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    S-C型雙翼末敏彈尾翼結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

    2014-12-26 06:35:12呂勝濤劉榮忠胡志鵬
    彈道學(xué)報(bào) 2014年2期
    關(guān)鍵詞:雙翼尾翼氣動

    呂勝濤,劉榮忠,郭 銳,胡志鵬

    (南京理工大學(xué) 智能彈藥技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室,南京210094)

    早期末敏彈采用降落傘達(dá)到減速的目的,在此基礎(chǔ)上進(jìn)行穩(wěn)態(tài)掃描。有傘末敏彈的阻力系數(shù)足夠大,可賦予彈丸充分的掃描時間,但也正因如此,易被敵方探測成為有傘末敏彈的致命弱點(diǎn)。而且由于降落傘的影響,有傘末敏彈極易受陣風(fēng)影響而導(dǎo)致掃描不穩(wěn)定[1]。無傘末敏彈與之相比,具有落速高、體積小、受橫風(fēng)影響小的優(yōu)點(diǎn)。作為未來末敏彈的發(fā)展方向,對無傘末敏彈的氣動特性分析以及尾翼參數(shù)對末敏彈氣動特性的影響研究是十分重要而且迫切的。

    針對雙翼無傘末敏彈,Nadal M[2-4]提出了軸向布置增阻導(dǎo)旋尾翼的探測器模型,分別對尾翼固定在圓柱體底部和中部的模型進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和立式風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),進(jìn)而對氣動特性進(jìn)行分析。胡志鵬[5-6]基于計(jì)算流體力學(xué)方法,對 S-C型、S-S型尾翼組合的末敏彈氣動外形流場進(jìn)行計(jì)算,獲得了阻力系數(shù)、升力系數(shù)、轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)和壓力中心系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。王愛中[7]建立了雙翼無傘末敏子彈系統(tǒng)的運(yùn)動數(shù)學(xué)模型,從理論上精確描述和計(jì)算雙翼無傘末敏子彈掃描運(yùn)動形成的機(jī)理。郭銳[8]設(shè)計(jì)了一種非對稱雙翼結(jié)構(gòu)彈丸的高塔投放試驗(yàn)方法,分析了不同非對稱雙翼結(jié)構(gòu)對彈丸實(shí)現(xiàn)減速導(dǎo)旋性能的影響。在末敏彈總體優(yōu)化設(shè)計(jì)方面,黃鹍[9]應(yīng)用混合遺傳算法對末敏彈仿真模型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì),姜禮平[10]采用遺傳算法對系統(tǒng)效能參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化,黃風(fēng)華[11]采用遺傳算法對網(wǎng)絡(luò)權(quán)值閾值進(jìn)行優(yōu)化,分別獲得了影響系統(tǒng)效能的子彈落速、轉(zhuǎn)速等因素的優(yōu)化配置。綜合來看,國內(nèi)外學(xué)者對單翼模型、雙翼模型以及傘翼結(jié)合模型的研究方法大多依靠風(fēng)洞試驗(yàn)方法或工程模擬計(jì)算,研究內(nèi)容集中在運(yùn)動機(jī)理、彈道計(jì)算等方面,尚缺乏對雙翼末敏彈的氣動外形布局與結(jié)構(gòu)優(yōu)化的系統(tǒng)研究。

    對于雙翼末敏彈,希望得到盡可能大的阻力系數(shù)以確保子彈在很短的降落時間內(nèi)能迅速達(dá)到穩(wěn)定并對目標(biāo)進(jìn)行掃描探測,同時也要保證其下落過程中可以產(chǎn)生足以使末敏彈穩(wěn)定轉(zhuǎn)動的轉(zhuǎn)動力矩。本文選取最大阻力系數(shù)和最大極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)為優(yōu)化目標(biāo),對不同S-C型雙翼無傘末敏彈的翼片面積及彎折角進(jìn)行了仿真計(jì)算分析。

    1 氣動布局模型

    S-C型雙翼無傘末敏彈的尾翼安裝在彈體尾部,由一片S形翼片和一片C形翼片組合而成,下落過程中利用2片尾翼的強(qiáng)非對稱實(shí)現(xiàn)穩(wěn)態(tài)掃描。

