不同攻角對尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈脫殼過程影響分析*

張學(xué)偉,李 強(qiáng),高 斌,李 博,王 磊

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原 030051)

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不同攻角對尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈脫殼過程影響分析*

張學(xué)偉,李 強(qiáng),高 斌,李 博,王 磊

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原 030051)

為了研究攻角對尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈脫殼過程的影響,基于CFD的動網(wǎng)格技術(shù)和外彈道六自由度方程相結(jié)合,采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和TVD有限體積格式,對不同攻角時(shí)脫殼過程進(jìn)行數(shù)值仿真。得出了分離過程的流場激波云圖,不同攻角下彈托質(zhì)心的位置變化曲線、脫殼時(shí)間以及不同分離階段彈芯表面壓力分布曲線。對比分析各參數(shù),得到脫殼彈在正負(fù)攻角飛行時(shí),彈托分離時(shí)間增加,不利于彈托的分離。

CFD;尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈;攻角;脫殼過程

0 引言

尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈是一種典型的具有動能大、穿透力強(qiáng)、后效好、精度高和大著角不易碰飛等優(yōu)點(diǎn)的次口徑反裝甲彈藥[1-3]。脫殼穿甲彈在不同的發(fā)射條件下,彈托能否順利脫離對彈芯飛行穩(wěn)定性、穿透性、射擊精度都產(chǎn)生一定的影響。通過大量的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究此問題,不僅成本高,危險(xiǎn)大,而且無法測量彈托的變化姿態(tài)。因此開展數(shù)值模擬研究具有很重要的現(xiàn)實(shí)意義。

近些年利用商業(yè)軟件進(jìn)行脫殼干擾研究層出不窮,Guillot等[4]利用外彈道方程計(jì)算了多種IAT彈托分離的彈道軌跡,與采用實(shí)驗(yàn)方式得到的彈道較吻合;黃振貴[5]等人基于外彈道6DOF運(yùn)動方程,利用動網(wǎng)格技術(shù),對脫殼穿甲彈進(jìn)行了數(shù)值模擬,揭示了彈托分離過程中,片瓣與彈體之間的激波與氣流在不同分離階段的相互作用過程;周強(qiáng)[6]等人基于外彈道6DOF運(yùn)動方程模擬了彈芯和彈托分離過程的流場變化過程?？偨Y(jié)發(fā)現(xiàn),現(xiàn)在人們開始使用6DOF運(yùn)動方程控制彈托運(yùn)動進(jìn)行仿真計(jì)算,但不同攻角對脫殼過程影響的計(jì)算還不多。文中在前人的研究基礎(chǔ)上,分析了不同攻角對脫殼過程的影響。

1 控制方程和六自由度方程

1.1 控制方程

文中采用的控制方程是任意拉格朗日歐拉方法描述的三維可壓縮守恒的非定常積分方程,使用該方程對計(jì)算域內(nèi)的空間和時(shí)間進(jìn)行離散,方程在三維坐標(biāo)系下的積分形式如下:

(1)

式中：守恒變量項(xiàng)Q為:

(2)

對流通量矢量項(xiàng)F(Q)在x、y和z軸的分量為:

Fi(Q)=

逆變速度矢量ψ=Ui+Vj+Wk沿x、y和z軸的分量U、V和W定義為:

(3)

此外對于理想氣體,壓強(qiáng)p為:

(4)

以上各式中Ω為控制體,?Ω表示控制體單元的邊界,dV是體積微元,n是控制體邊界外法向單位向量,dS是面積微元;ρ、u、v、w、e分別表示流體的密度、x、y及z軸方向的流體速度和單位體積流體的總內(nèi)能;xt、yt和zt軸分別為網(wǎng)格沿x、y和z方向的網(wǎng)格速度;對于理想氣體比熱比γ=1.33。

1.2 六自由度方程

六自由度方程是一個(gè)包含動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程的基本數(shù)學(xué)方程組。

1.2.1 質(zhì)心運(yùn)動的動力學(xué)方程

(5)

1.2.2 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程

(6)

1.2.3 質(zhì)心運(yùn)動的運(yùn)動學(xué)方程

(7)

