analysis.

Key Words： Projectile; Aerodynamic performance; Outer flow filed; Stability

近幾年，我國(guó)逐漸開始對(duì)彈丸飛行穩(wěn)定性進(jìn)行研究并且越發(fā)更加重視[1]。其中彈丸氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的優(yōu)劣對(duì)彈丸的飛行穩(wěn)定性、射程及其實(shí)戰(zhàn)中的效能有著直接影響。通過獲得彈丸的氣動(dòng)力參數(shù)，可以為彈丸的氣動(dòng)性結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供更可靠的依據(jù)。傳統(tǒng)獲得氣動(dòng)力參數(shù)主要有4種方法：工程理論計(jì)算法、數(shù)值仿真法、風(fēng)洞試驗(yàn)法及實(shí)彈射擊法。除數(shù)值仿真法，其他方法繁瑣、周期長(zhǎng)、效費(fèi)比低，已不能適應(yīng)現(xiàn)代武器設(shè)計(jì)的要求。數(shù)值仿真法在一定程度上可以代替其他方法，并且可以模擬試驗(yàn)無(wú)法模擬的條件，提供多種計(jì)算模擬不可壓或可壓流動(dòng)、定常狀態(tài)后者過渡分析、無(wú)黏、層流和湍流等情況，具有很強(qiáng)的仿真計(jì)算分析能力，可用于氣動(dòng)性設(shè)計(jì)、氣動(dòng)性參數(shù)計(jì)算和彈導(dǎo)仿真分析[2]。

本文通過FLUENT軟件對(duì)某炮射彈丸外流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值仿真。針對(duì)不同攻角、不同馬赫數(shù)情況下的氣動(dòng)力參數(shù)仿真，通過計(jì)算結(jié)果對(duì)彈丸飛行過程中的阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)進(jìn)行計(jì)算分析，并計(jì)算壓心位置[3];分析結(jié)果體現(xiàn)了彈丸外流場(chǎng)特征，并符合超音速?gòu)椡枳枇鈩?dòng)規(guī)律，從而體現(xiàn)數(shù)值仿真可為彈丸氣動(dòng)力外形設(shè)計(jì)提供可靠依據(jù)，是一種高效可行的方法。

1? 仿真計(jì)算

1.1 模型建立及網(wǎng)格劃分

由于彈丸的模型為回轉(zhuǎn)體，相對(duì)簡(jiǎn)單，故在三位建模Creo軟件中將該彈丸模型建立成整體模型，如圖1所示;并以前處理模塊ICEM可以導(dǎo)入的格式保存。模型導(dǎo)入ICEM后先進(jìn)行計(jì)算域設(shè)置。

由于氣動(dòng)力參數(shù)的計(jì)算相對(duì)復(fù)雜，彈丸在空中飛行時(shí)，形成氣流的細(xì)微變化都會(huì)對(duì)彈丸的氣動(dòng)力參數(shù)產(chǎn)生影響。因這些條件的存在，要求劃分彈丸周圍的網(wǎng)格足夠密集，保證計(jì)算域中一些細(xì)微變化能夠在所劃分網(wǎng)格內(nèi)展現(xiàn)出來(lái)，從而可以獲得更準(zhǔn)確的氣動(dòng)力參數(shù)[4]。另外，彈丸在空氣中飛行時(shí)速度極快，所作用的區(qū)域會(huì)很大，要求將可用計(jì)算域有足夠大的范圍，用來(lái)滿足遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件;將計(jì)算域建成長(zhǎng)方體，長(zhǎng)度為彈丸全場(chǎng)的6倍，寬度和高度為彈丸直徑的15倍;彈丸置于計(jì)算域中部。然后進(jìn)行網(wǎng)格劃分設(shè)置，在彈丸壁面處采用外O型網(wǎng)格劃分邊界層網(wǎng)格，并在近壁處加密，生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格后設(shè)置邊界條件。模型的三維網(wǎng)格數(shù)量為160萬(wàn)左右，該彈丸網(wǎng)格劃分情況如圖2、圖3所示。