    如圖1所示,末敏彈彈體為圓柱型,尺寸為φ110mm×115mm,2片尾翼彎折角按如下規(guī)則產(chǎn)生:S翼總面積記為SS,其兩外緣分別向相反方向彎折一定角度,記為βS;C翼總面積記為SC,其兩外緣向相同方向彎折一定角度,記為βC。

    圖1 雙翼末敏彈模型

    2 仿真實(shí)驗(yàn)與驗(yàn)證

    2.1 控制方程

    流體動力學(xué)要受物理守恒定律的支配,基本的守恒定律包括:質(zhì)量守恒定律、動量守恒定律和能量守恒方程。再加上必要的輔助方程,就構(gòu)成了動力學(xué)控制方程。

    本文模型的控制方程包括連續(xù)性方程和動量守恒方程。其中連續(xù)方程即質(zhì)量守恒方程為

    雷諾平均的N-S方程為

    式中:u,v,w分別為流體在控制體中x,y,z3個方向上的運(yùn)動速度;ρ為流體密度;p為流體微元體上的壓力;Su,Sv,Sw是動量守恒方程的廣義源項(xiàng),Su=Fx+sx,Sv=Fy+sy,Sw=Fz+sz,F(xiàn)x,F(xiàn)y,F(xiàn)z是微元體上的體力。

    式中:μ為動力粘度,λ為第二粘度。

    這里計(jì)算采用的數(shù)值模擬方法是壓力修正法(SIMPLE算法),離散方法為有限體積法。SIMPLE算法是一種求解壓力耦合方程組的半隱式方法。

    湍流模型選取標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型,控制方程為

    式中:φ為Reynolds平均法[12]中定義的任一變量,S為用戶定義的源項(xiàng)。

    2.2 雙翼末敏彈流場仿真模型

    用于風(fēng)洞試驗(yàn)的圓柱體尺寸為φ100mm×119mm,對其進(jìn)行仿真計(jì)算時取流場范圍φ2 000mm×1 785mm,流場軸線與圓柱體軸線重合,圓柱體位于流場中心??拷鼒A柱體處網(wǎng)格加密以保證計(jì)算精度,遠(yuǎn)離圓柱體處網(wǎng)格密度逐漸減小以減小運(yùn)算量,加快運(yùn)算精度。

    如圖2所示,末敏彈流場為圓柱體,為減小流場邊界影響,流場軸向取20倍彈長,徑向?yàn)?5倍彈徑,即φ2 200mm×1 725mm。由于尾翼是末敏彈氣動阻力的主要來源,尾翼附近以最小間距1mm為單位劃分流場網(wǎng)格,彈體附近以最小間距2mm為單位劃分流場網(wǎng)格。在遠(yuǎn)離彈體流場區(qū)域,以本節(jié)對圓柱體的網(wǎng)格劃分準(zhǔn)則為標(biāo)準(zhǔn)對剩余流場進(jìn)行網(wǎng)格劃分。

    圖2 末敏彈流場網(wǎng)格

    2.3 CFD仿真驗(yàn)證

    這里首先對圓柱型彈體進(jìn)行氣動仿真分析,并與風(fēng)洞試驗(yàn)所得結(jié)果進(jìn)行對比,得到適用于此類結(jié)構(gòu)計(jì)算時合理的Fluent參數(shù)設(shè)置。

    本文對攻角分別為0°,10°,20°,25°,30°,35°,40°,45°的圓柱型彈體進(jìn)行計(jì)算,計(jì)算結(jié)果及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果如表1所示,表中,α為攻角,Cd為阻力系數(shù),e為誤差。

    根據(jù)表1誤差列,實(shí)驗(yàn)與仿真最大誤差只有12.7%左右,可見,仿真得到的阻力系數(shù)變化規(guī)律與實(shí)驗(yàn)也是基本符合的。由此可認(rèn)為CFD的計(jì)算結(jié)果是符合實(shí)際情況的,此例中的網(wǎng)格劃分準(zhǔn)則及Fluent計(jì)算參數(shù)用于計(jì)算雙翼末敏彈的氣動特性所得到的結(jié)果也是可信的。

    表1 不同攻角圓柱體阻力系數(shù)實(shí)驗(yàn)值及仿真值

    2.4 雙翼末敏彈流場特性分析

    雙翼末敏彈流場特征如圖3~圖5所示。

    圖3 模型表面壓力分布云圖(單位:Pa)

