末敏子彈減速減旋彈道的氣動(dòng)加熱

張　俊,劉榮忠,郭　銳,高天宇,吳國(guó)夫

(1.中國(guó)航天科工集團(tuán)第六研究院 第四十一研究所,呼和浩特 010010;2.南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

?

末敏子彈減速減旋彈道的氣動(dòng)加熱

張俊1,劉榮忠2,郭銳2,高天宇1,吳國(guó)夫1

(1.中國(guó)航天科工集團(tuán)第六研究院 第四十一研究所,呼和浩特 010010;2.南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

摘要:末敏子彈在火藥燃?xì)馔屏ψ饔孟聫哪笍椗搩?nèi)拋出后,其表面紅外輻射主要源于減速減旋運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的氣動(dòng)加熱。針對(duì)此問(wèn)題,應(yīng)用SIMULINK建立了末敏子彈減速減旋彈道的仿真模型,求解并分析了彈道諸元的變化規(guī)律。以部分彈道數(shù)據(jù)和氣流參數(shù)為來(lái)流條件,利用FLUENT對(duì)其氣動(dòng)熱進(jìn)行了數(shù)值模擬,分析了不同飛行條件下的表面瞬態(tài)溫度、壓力分布規(guī)律。結(jié)果表明:末敏子彈在減速減旋段的速度較低,表面溫度梯度較小,紅外輻射特征較弱;高溫區(qū)集中在彈頭附近、傘盤(pán)以及連接桿部位;駐點(diǎn)溫度的仿真結(jié)果與工程計(jì)算結(jié)果吻合較好。研究結(jié)論可為末敏彈的紅外偵察預(yù)警仿真技術(shù)提供幫助。

關(guān)鍵詞:末敏彈;減速減旋彈道;紅外偵察預(yù)警系統(tǒng);氣動(dòng)加熱

為了考核注入式紅外偵察告警系統(tǒng)對(duì)末敏子彈的作用距離、威脅告警及其識(shí)別處理等仿真對(duì)抗技術(shù),需要獲得典型末敏子彈的目標(biāo)特征數(shù)據(jù)庫(kù),包括:幾何模型、彈道數(shù)據(jù)、表面耦合換熱溫度場(chǎng)及其紅外輻射數(shù)據(jù)。當(dāng)末敏彈飛行至預(yù)定高度時(shí),拋出末敏子彈,進(jìn)行減速減旋及穩(wěn)態(tài)掃描運(yùn)動(dòng)。在拋射藥產(chǎn)生的氣體推力、子彈重力以及空氣動(dòng)力的作用下,產(chǎn)生的氣動(dòng)熱是其表面溫度場(chǎng)和紅外輻射的主要來(lái)源。

科研人員對(duì)飛機(jī)、導(dǎo)彈、衛(wèi)星、火箭彈、超聲速或高超聲速飛行器的氣動(dòng)加熱進(jìn)行了大量研究[1-5]。文獻(xiàn)分析了導(dǎo)彈末敏子彈的氣動(dòng)熱特性,應(yīng)用工程計(jì)算方法結(jié)合MATLAB/SIMULINK仿真研究了末敏子彈的表面溫度場(chǎng)和氣動(dòng)熱流密度的變化規(guī)律。文獻(xiàn)[7~8]以動(dòng)態(tài)的角度研究了末敏彈減速減旋和穩(wěn)態(tài)掃描彈道下的溫度場(chǎng)和紅外輻射特性。文獻(xiàn)研究了末敏子彈的非穩(wěn)態(tài)紅外輻射特性,結(jié)果表明,在末敏子彈的減速減旋運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下，利用長(zhǎng)波紅外系統(tǒng)跟蹤捕獲的概率較大。

