基于FLUENT的X型火箭彈外形對(duì)其飛行阻力的影響分析*

湯子鑫 孫思浩

(總裝駐福州地區(qū)軍事代表室 福州 350003)

基于FLUENT的X型火箭彈外形對(duì)其飛行阻力的影響分析*

湯子鑫 孫思浩

(總裝駐福州地區(qū)軍事代表室 福州 350003)

X型火箭彈在試驗(yàn)階段經(jīng)常出現(xiàn)最大射程不能滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的問題,論文利用大型流體計(jì)算軟件FLUENT對(duì)其彈體的氣動(dòng)特性進(jìn)行仿真,爾后采用對(duì)彈體外形進(jìn)行整流的方法來降低其飛行阻力,提高其最大射程。

阻力系數(shù); FLUENT; 整流

Class Number TJ760.12

1 引言

X型火箭彈是在某型多用途火箭彈的基礎(chǔ)上改進(jìn)研制的新型防化火箭彈,填補(bǔ)了國內(nèi)在該領(lǐng)域的空白,該型火箭彈在試驗(yàn)階段經(jīng)常出現(xiàn)最大射程不能滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的問題,本文嘗試采用基于FLUENT的仿真對(duì)火箭彈彈體進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì),以求降低全彈飛行阻力系數(shù),提高其最大射程的裕度。

2 彈體阻力系數(shù)計(jì)算

計(jì)算彈體空氣阻力系數(shù)的方法有工程計(jì)算法、流體力學(xué)計(jì)算法、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)等方法[1～2],由于X型火箭彈彈頭和彈身形狀復(fù)雜,若采用工程算法,很難保證計(jì)算精度,本文采用大型流體計(jì)算軟件FLUENT計(jì)算火箭彈阻力系數(shù)。

FLUENT是目前功能最強(qiáng)大,適用范圍最廣,國內(nèi)使用最多的CFD軟件之一[3～4],在FLUENT前處理軟件Gambi中創(chuàng)建彈體的三維模型[5],如圖1所示。由于是外流場(chǎng)分析,彈體可近似為長圓柱物體,故計(jì)算域設(shè)為球頭長圓柱體,長度為彈體長度的7倍,直徑為彈體直徑的16倍[6]。彈體置于計(jì)算域中部,為了減少計(jì)算量將計(jì)算域設(shè)置為1/2對(duì)稱計(jì)算域[7],如圖2所示。

圖1 彈體模型及彈體表面網(wǎng)格圖

圖2 計(jì)算域

模型創(chuàng)建完成后導(dǎo)入FLUENT軟件進(jìn)行流體力學(xué)分析,取來流值作為來流初始條件,外邊界取壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件,對(duì)稱面上使用對(duì)稱邊界條件,彈體表面取默認(rèn)固壁條件[8]。假設(shè)來流為理想氣流,來流攻角為0°,來流馬赫數(shù)為0.6,根據(jù)上述條件求解彈體阻力系數(shù),下面分原始彈體、彈體頭部、彈體中部進(jìn)行氣動(dòng)特性分析。

2.1 原始彈體

基于FLUENT軟件可得,原始彈體的氣動(dòng)計(jì)算模型、壓力分布、速度矢量分別如圖3～圖5所示,阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果可如表1所示。

圖3 原始彈體氣動(dòng)計(jì)算模型

圖4 壓力分布圖

圖5 速度矢量圖表1 原始彈體阻力系數(shù)及組成比例(Ma=0.6,α=0°)

類別數(shù)值總阻力系數(shù)0.367壓差阻力系數(shù)0.317百分比86.4摩擦阻力系數(shù)0.050百分比13.6

從計(jì)算結(jié)果分析,彈體阻力系數(shù)為0.367,占全彈阻力系數(shù)(取0.40)的91.8%。彈體阻力系數(shù)組成中壓差阻力占86.4%,摩擦阻力占13.6%。