    圖4 C翼迎風(fēng)面速度流線圖

    圖5 S翼迎風(fēng)面速度流線圖

    由圖3可見,兩尾翼的迎風(fēng)面壓力很大,這是由于空氣流經(jīng)此處發(fā)生速度突變,由尾翼側(cè)面流出。正是尾翼迎風(fēng)面處的壓力降低了末敏彈的下落速度,使其具有足夠的留空時間完成掃描和起爆。兩尾翼的面積不同導(dǎo)致氣動力的不對稱,使其彈軸能夠圍繞鉛垂線穩(wěn)定旋轉(zhuǎn),完成穩(wěn)態(tài)掃描??梢娢惨砻娣e和彎折角對末敏彈氣動特性的重要作用。由圖4、圖5流線圖可見,尾翼彎折角對氣流的影響很大,對其合理優(yōu)化是十分必要的。

    3 正交優(yōu)化試驗(yàn)設(shè)計(jì)

    本文取S翼面積、C翼面積、S翼彎折角、C翼彎折角4個參量各3個水平進(jìn)行優(yōu)化計(jì)算,分別記為SS,SC,βS,βC,即4因素3水平的試驗(yàn),采用正交試驗(yàn)[12]方法進(jìn)行優(yōu)化試驗(yàn)設(shè)計(jì)。由于雙翼末敏彈下落時攻角在30°左右[6],仿真過程保持攻角30°不變。SS的3個水平分別為286cm2,297cm2,242cm2,分別記為該因素下的1,2,3;SC的3個水平分別為165cm2,176cm2,187cm2,分別記為該因素下的1,2,3;βS的3個水平分別為25°,30°,35°,分別記為該因素下的1,2,3;βC的3個水平分別為25°,30°,35°,分別記為該因素下的1,2,3。4個變量及其水平如表2所示。以L9(34)正交表安排各因素和各水平,如表3所示。以所列9種組合仿真計(jì)算末敏彈的阻力系數(shù)和極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)。這里以課題組所設(shè)計(jì)某一氣動結(jié)構(gòu)末敏彈為待優(yōu)化模型,其特征尺寸分別為SS=286cm2,SC=176cm2,βS=30°,βC=30°。

    表2 試驗(yàn)因素的水平設(shè)置

    表3 正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)表

    4 優(yōu)化結(jié)果與討論

    表4所示為正交試驗(yàn)所得的仿真值,表中Cm為極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù),表5、表6所示為正交試驗(yàn)分析結(jié)果,均值表示對應(yīng)列所對應(yīng)的因素在該水平下的指標(biāo)值的平均值,極差行表示均值的極差,用以指示各因素對阻力系數(shù)影響的主次關(guān)系。

    表4 正交試驗(yàn)結(jié)果

    1)阻力系數(shù)。

    表5 正交試驗(yàn)阻力系數(shù)結(jié)果分析

    由表5極差分析,對末敏彈阻力系數(shù)影響最大的是βS,其次是SS,再次是SC,βC影響最小。最佳方案為SS1SC3βS1βC1。

    2)極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)。

    表6 正交試驗(yàn)極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)結(jié)果分析

    通過表6極差分析,對末敏彈極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)影響最大的是SS,其次是βS,再次是βC,SC影響最小。最佳方案為SS2SC1βS3βC1。

    3)最佳氣動外形的確定。

    本文的優(yōu)化目標(biāo)是滿足最大阻力系數(shù)及極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù),其中以阻力系數(shù)為優(yōu)先選項(xiàng)。二者之間可能存在一定的矛盾,如當(dāng)滿足最大阻力系數(shù)時,SC應(yīng)取最大值,若滿足最大極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù),SC應(yīng)取最小值。這時需要兼顧2個目標(biāo),尋找使二者都能盡可能大的翼片組合方式,這里運(yùn)用多指標(biāo)處理方法中的綜合平衡法對優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行選取。

    由于βS對阻力系數(shù)影響最大,應(yīng)首先加以分析;SS對極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)影響最大,次要分析;SC和βC對2個優(yōu)化目標(biāo)影響均不大,最后分析。最終確定分析先后順序?yàn)棣耂—SS—βC—SC。

