噴咀軸向位置對(duì)復(fù)合增程彈氣動(dòng)特性的影響*

譚獻(xiàn)忠，丁則勝，陳少松，徐 琴

(南京理工大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，南京210094)

0 引言

炮兵作為未來戰(zhàn)場(chǎng)上重要火力突擊力量，要求炮彈向著打擊目標(biāo)縱深化、精確化、遠(yuǎn)程化、摧毀化的方向發(fā)展，增大武器射程已成為各國(guó)增強(qiáng)炮兵火力的重點(diǎn)。將底排技術(shù)與火箭技術(shù)同時(shí)應(yīng)用在同一彈丸中，即底排－火箭復(fù)合增程技術(shù)，可使炮彈達(dá)到更好的增程效果，采用該技術(shù)增程率可達(dá)50%以上，這種新型的復(fù)合增程方式代表了目前遠(yuǎn)程彈的發(fā)展方向，俄羅斯、法國(guó)、南非、美國(guó)等國(guó)家均開展了底排－火箭復(fù)合增程技術(shù)研究[1－7]。

底排－火箭復(fù)合增程彈分置式布局，即底部排氣+頭部火箭助推是一種特別適合于子母彈的先進(jìn)布局方式，如美國(guó)XM-982 155mm底排－火箭復(fù)合增程彈就采用此種布局方式。該結(jié)構(gòu)形式可以完全實(shí)現(xiàn)底排和火箭排氣通道的獨(dú)立性，可實(shí)現(xiàn)底排和火箭的同步增程和異步增程，另外該結(jié)構(gòu)有效利用了彈丸頭部弧形段內(nèi)腔空間，有利于多裝子彈和子彈的拋撒。同時(shí)，不減小底排裝藥量，不影響底排效率有利于提高增程率。故前后分置式布局是一種較好的解決射程和威力矛盾的方案。

采用分置式布局的底排－火箭復(fù)合增程彈噴流后發(fā)動(dòng)機(jī)噴咀軸向位置對(duì)彈丸氣動(dòng)力的干擾特性是值得關(guān)注的問題。文中采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法研究三種不同噴咀軸向位置對(duì)復(fù)合增程彈氣動(dòng)性能的影響，其中不同噴咀軸向位置保持噴流質(zhì)量流量相同。

1 實(shí)驗(yàn)裝置和模型

1.1 實(shí)驗(yàn)裝置

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)是在南京理工大學(xué)HG-4風(fēng)洞中進(jìn)行的。該風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段口徑300mm×300mm，實(shí)驗(yàn)Ma數(shù)范圍為0.5～4.5。實(shí)驗(yàn)裝置如圖1所示，噴流系統(tǒng)由高壓氣源、壓力調(diào)節(jié)器、壓力表、輸氣管道等組成，高壓氣源從緊閉閥之后引出，經(jīng)噴流調(diào)壓閥壓力調(diào)節(jié)后，由輸氣管道送至噴咀。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c噴咀之間有 0.4～0.5mm的縫隙，噴咀與固定在支臂上的通氣支桿相聯(lián)接。噴流反作用力不會(huì)傳遞給模型及天平上，且研究表明:實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c噴咀之間的縫隙 ＜0.5mm時(shí)，噴咀周圍縫隙對(duì)噴嘴前后壓力分布及模型內(nèi)腔壓力的影響較小。在天平校正架上進(jìn)行聯(lián)合加載實(shí)驗(yàn)表明:在氣動(dòng)載荷和噴流反力聯(lián)合作用下，模型和噴咀之間有0.4～ 0.5mm 的縫隙時(shí)不會(huì)發(fā)生碰撞[8－10]。

圖1 噴流系統(tǒng)與模型、天平總裝示意圖

1.2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

為了研究噴咀軸向位置對(duì)噴流后氣動(dòng)特性影響，設(shè)計(jì)了三種實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停總€(gè)模型的噴咀軸線向后傾角 θ=30°，噴嘴數(shù)量均為 4個(gè)，模型的噴咀出口分別位于不同的軸向位置，其中，1#模型噴咀位置在彈丸肩部(彈頭與圓柱部接合部)，2#模型噴咀位于彈丸頭部弧形段，比1#模型噴咀靠前，而3#模型噴咀位于彈丸圓柱部，比1#模型噴咀靠后。三種實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃?jiǎn)圖見圖2，模型特征參數(shù)見表1。