1.2.4 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的運(yùn)動學(xué)方程

(8)

2 網(wǎng)格劃分和邊界參數(shù)設(shè)置

2.1 網(wǎng)格生成的基本思想

網(wǎng)格劃分的數(shù)量和質(zhì)量直接影響計(jì)算精度和計(jì)算過程的收斂性。為了提高計(jì)算精度,節(jié)約計(jì)算成本,需要對復(fù)雜結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格進(jìn)行分塊分類劃分網(wǎng)格。APFSDS的整體模型十分復(fù)雜,對網(wǎng)格劃分的精度影響很大,在網(wǎng)格劃分前需要對模型進(jìn)行簡化處理。簡化后的三維模型如圖1所示。

圖1 簡化后的三維模型

2.2 動網(wǎng)格參數(shù)設(shè)置

由于采用6DOF控制方程描述彈托運(yùn)動,該計(jì)算必須使用網(wǎng)格更新的方法。FLUENT軟件中有3種動網(wǎng)格模型,分別是彈簧光順法、動態(tài)層法和局部網(wǎng)格重構(gòu)法[7]。本仿真中由于網(wǎng)格劃分為四面體網(wǎng)格,需要進(jìn)行網(wǎng)格重構(gòu),則采用了彈簧光順法和局部網(wǎng)格重構(gòu)法進(jìn)行網(wǎng)格變形處理。

2.3 邊界條件和參數(shù)設(shè)置

整個(gè)計(jì)算域?yàn)? m×5 m×5 m的立方體,為了獲得更高的計(jì)算精度和更清晰的激波形狀,該區(qū)域?qū)椥竞蛷椡懈浇木W(wǎng)格進(jìn)行加密處理。整個(gè)計(jì)算域有3種邊界條件,彈芯和彈托物面邊界采用絕熱無滑移壁面,計(jì)算域外流場為壓力入口和壓力出口邊界條件;壓力入口設(shè)置為不同攻角的來流,其大小為3Ma,同時(shí)設(shè)置不同的攻角;壓力出口設(shè)置為大氣壓。彈托通過6DOF編寫的UDF控制其運(yùn)動。

3 仿真結(jié)果與分析

圖2為分離過程中彈芯和彈托周圍形成的清晰的流場壓力云圖。整個(gè)分離過程大致可以分為3個(gè)階段:分離開始時(shí)、分離過程中和分離結(jié)束時(shí)。分離開始時(shí),由于彈丸剛出膛口,彈丸高速運(yùn)動彈芯頭部可以形成斜激波,同時(shí)彈托前腔由于氣流壅塞而成脫體激波,彈芯的斜激波向右下方延伸并與彈托的脫體激波相交,形成了復(fù)雜的相交波系;分離過程中,由于脫體激波作用使彈托質(zhì)心位置和歐拉角均發(fā)生變化,導(dǎo)致彈托和彈芯間隙增大,脫體激波強(qiáng)度相對減弱,此時(shí)對彈芯仍能產(chǎn)生反射激波作用于彈芯桿部,影響其飛行穩(wěn)定性,并且使得彈芯在該處的壓力出現(xiàn)陡增;分離結(jié)束時(shí),彈芯的脫體激波基本不會反射到彈芯桿部,彈芯只受彈尖的斜激波和尾翼的激波作用,整個(gè)激波場呈現(xiàn)對稱性,彈托在流場的作用下繼續(xù)飛離彈芯。