本文以實(shí)現(xiàn)對(duì)末敏子彈的偵察告警仿真技術(shù)為應(yīng)用背景,應(yīng)用SIMULINK建立了模塊化的彈道仿真模型,求解并分析了彈道諸元的變化規(guī)律。在此基礎(chǔ)上,利用FLUENT軟件對(duì)末敏子彈在部分飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)加熱進(jìn)行了數(shù)值模擬研究,給出了其表面瞬態(tài)溫度及壓力的分布規(guī)律,最后,對(duì)比分析了駐點(diǎn)溫度的工程計(jì)算結(jié)果和仿真結(jié)果。

1減速減旋彈道仿真模型

1.1幾何模型及彈道建模

末敏子彈從母彈艙內(nèi)拋出后,按運(yùn)動(dòng)規(guī)律可分為減速減旋段和穩(wěn)態(tài)掃描段,減速減旋段指母彈開(kāi)艙到主旋轉(zhuǎn)降落傘張開(kāi)這一飛行彈道。常見(jiàn)的子彈減速減旋幾何模型包括2種。

①在彈體上半部裝有鋼制薄翼片,如圖1所示。卷曲狀的翼片是為了提高子彈在旋轉(zhuǎn)下落過(guò)程中的穩(wěn)定性,拋射子彈前在母彈艙內(nèi)貼于彈體內(nèi)壁,當(dāng)子彈被拋射后,在彈性力的作用下自動(dòng)張開(kāi)復(fù)位。其主要作用是由于子彈在拋射初期所受擾動(dòng)較大,該結(jié)構(gòu)有利于子彈快速穩(wěn)定,并能配合減速傘更順利地完成減速減旋運(yùn)動(dòng),如“SMART 155”末敏彈。

②子彈不含旋轉(zhuǎn)翼片,以減速傘實(shí)現(xiàn)減速減旋,如“SADARM 155”末敏彈。其幾何模型由彈體、傘衣、8根傘繩、傘盤(pán)以及連接桿組成,如圖2所示。

圖1　有翼片幾何模型

圖2　無(wú)翼片幾何模型

假設(shè)減速傘拋出后即充滿張開(kāi),忽略其拋射、充氣、傘繩拉直等瞬態(tài)過(guò)渡過(guò)程,不考慮傘彈間的擺動(dòng),并認(rèn)為二者阻力方向一致[10]。在以上工程假設(shè)的基礎(chǔ)上,分析傘彈系統(tǒng)所受載荷,如圖3所示。

圖3　減速傘彈系統(tǒng)載荷描述

根據(jù)動(dòng)量與動(dòng)量矩定理,建立彈道方程組,在基準(zhǔn)坐標(biāo)系下,寫(xiě)成標(biāo)量形式為

(1)

式中:Fd為彈體的空氣阻力;Fs為減速傘的空氣阻力;md為彈體質(zhì)量;ms為減速傘質(zhì)量;Mxz為極阻尼力矩;JC為極轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;x,y,z為質(zhì)心位置坐標(biāo);vx,vy,vz為速度在基準(zhǔn)坐標(biāo)系下的分量。

1.2基于SIMULINK的彈道仿真模型

圖4為基于SIMULINK的可視化彈道仿真模型。

圖4　子彈減速減旋彈道的仿真模型

圖5為部分彈道諸元的仿真計(jì)算結(jié)果,圖5(a)為運(yùn)動(dòng)軌跡;圖5(b)為飛行高度的變化;圖5(c)為速度的變化;圖5(d)為自轉(zhuǎn)角速度的變化。

彈體材料密度為7 650 kg/m3,長(zhǎng)度為225 mm,彈徑為147 mm,質(zhì)量為13.5 kg,壁厚為4 mm;減速傘是一種高強(qiáng)度織物材料,開(kāi)口處直徑為300 mm,傘衣高度為70 mm,厚度為1 mm,密度為525 kg/m3,熱導(dǎo)率為0.05 W/(m·K);傘盤(pán)和連接桿材料都為鋁合金,密度為2 719 kg/m3,熱導(dǎo)率為162 W/(m·K),傘盤(pán)直徑為80 mm,厚度為10 mm,連接桿直徑為10 mm,高度為43.5 mm;質(zhì)心位置距彈底為103 mm;極轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為0.046 kg/m2;減速傘的質(zhì)量為0.18 kg。氣動(dòng)參數(shù)數(shù)據(jù)見(jiàn)文獻(xiàn)[10]。初始拋射參數(shù)根據(jù)母彈飛行彈道的計(jì)算結(jié)果確定,拋射點(diǎn)坐標(biāo):x=23 520 m,y=1 043 m,z=221 m;拋射速度為336 m/s;角速度為331 rad/s;橫風(fēng)為5 m/s;計(jì)算精度為10-3;計(jì)算時(shí)間為8 s。