1.2 初始條件和邊界條件

將劃分好的網(wǎng)格模型導(dǎo)入FLUENT軟件中，然后開始進(jìn)行初始設(shè)置：環(huán)境為可壓縮空氣，壓強(qiáng)預(yù)置為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。定義邊界條件：（1）進(jìn)口邊界設(shè)置為超音速波，熱傳輸為完全溫度，靜態(tài)壓強(qiáng)為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓;（2）出口邊界設(shè)置為超音速;（3）自由面邊界設(shè)置為熱傳導(dǎo)為絕熱，面為自由滑動(dòng);（4）壁面邊界條件為平滑情況。假設(shè)來(lái)流為理想氣體，來(lái)流攻角α=0°、5°、10°，來(lái)流馬赫數(shù)Ma=1.25，1.5，1.75，2.0，2.25，2.5。

1.3 氣動(dòng)力系數(shù)求解

根據(jù)上述求解可以得到流場(chǎng)內(nèi)每個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)（i）上的氣體流動(dòng)參數(shù)——壓力Pi、密度ρi、摩擦應(yīng)力τi等，為了得到彈丸的氣動(dòng)力系數(shù)[5]，即在彈丸表面對(duì)Pi和τi進(jìn)行積分得到總的氣動(dòng)力F，將F分別投影到X、Y、Z軸，就可以得到3個(gè)方向的載荷分量，然后利用氣動(dòng)力求解公式如表1，可求出氣動(dòng)力參數(shù)。

1.4 仿真計(jì)算結(jié)果

分別計(jì)算了來(lái)流馬赫數(shù)Ma=1.25，1.5，1.75，2.0，2.25，2.5，攻角為α=0°，5°，10°，共18個(gè)狀態(tài)下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)，并計(jì)算壓心位置。彈丸的氣動(dòng)系數(shù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果如表2，表中為xcp壓心距彈頂?shù)木嚯x。

由于計(jì)算的工況相對(duì)較多，其中計(jì)算了接近彈丸初速780m/s，馬赫數(shù)為2.25、攻角5°時(shí)的仿真結(jié)果圖。繪制處了壓力云圖、溫度云圖、馬赫數(shù)云圖、密度云圖，如圖4至圖7所示。

1.4.1 阻力特性

通過仿真計(jì)算結(jié)果得到馬赫數(shù)—阻力因數(shù)擬合曲線見圖8?？梢钥闯觯涸讦?0°時(shí)，阻力系數(shù)最小，即零升阻力;在不同馬赫數(shù)下，彈丸的阻力系數(shù)Cx隨攻角變大逐漸變大;在不同攻角下，彈丸的阻力系數(shù)Cx隨馬赫數(shù)變大逐漸減小，符合超音速?gòu)椡枳枇鈩?dòng)規(guī)律。

1.4.2 升力特性

從表2可以看出：在α=0°時(shí)，升力系數(shù)為0;在不同馬赫數(shù)下，彈丸升力系數(shù)Cy隨攻角變大逐漸變大。在不同攻角下，彈丸的升力系數(shù)Cy隨馬赫數(shù)變大逐漸變大，符合超音速?gòu)椡枭鈩?dòng)規(guī)律[6]。

1.4.3 俯仰力矩特性

從表2可以看出：在不同馬赫數(shù)下，彈丸Mz隨攻角的增大逐漸增大，攻角大于0°時(shí)，Mz為負(fù)數(shù)。該類型彈丸，其飛行中的升力主要是彈丸頭部來(lái)提供，所以Mz會(huì)導(dǎo)致彈丸翻轉(zhuǎn)，即翻轉(zhuǎn)力矩。該彈采用高速旋轉(zhuǎn)來(lái)保持穩(wěn)定的飛行，克服俯仰力矩的作用[7]。

2? 結(jié)語(yǔ)

利用FLUNET氣動(dòng)力分析模塊完成某炮射彈丸氣動(dòng)力參數(shù)的仿真計(jì)算。計(jì)算了不同來(lái)流馬赫數(shù)Ma=1.25，1.5，1.75，2.0，2.25，2.5，攻角為α=0°，5°，10°，共18個(gè)狀態(tài)下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)及壓心位置，得出了該彈丸的氣動(dòng)力參數(shù)，并分析了3個(gè)氣動(dòng)力參數(shù)的變化情況，符合超音速?gòu)椡枳枇鈩?dòng)規(guī)律。此外，該氣動(dòng)力參數(shù)計(jì)算結(jié)果為氣動(dòng)外形的優(yōu)化、彈丸飛行穩(wěn)定性和彈道仿真分析提供了重要依據(jù)。

參考文獻(xiàn)

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