    由表5及表6可見,βS取最小值時,阻力系數(shù)最大;取最大值時,極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)最大,這里取βS為30°。由結(jié)果分析可見,SS取286cm2和297cm2時的阻力系數(shù)和極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)相差不多,這里優(yōu)先滿足阻力系數(shù)的要求,取SS為286cm2。βC取25°時阻力系數(shù)和極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)均達(dá)到最大值。SC取最大值時,阻力系數(shù)最大,取最小值時,極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)最大,而SC取187cm2和165cm2時的阻力系數(shù)和極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)相差不大。這里以阻力系數(shù)為優(yōu)先考慮目標(biāo),取SC為187cm2。由此,得到最終優(yōu)化結(jié)果為SS1SC3βS2βC1。但這一組合在正交表中并未出現(xiàn),故需要對這一組合的末敏彈流場重新進(jìn)行網(wǎng)格劃分并計(jì)算。加試計(jì)算結(jié)果見表7。

    表7 加試模型計(jì)算結(jié)果

    由表7可見,通過正交試驗(yàn)得到了雙翼末敏彈的最佳外形,此優(yōu)化模型能同時滿足阻力系數(shù)和極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)的要求。

    由表3可見,初始尾翼結(jié)構(gòu)正是正交表中的組合2。優(yōu)化模型阻力系數(shù)增加5.14%,極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)增加4.53%。

    5 高塔試驗(yàn)驗(yàn)證

    通過仿真得到了一種尾翼優(yōu)化結(jié)構(gòu),即SS=286cm2,SC=187cm2,βS=30°,βC=25°。為進(jìn)一步驗(yàn)證所得優(yōu)化結(jié)構(gòu)是否滿足在下落過程中保持穩(wěn)定不翻轉(zhuǎn),對仿真計(jì)算所得的氣動外形加工樣彈進(jìn)行高塔自由飛行試驗(yàn)。

    如圖6所示,優(yōu)化后的模擬彈彈體為圓柱體,直徑110mm,高115mm,總質(zhì)量4.2kg,在彈尾安裝S-C型尾翼。模擬彈自高100m的高塔塔頂自由投放,垂直于塔壁懸掛高度標(biāo)志物,如圖7所示,兩兩間隔及距地距離已知,由高速攝影儀記錄樣彈飛行過程。圖8所示為模擬彈轉(zhuǎn)動一周的飛行姿態(tài),可見模擬彈彈軸是以鉛垂線為軸轉(zhuǎn)動,模擬彈同時圍繞彈軸轉(zhuǎn)動,轉(zhuǎn)動過程中模擬軸與鉛垂線始終存在一個角度,即末敏彈的掃描角??梢姡瑑?yōu)化結(jié)構(gòu)能滿足穩(wěn)定性要求,在下落過程中保持穩(wěn)定。

    圖6 樣彈模型

    圖7 自由飛行試驗(yàn)

    圖8 樣彈轉(zhuǎn)動一周飛行姿態(tài)

    6 結(jié)論

    本文基于正交試驗(yàn)方法,對現(xiàn)有不同尾翼組合進(jìn)行分組仿真計(jì)算,得到滿足最大阻力系數(shù)和最大極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)的尾翼組合。

    通過對雙翼末敏彈的仿真計(jì)算,對雙翼末敏彈阻力系數(shù)影響最大的是S翼彎折角,其次為S翼面積,再次為C翼面積,C翼彎折角的影響最?。粚O轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)影響最大的是S翼面積,其次為S翼彎折角,再次為C翼彎折角,C翼面積的影響最小。

    通過正交試驗(yàn)設(shè)計(jì),得到一種可同時滿足阻力系數(shù)和極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)要求的最佳尾翼組合雙翼末敏彈氣動外形,阻力系數(shù)較優(yōu)化前增加5.17%,極轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)增加4.53%。

    本文針對無傘末敏彈只研究了阻力和轉(zhuǎn)動力矩的計(jì)算方法,這對于研究無傘掃描運(yùn)動的形成和特性只是起步,但還遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠,進(jìn)一步還需要研究靜穩(wěn)定力矩、俯仰阻尼力矩、滾轉(zhuǎn)阻尼力矩的計(jì)算并分析它們的作用,這些工作將在下面繼續(xù)進(jìn)行。

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