圖5　部分彈道諸元的計(jì)算結(jié)果

計(jì)算結(jié)果得出:由于母彈的開(kāi)艙拋射點(diǎn)位于其彈道降弧段,在重力作用下,鉛直方向上的速度較高,所以子彈高度在拋出時(shí)最大,此后一直處于下降狀態(tài);橫風(fēng)速度會(huì)改變子彈相對(duì)于空氣的運(yùn)動(dòng)速度,而空氣阻力是與相對(duì)速度緊密聯(lián)系的,由彈道曲線可知,子彈側(cè)向存在幾十m的位移,這是由橫風(fēng)的存在使子彈產(chǎn)生了側(cè)向運(yùn)動(dòng)速度的緣故;前4 s內(nèi),在重力作用下,下落速度較快;后4 s內(nèi),速度減小速率逐漸放緩,這是由于傘彈系統(tǒng)的阻力特征量較大,在減速運(yùn)動(dòng)過(guò)程中,當(dāng)空氣阻力逐漸接近于重力時(shí),加速度隨之逐漸減小,從而使速度降低速率逐漸減小,最后基本達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài);子彈的自轉(zhuǎn)角速度在極阻尼力矩作用下按照指數(shù)衰減形式逐漸較小。仿真結(jié)果符合末敏子彈減速減旋段的運(yùn)動(dòng)規(guī)律,子彈經(jīng)過(guò)減速減旋后的最終狀態(tài)能夠滿足末敏彈在下一飛行段即穩(wěn)態(tài)掃描段的初始條件,如渦環(huán)旋轉(zhuǎn)降落傘順利張開(kāi)的速度和轉(zhuǎn)速等條件。

2氣動(dòng)加熱模型

2.1工程計(jì)算模型

氣流的絕熱壁溫或駐點(diǎn)溫度Ts是一種估算飛行目標(biāo)最高溫度的常用方法,表示為

(2)

式中:k為氣流絕熱指數(shù);Ma∞為來(lái)流馬赫數(shù),T∞為來(lái)流氣溫。若發(fā)射點(diǎn)取標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣參數(shù),則來(lái)流氣溫與壓強(qiáng)為

(3)

式中:y為末敏彈的飛行高度;下標(biāo)“∞”表示來(lái)流物性參數(shù)。

在實(shí)際高速流動(dòng)過(guò)程中,邊界層內(nèi)同時(shí)進(jìn)行著由摩擦損失引起的釋熱和熱傳導(dǎo)過(guò)程,這種氣流相鄰各層之間的熱功轉(zhuǎn)化使得溫度小于絕熱壁溫,恢復(fù)溫度為

(4)

式中：r為溫度恢復(fù)系數(shù);層流時(shí)r=0.83,湍流時(shí)r=0.88。

2.2數(shù)值模擬

控制方程采用三維、可壓縮流動(dòng)的穩(wěn)態(tài)形式,由對(duì)流項(xiàng)、擴(kuò)散項(xiàng)和源項(xiàng)組成:

(5)