圖2 變噴咀軸向位置模型簡(jiǎn)圖

表1 變噴咀軸向位置模型特征參數(shù)

表1中:l為自彈頭至噴咀出口軸線距離，D為彈徑。

1.3 實(shí)驗(yàn)方法

實(shí)驗(yàn)采用有無(wú)噴流狀態(tài)及不同噴流壓力比的實(shí)驗(yàn)分別進(jìn)行，每次獲得不同迎角下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)。實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)分別為2.0和3.0，噴流壓力為0 ～ 0.4MPa。不同噴流壓力比時(shí)各迎角下的數(shù)據(jù)與無(wú)噴流時(shí)各迎角下的數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，得到噴流后對(duì)復(fù)合增程彈的氣動(dòng)干擾影響。

噴流對(duì)底壓干擾實(shí)驗(yàn)采用專用支桿，支桿外徑與模型底部直徑比ds/Db=0.5，支桿長(zhǎng)與底部直徑比ls/Db=1.85，以減小支桿對(duì)底壓的干擾。實(shí)驗(yàn)時(shí)先進(jìn)行測(cè)力實(shí)驗(yàn)，測(cè)量軸向力及底阻，計(jì)算前體軸向力系數(shù)CAF，然后進(jìn)行底壓干擾實(shí)驗(yàn)測(cè)量不同噴流壓力比時(shí)各迎角下的底阻系數(shù)CAb，由前體軸向力系數(shù) CAF和底阻系數(shù)CAb綜合求得風(fēng)軸系全彈阻力系數(shù)CD。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

實(shí)驗(yàn)條件:Ma為2.0和3.0，Re分別為3.3 × 106和4.7 ×106，P0分別為207kPa和441kPa，迎角α =0°～6°，噴流介質(zhì):冷空氣。噴流總壓與來流靜壓之比ε(即Poj/P∞)=0 ～ 189.6。每個(gè)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ途M(jìn)行了2個(gè)馬赫數(shù)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。

噴咀固定在支桿上，天平讀數(shù)不計(jì)噴咀區(qū)域?qū)θ珡棜鈩?dòng)力的貢獻(xiàn)，因各模型噴咀在彈體上的軸向位置不同，導(dǎo)致無(wú)噴流時(shí)各模型的氣動(dòng)力系數(shù)有所差別。為消除其影響，采用有、無(wú)噴流時(shí)氣動(dòng)力系數(shù)的變化率來表示噴流壓力比ε對(duì)氣動(dòng)力系數(shù)的影響。即:

式中:KCD0為零升阻力系數(shù)變化率;KCLα為升力線斜率變化率;KCmα為俯仰力矩斜率變化率;為壓心系數(shù)變化率;KCAB0為零迎角時(shí)底阻系數(shù)變化率。

2.1 噴咀軸向位置對(duì)阻力特性影響

2.1.1 對(duì)底阻的影響

噴流后不同噴咀軸向位置對(duì)底阻的影響如下:

a)噴流后3個(gè)模型的底阻均增加，馬赫數(shù)2.0時(shí)3個(gè)模型的底阻增加幅度較大，約增加22% ～31%，而馬赫數(shù)3.0時(shí)1#模型和2#模型底阻增加幅度較小，3#模型底阻增加幅度較大，最大達(dá)到26%。

b)隨著噴流壓力比增加，馬赫數(shù)2.0時(shí)各模型底阻變化不大，而馬赫數(shù)3.0時(shí)1#模型的底阻反而下降，2#模型和3#模型的底阻則繼續(xù)增加。

c)噴流壓力比相同時(shí)1#模型的底阻最小。

從以上分析中可以看出，噴咀軸向位置位于彈肩部時(shí)，噴流后底阻增加幅度較小。

圖3是3個(gè)模型在Ma=2.0和3.0時(shí)零迎角底阻系數(shù)變化率KCAB0隨噴流壓力比ε變化的曲線圖。

圖3 底阻系數(shù)變化率KCAB0隨ε變化的曲線圖

2.1.2 全彈阻力系數(shù)的影響

由前體軸向力系數(shù)CAF和底阻系數(shù)CAb綜合求得風(fēng)軸系全彈阻力系數(shù)CD。噴流后對(duì)全彈阻力系數(shù)CD的影響規(guī)律如下:

噴流后1#模型阻力系數(shù)下降，且隨著噴流壓力比增加，下降幅度進(jìn)一步增大，馬赫數(shù)3.0時(shí)最大下降幅度達(dá)22%，而2#模型和3#模型的阻力系數(shù)變化較小(＜7%)，尤其2#模型，其阻力系數(shù)變化率 ＜3%。