圖2 俯仰平面內(nèi)流場壓力云圖

圖3為不同攻角整個(gè)分離過程不同時(shí)刻彈芯表面壓力分布曲線圖,圖中0～20 mm為彈頭,20～150 mm為彈芯,150～180 mm為尾翼。從圖3(a)可以看出初始分離階段彈芯和彈托間為強(qiáng)耦合狀態(tài),導(dǎo)致氣流壅塞和激波多次反射,彈芯表面壓力曲線存在3個(gè)升高、降低階段。第一階段因?yàn)閺椥绢^部在高速飛行時(shí)產(chǎn)生斜激波;第二階段是彈托前腔的脫體激波出現(xiàn)造成的;第三階段是彈芯的尾翼部阻礙空氣氣流反射而形成的。不同攻角對比而言,曲線形式完全相同,但攻角不同彈芯表面有所差別,激波強(qiáng)度從負(fù)攻角到正攻角依次增大。從圖3(b)可以得出:隨著彈托與彈芯分離,兩者間的橫截面積增大,脫體激波強(qiáng)度減弱,同時(shí),脫體激波最大值隨著彈托往后移動,這樣造成脫體激波反射在彈芯的強(qiáng)度相應(yīng)的變化,氣流通過彈托和彈芯間隙直接作用在彈芯尾翼上造成激波強(qiáng)度相對增強(qiáng)。從圖3(c)可以看出彈托和彈芯完全分離,彈托前腔的脫體激波幾乎不作用于彈芯表面,此時(shí)認(rèn)為分離結(jié)束。

圖3 不同攻角整個(gè)分離過程不同時(shí)刻彈芯表面壓力分布曲線圖

在俯仰平面(即XY平面)內(nèi),以彈體質(zhì)心為原點(diǎn),彈托相對彈體初始質(zhì)心坐標(biāo)為(97.3,-11.8) mm,假設(shè)分離過程中,彈托和彈芯之間的激波不在作用于彈芯表面為初始分離結(jié)束點(diǎn)。分離點(diǎn)的彈芯質(zhì)點(diǎn)位置如表1所示。通過仿真可以得到不同攻角時(shí)

表1 不同攻角分離結(jié)束點(diǎn)彈托質(zhì)心位置和分離結(jié)束時(shí)間

的分離過程持續(xù)時(shí)間(見表1),從表中可以得出,正負(fù)攻角都增加了分離過程的持續(xù)時(shí)間。這樣不利于彈芯的飛行穩(wěn)定。

通過表1和圖4可以得到不同攻角下彈托的飛行軌跡和分離結(jié)束點(diǎn)位置,彈托相對彈芯近似呈拋物線狀,主要由于彈托歐拉角變化,使受力表面增大,速度從而增大。而Y軸運(yùn)動曲線近似呈直線,因?yàn)闅鈩恿ψ饔闷矫孑^小,縱向受力主要為重力。

圖4 俯仰平面內(nèi)不同攻角下彈托的質(zhì)心相對彈體質(zhì)心瞬時(shí)變化曲線

4 結(jié)論

文中基于GAMBIT軟件中的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、嵌套技術(shù)和CFD的動網(wǎng)格技術(shù)及外彈道六自由度UDF方程相結(jié)合,采用TVD有限體積格式對次口徑尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈托在不同攻角受力下的脫殼過程中的流場進(jìn)行了數(shù)值仿真。對各參數(shù)進(jìn)行了對比分析,在0攻角時(shí)脫殼分離時(shí)間最短為0.8 ms,在+10°時(shí)脫殼時(shí)間為0.99 ms,在-10°時(shí)脫殼時(shí)間為0.9 ms。仿真結(jié)果得出:脫殼彈在正負(fù)攻角飛行時(shí),彈托分離時(shí)間增加,不利于彈托的分離。

[1] 趙金庫. 小口徑尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈技術(shù)研究 [D]. 南京: 南京理工大學(xué), 2009: 1-2.

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Analysis on Influence of Different AOA on Discarding Process for APFSDS

ZHANG Xuewei,LI Qiang,GAO Bin,LI Bo,WANG Lei

(School of Mechatronics Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China)

In order to study influence of angle of attack on discarding process of APFSDS, based on CFD dynamic mesh technology and exterior ballistic 6-DOF equation, unstructured grids and TVD finite volume scheme were used for numerical analysis on discarding process at different angle of attack, and cloud of flow field shock in discarding process, curve of sabot’s center-of-gravity position, discarding time and penetrator surface pressure distribution at different discarding stage were obtained. According to contrastive analysis, when APFSDS flying at positive and negative AOA, sabot discarding time increases, which is adverse to sabot separation.

CFD; APFSDS; angle of attack; discarding process

2015-06-25

國家自然科學(xué)基金(51175481)資助

張學(xué)偉(1990-),男,山東德州人,碩士研究生,研究方向:武器系統(tǒng)分析和流場仿真分析。

TJ012.3

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