式中:φ為通用變量,代表u、v、w、T等求解變量;Γ為廣義擴(kuò)散系數(shù);S為廣義源項(xiàng)。

忽略傘繩,建立三維1/4軸對(duì)稱(chēng)流場(chǎng)模型,流場(chǎng)的軸向長(zhǎng)度為末敏子彈的12倍,周向長(zhǎng)度為10倍。劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格后,導(dǎo)入FLUENT軟件,壁面設(shè)置為無(wú)滑移固壁條件,流場(chǎng)入口、出口以及周向均采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。圖6為1/4流場(chǎng)仿真計(jì)算模型。表1為部分飛行狀態(tài)下的彈道參數(shù)和來(lái)流物性參數(shù)數(shù)據(jù)。

圖6　1/4流場(chǎng)仿真模型

t/sy/mv/(m·s-1)T∞/Kp/PaMa0.11013297.2281.6897330.8780.5924.1205.3282.1907050.61.2816.5142.6282.8918930.422.15720102283.5929690.3

FLUENT求解器提供了3種方法:①基于壓力的分離算法,②基于密度的耦合顯示算法,③基于密度的耦合隱式算法。對(duì)于本文研究的馬赫數(shù)較低的可壓縮流動(dòng)問(wèn)題,這3種方法都是可以的。通過(guò)仿真末敏彈從母彈高速飛行到子彈低速飛行的外流場(chǎng)得出:在超聲速和跨聲速附近一般選擇基于密度的耦合隱式算法和ROE-FDS通量格式,這種通量格式能夠減小在大渦模擬計(jì)算中的耗散,提高FLUENT在模擬高速流動(dòng)問(wèn)題的計(jì)算精度;當(dāng)馬赫數(shù)小于0.8時(shí),選擇基于壓力的SIMPLE算法可得到較好的收斂精度。為了考慮旋轉(zhuǎn)角速度對(duì)氣動(dòng)熱的影響,將速度和角速度的矢量和作為設(shè)置馬赫數(shù)的依據(jù)。采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程湍流模型,當(dāng)使用非平衡壁面函數(shù)時(shí),這種兩方程模型對(duì)于模擬貼近壁面附近的流動(dòng)是非常有效的。

3數(shù)值模擬的結(jié)果分析

根據(jù)表1的數(shù)據(jù)作為來(lái)流條件,對(duì)零攻角狀態(tài)下的流場(chǎng)模型進(jìn)行數(shù)值模擬。圖7為不同馬赫數(shù)下的壓力分布云圖。

圖7　不同馬赫數(shù)下的壓力分布云圖

仿真結(jié)果表明:由于沒(méi)有考慮來(lái)流方向,所以壓力云圖呈對(duì)稱(chēng)分布;流場(chǎng)中的高壓區(qū)主要集中在子彈的彈頭部表面、傘盤(pán)以及傘衣的迎風(fēng)面處。對(duì)比分析可知,越靠近彈頭部,其表面的壓力越高,在傘衣上,迎風(fēng)面外的邊緣處壓力達(dá)到最高值;低壓區(qū)主要集中在子彈的圓柱部側(cè)面和傘衣的背風(fēng)面;由于末敏彈的減速減旋運(yùn)動(dòng)處于亞音速飛行狀態(tài),所以氣流壓縮波遍及全場(chǎng),即整個(gè)流場(chǎng)的氣流參數(shù)都存在著相應(yīng)的變化,在彈頭部附近,氣流壓縮波發(fā)生了集聚現(xiàn)象,所以,在這些壓縮波相交的位置上,氣流的壓強(qiáng)最大,溫度也最高,且隨著馬赫數(shù)升高,其彈頭部壓縮波也將隨之增強(qiáng)。

圖8為不同馬赫數(shù)下的溫度分布云圖。

圖9為不同馬赫數(shù)下的彈體表面溫度變化曲線。分析可知:高溫區(qū)與高壓區(qū)相對(duì)應(yīng),主要集中在彈體頭部、連接桿、傘盤(pán)迎風(fēng)面以及傘衣外邊緣處;實(shí)際上減速傘是一種特殊的織物透氣性材料,氣流不可能完全被傘衣阻滯,而文中未考慮傘衣透氣性,所以減速傘內(nèi)壁受到的壓力和溫度小于模擬結(jié)果;馬赫數(shù)越高,彈頭附近高溫區(qū)的面積越大,子彈表面的溫度變化梯度越大;彈體尾部的溫度表現(xiàn)出上升趨勢(shì)是由于連接桿和傘盤(pán)附近的壓力集中,溫度較高,產(chǎn)生的氣流回流或熱傳導(dǎo)對(duì)其尾部將會(huì)有一定影響,馬赫數(shù)越高,影響越明顯。