從各模型在噴流后阻力系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時(shí)噴流后全彈阻力系數(shù)減小幅度最大，且隨著噴流壓力比增加，全彈阻力系數(shù)下降幅度增大;噴咀軸向位置在頭部和圓柱部時(shí)，噴流后對(duì)阻力系數(shù)影響較小。

圖4是各模型零升阻力系數(shù)變化率KCD0隨噴流壓力比ε變化曲線圖。

圖4 零升阻力系數(shù)變化率KCD0隨ε變化的曲線圖

2.2 噴咀軸向位置對(duì)升力特性影響

噴流后噴咀軸向位置對(duì)升力系數(shù)影響如下:

a)噴流后3個(gè)模型的升力系數(shù)均增加;隨著噴流壓力比增加，3#模型的升力系數(shù)變化不大，而1#模型和2#模型的升力系數(shù)在不同馬赫數(shù)時(shí)變化規(guī)律不一致。

b)相同噴流壓力比時(shí)1#模型的升力系數(shù)增加幅度最大。

c)馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對(duì)升力系數(shù)影響減小。

從各模型噴流后升力系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時(shí)噴流后升力系數(shù)增加幅度最大。

圖5是各模型升力線斜率變化率KCLα隨噴流壓力比ε變化曲線圖。

圖5 升力線斜率變化率KCLα隨ε變化的曲線圖

2.3 噴咀軸向位置對(duì)俯仰力矩特性影響

噴流后噴咀軸向位置對(duì)俯仰力矩系數(shù)影響如下:

a)噴流后各模型的俯仰力矩系數(shù)減小;隨著噴流壓力比增加，俯仰力矩系數(shù)進(jìn)一步減小。

b)相同噴流壓力比時(shí)1#模型的俯仰力矩系數(shù)減小幅度最大(最大減小幅度達(dá)38%)。

c)馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對(duì)俯仰力矩系數(shù)影響減小。

從各模型噴流后俯仰力矩系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時(shí)俯仰力矩系數(shù)減小幅度最大。

圖6是各模型俯仰力矩斜率變化率KCmα隨噴流壓力比ε變化曲線圖。

圖6 俯仰力矩斜率變化率KCmα隨ε變化的曲線圖

2.4 噴咀軸向位置對(duì)壓心特性影響

噴流后噴咀軸向位置對(duì)壓心系數(shù)影響如下:

a)噴流后各模型的壓心系數(shù)增加;隨著噴流壓力比增加，壓心系數(shù)進(jìn)一步增加。

b)相同噴流壓力比時(shí)1#模型的壓心系數(shù)增加幅度最大(最大增加幅度達(dá)80%)。

c)馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對(duì)壓心系數(shù)影響減小。

從各模型噴流后壓心系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時(shí)壓心后移幅度最大。

圖7 俯仰力矩斜率變化率隨ε變化的曲線圖

3 結(jié)論

通過對(duì)底排－火箭復(fù)合增程彈頭部噴流噴咀軸向位置及噴流壓力比對(duì)復(fù)合增程彈氣動(dòng)性能影響的實(shí)驗(yàn)研究，得到如下結(jié)論:

a)噴流后噴咀不同軸向位置的模型均有阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小，升力系數(shù)和底阻增加，壓心后移的氣動(dòng)性能影響規(guī)律。

b)噴咀軸向位置位于彈丸肩部時(shí)噴流后模型阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小幅度最大，而升力系數(shù)及壓心系數(shù)增加幅度最大，底阻增加幅度最小。噴咀軸向位置位于彈丸頭部弧形段時(shí)噴流后模型阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小幅度最小，而升力系數(shù)及壓心系數(shù)增加幅度最小;隨著噴流壓力比增加，噴咀軸向位置位于彈丸頭部弧形段時(shí)噴流后對(duì)模型的噴流干擾影響增大，而其他噴咀軸向位置時(shí)隨著噴流壓力比增加，對(duì)模型的噴流干擾影響變化不大;超聲速時(shí)隨著馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對(duì)模型的噴流干擾影響減小。

c)底排－火箭復(fù)合增程彈在選取最佳噴咀軸向位置時(shí)，從氣動(dòng)布局角度來分析，噴咀位于彈丸肩部時(shí)最有利于飛行。

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