壓差阻力占全彈阻力的比例最大,產(chǎn)生壓差阻力的主要區(qū)域包括:頭部高壓區(qū)、兩個(gè)鞍部高壓區(qū)(戰(zhàn)斗部和發(fā)動(dòng)機(jī)連接部、噴管和燃燒室連接部)和底部低壓區(qū)[9～10]。因此,彈體氣動(dòng)優(yōu)化主要對(duì)高壓區(qū)域進(jìn)行整流,減小彈體壓差阻力。

2.2 頭部整流方案

頭部整流方案的核心是將彈體頭部半球形風(fēng)帽替換為頂角45°的錐形風(fēng)帽,增大頭部長細(xì)比,結(jié)果使彈長增加至715mm。頭部整流方案氣動(dòng)計(jì)算模型、壓力分布、速度矢量分別如圖6～圖8所示。

圖6 頭部整流方案氣動(dòng)計(jì)算模型

圖7 壓力分布圖

圖8 速度矢量圖表2 頭部整流方案阻力系數(shù)及組成比例(Ma=0.6,α=0°)

類別數(shù)值總阻力系數(shù)0.335壓差阻力系數(shù)0.331百分比88.3摩擦阻力系數(shù)0.044百分比11.76

計(jì)算結(jié)果表明,采用更大細(xì)長比的錐形風(fēng)帽并不能減小彈體阻力系數(shù),相反阻力系數(shù)略有增大。從壓力分布圖分析,產(chǎn)生壓差阻力的區(qū)域未發(fā)生改變,該方案并未減小彈體的壓差阻力。

2.3 中部整流方案

中部整流方案的核心是在彈體兩處鞍部安裝整流罩,使彈身形狀為圓柱形,該方案不需要對(duì)原彈體進(jìn)行大的改動(dòng)。中部整流方案氣動(dòng)計(jì)算模型、壓力分布如圖、速度矢量分別如圖9～圖11所示。

圖9 中部整流方案氣動(dòng)計(jì)算模型

圖10 壓力分布圖

圖11 速度矢量圖表3 中部整流方案阻力系數(shù)及組成比例(Ma=0.6,α=0°)

類別數(shù)值總阻力系數(shù)0.283壓差阻力系數(shù)0.221百分比78.1摩擦阻力系數(shù)0.062百分比21.9

計(jì)算結(jié)果表明,整流后的彈體阻力系數(shù)為0.283,較原始彈體阻力系數(shù)減小22.9%。整流后彈體摩擦系數(shù)略有增大,但壓差系數(shù)明顯減小。從壓力分布圖分析,產(chǎn)生壓差阻力系數(shù)的區(qū)域?yàn)閺楊^高壓區(qū)和彈底低壓區(qū),彈體中部的兩個(gè)高壓區(qū)消失。因此,該方案能夠達(dá)到減小阻力系數(shù)的目的。

3 結(jié)語

根據(jù)以上分析計(jì)算可知,采用彈體中部整流方案不需對(duì)全彈進(jìn)行較大改動(dòng),而且可有效減小全彈阻力系數(shù),選擇中部整流方案為最佳方案。

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X Rocket’s Shell Influence on Flight Resistance Based on FLUENT

TANG Zixin SUN Sihao

(General Equipment Department’s Military Representative at Fuzhou, Fuzhou 350003)

It often happens that X rocket’s maximum range can not meet the requirements of its design index between testing moments. FLUENT is used to simulate the X Rocket’s pneumatic peculiarity, and its shell is commutated to reduce the flight resistance to improve X rocket’s maximum range.

resistance coefficient, FLUENT, commutate

2013年8月6日,

2013年9月27日

湯子鑫,男,助理工程師,研究方向:彈藥質(zhì)量檢測(cè)。孫思浩,男,工程師,研究方向:彈藥質(zhì)量檢測(cè)。

TJ760.12

10.3969/j.issn1672-9730.2014.02.009