圖8　不同馬赫數(shù)下的溫度分布云圖

圖9　不同馬赫數(shù)下的彈體表面溫度變化

4數(shù)值模擬與工程計(jì)算的結(jié)果對(duì)比分析

將數(shù)值模擬得到的彈體表面的駐點(diǎn)溫度和絕熱壁溫或恢復(fù)溫度的工程計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。圖10為絕熱壁溫、恢復(fù)溫度、氣流溫度以及數(shù)值模擬得到的駐點(diǎn)溫度的變化曲線。

圖10　數(shù)值模擬與工程計(jì)算的結(jié)果對(duì)比

結(jié)果表明:絕熱壁溫和恢復(fù)溫度的差別主要體現(xiàn)在末敏子彈減速減旋彈道的前段,隨著飛行速度逐漸降低,其差別隨之減小,其整體變化規(guī)律與其速度趨勢(shì)基本一致,但要比速度的變化幅度大;由于末敏子彈一直處于下落狀態(tài),所以其氣流溫度逐漸升高。對(duì)比分析可知,數(shù)值模擬得到的駐點(diǎn)溫度和工程計(jì)算結(jié)果吻合較好。

5結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)研究末敏子彈減速減旋彈道的運(yùn)動(dòng)規(guī)律及氣動(dòng)加熱,得出:

①當(dāng)末敏子彈從母彈艙內(nèi)拋出后,由于彈體的重力作用,其速度迅速降低,隨著減速傘張開(kāi),速度衰減逐漸放緩,當(dāng)空氣阻力逐漸接近于重力后,加速度逐漸減小到0,此后基本處于穩(wěn)定降落狀態(tài)。

②末敏子彈減速減旋運(yùn)動(dòng)處于亞音速飛行狀態(tài),表面溫度梯度較小,紅外輻射特征較弱。溫度較高的部位集中在彈頭附近、傘盤(pán)以及連接桿部位,馬赫數(shù)越高,彈頭部的高溫區(qū)面積越大,彈體尾部由于受到傘盤(pán)、傘衣及連接桿的影響,壓力集中,溫度呈升高趨勢(shì),馬赫數(shù)越高,變化幅度越大。

參考文獻(xiàn)

SAVINO R.Aero-thermodynamic study of UHTC-based thermal protection systems.Aerospace Science and Technology,2005(9),151-160.

CAYZAC R,GRIGNON C.Navier-Stokes computation of heat transfer and aero-heating modeling for supersonic projectiles.Aerospace Science and Technology,2006(10),374-384.

夏新林,艾青,任德鵬,等.飛機(jī)整體瞬態(tài)熱狀況的數(shù)值仿真研究.航空學(xué)報(bào),2007,28(3):513-518.

XIA Xin-lin,AI Qing,REN De-peng,et,al.Numerical analysis on the transient thermal status of aircraft.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2007,28(3):513-518.(in Chinese)

陳新虹,陳濤,趙潤(rùn)祥.超聲速?gòu)椡桀^部氣動(dòng)熱研.彈道學(xué)報(bào),2007,19(4):16-18.

CHEN Xin-hong,CHEN Tao,ZHAO Run-xiang.Research of aerodynamic heating for head of hypersonic projectile.Journal of Ballistics,2007,19(4):16-18.(in Chinese)

婁文忠,齊斌.火箭彈彈頭引信空氣附面層熱特性數(shù)值仿真研究.兵工學(xué)報(bào),2007,28(4):406-410.

LOU Wen-zhong,QI Bin.Numerical simulation method for thermal characteristic of air boundary layer of rocket fuse.Acta Amamentarii,2007,28(4):406-410.(in Chinese)

郭銳,劉榮忠.基于MATLAB的導(dǎo)彈末敏彈氣動(dòng)加熱仿真.系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2006,18(12):3 570-3 572.

GUO Rui,LIU Rong-zhong.Aerodynamic heating simulation of terminal-sensitive submunitions in missile based on MATLAB.Journal of System Simulation,2006,18(12):3 570-3 572.(in Chinese)

張俊,劉榮忠,郭銳,等.末敏彈減速減旋段表面溫度與輻射特性.紅外與激光工程,2013,42(2):311-316.

ZHANG Jun,LIU Rong-zhong,GUO Rui,et,al.Surface temperature and infrared characteristics of terminal-sensitive projectile at deceleration and despinning stage.Infrared and Laser Engineering,2013,42(2):311-316.(in Chinese)

張俊,劉榮忠,郭銳,等.末敏彈穩(wěn)態(tài)掃描段紅外特性的實(shí)驗(yàn)研究.紅外與激光工程,2013,42(11):2 876-2 881.

ZHANG Jun,LIU Rong-zhong,GUO Rui,et,al.Experimental study on the infrared characteristics of terminal-sensitive projectile at steady-state scanning stage.Infrared and Laser Engineering,2013,42(11):2 876-2 881.(in Chinese)

劉連偉,楊淼淼,許振領(lǐng),等.末敏子彈非穩(wěn)態(tài)紅外輻射特性數(shù)值仿真分析.紅外與激光工程,2013,42(4):857-862.

LIU Lian-wei,YANG Miao-miao,XU Zhen-lin,et al.Numerical analysis on the unsteady infrared radiation characteristics of terminal-sensitive submunition.Infrared and Laser Engineering,2013,42(4):857-862.(in Chinese)

[10] 楊紹卿.靈巧彈藥工程.北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2010.

YANG Shao-qing.Smart ammunition engineering.Beijing:National Defense Industry Press,2010.(in Chinese)

Aerodynamic Heating of Terminal-sensitive Submunition on

Deceleration and Despinning Trajectory

ZHANG Jun1,LIU Rong-zhong2,GUO Rui2,GAO Tian-yu1,WU Guo-fu1

(1.The 41st Institute of the Sixth Academy of CASIC,Hohhot 010010,China;

2.School of Mechanical Engineering,NUST,Nanjing 210094,China)

Abstract:The surface infrared radiation(IR)of terminal-sensitive submunition(TSS)mainly comes from the aerodynamic heating after it is projected out of the carrier capsule under the gas thrust generated by gunpowder.Aiming at this problem,SIMULINK was used to build the trajectory simulation-model of TSS at deceleration and despinning stage,and the change laws of the ballistic data were solved and analyzed.Taking some specific ballistic data and airflow parameters as the inlet flow condition,FLUENT was used to simulate the aerodynamic heating and analyze the distribution of the surface transient temperature and pressure.The results show that at the deceleration and despinning stage,the velocity of TSS is relatively lower,and the surface temperature gradient and IR characteristics are not obvious.The high temperature area is concentrated on the warhead,the umbrella plate and the connecting rod.The stagnation temperature obtained by numerical simulation reasonably agrees with the engineering calculation result.The results are useful to the infrared warning reconnaissance technology of terminal-sensitive projectile.

Key words:terminal-sensitive projectile;deceleration and despinning trajectory;infrared warning reconnaissance system;aerodynamic heating

中圖分類(lèi)號(hào):TJ413.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A

文章編號(hào):1004-499X(2015)04-0091-06

作者簡(jiǎn)介:張俊(1983- ),男,博士,研究方向?yàn)閺椝幙傮w技術(shù)。E-mail:15250980370@139.com。

基金項(xiàng)目:國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11102088);江蘇省研究生培養(yǎng)創(chuàng)新計(jì)劃(CXZZ12-0218)

收稿日期:2015-06-15