超高速?gòu)椡铓鈩?dòng)熱的數(shù)值模擬*

趙雄飛,吳國(guó)東,王志軍,徐永杰

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原 030051)

超高速?gòu)椡铓鈩?dòng)熱的數(shù)值模擬*

趙雄飛,吳國(guó)東,王志軍,徐永杰

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原 030051)

為準(zhǔn)確預(yù)測(cè)超高聲速?gòu)椡璞砻鏆鈩?dòng)熱及彈體內(nèi)部溫度和裝藥溫度分布,在貼加一層防熱材料的情況下,開展高超聲速流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)的耦合換熱數(shù)值模擬,通過流固耦合交界面實(shí)現(xiàn)不同相間的熱傳遞。計(jì)算得到了各個(gè)時(shí)刻彈丸表面溫度以及彈丸內(nèi)部和裝藥的溫度變化。研究表明,采用流固耦合方法模擬氣動(dòng)熱問題,可以得到較為合理及實(shí)用的彈丸溫度數(shù)據(jù)。

氣動(dòng)熱;流固耦合;熱傳遞

0 引言

為了滿足現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的需要,高超聲速武器以其強(qiáng)突性在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中已是不可缺少的攻擊型和防御武器。例如,在105 mm坦克炮上采用電磁發(fā)射技術(shù),使彈丸的初速達(dá)到2 000 m/s左右,彈丸的頭部將經(jīng)受劇烈的氣動(dòng)加熱問題,因此,氣動(dòng)熱問題是高超聲速?gòu)椡柙O(shè)計(jì)中要考慮的重要問題之一。目前,高超聲速氣動(dòng)加熱問題已經(jīng)成為高超聲速?gòu)椡柙O(shè)計(jì)技術(shù)中的關(guān)鍵技術(shù)之一,而高超聲速?gòu)椡璧臒岘h(huán)境十分復(fù)雜[1]。目前有關(guān)氣動(dòng)加熱的文獻(xiàn)資料大多預(yù)測(cè)彈丸表面氣動(dòng)熱,或在沒有防熱材料的保護(hù)下進(jìn)行的預(yù)測(cè)。通過這種仿真計(jì)算得到的氣動(dòng)熱數(shù)值往往比試驗(yàn)數(shù)值要高很多。這種計(jì)算無法預(yù)測(cè)彈丸內(nèi)部熱環(huán)境情況,也無法得到對(duì)彈丸內(nèi)部裝藥的影響分析。文中通過熱流固耦合[2]對(duì)某典型結(jié)構(gòu)彈丸進(jìn)行了氣動(dòng)加熱的計(jì)算,在貼加防熱材料鎳的情況下對(duì)該彈丸內(nèi)部溫度以及裝藥的傳熱進(jìn)行仿真分析,模擬結(jié)果對(duì)彈丸的外形設(shè)計(jì)以及內(nèi)部裝藥結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具有十分重要的意義。

1 理論基礎(chǔ)

1.1 氣動(dòng)熱簡(jiǎn)介

鈍體高超聲速飛行時(shí),如圖1所示,空氣和彈丸互相摩擦,氣流在彈丸壁面處受滯,在鈍體前會(huì)產(chǎn)生一個(gè)非常強(qiáng)烈的弓形激波[3],氣流動(dòng)能轉(zhuǎn)換成熱能,溫度迅速上升,高溫氣體以對(duì)流和輻射的方式向鈍體表面?zhèn)鳠?彈丸表面溫度迅速升高。

圖1 鈍體繞流示意圖

1.2 流固耦合熱傳導(dǎo)

文中研究的是流動(dòng)換熱和結(jié)構(gòu)傳熱的耦合問題,不同相之間設(shè)置耦合邊界[4]。不同相之間通過壁面進(jìn)行熱傳導(dǎo),需手動(dòng)設(shè)置壁面的材料熱性。

2 計(jì)算說明

2.1 模型建立

文中所討論的是超高速?gòu)椡栾w行過程中彈丸的氣動(dòng)熱以及對(duì)彈丸內(nèi)部裝藥的影響?？紤]到超高速?gòu)椡璎F(xiàn)實(shí)情況中貼加防熱材料,彈丸簡(jiǎn)化模型設(shè)計(jì)如圖2所示。

圖2 超高速?gòu)椡枘Ｐ?/p>

如圖2所示,整個(gè)彈體表面被一層鎳包裹住,鎳層的厚度為1 mm,對(duì)彈進(jìn)行防熱處理,該彈丸前部為鈍頭模型,錐角12°,頭部半徑R=5 mm內(nèi)部填充的是一種如PBX[5]炸藥,這種炸藥在仿真過程中可視為彈塑性固體材料,鎳、彈體、裝藥的材料特性如表1所示。

表1 彈丸模型的材料特性

2.2 計(jì)算方法

全彈網(wǎng)格劃分模型如圖3所示,為了求解彈丸內(nèi)部溫度以及裝藥的熱環(huán)境,也對(duì)彈丸固體區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格劃分,并對(duì)相應(yīng)區(qū)域設(shè)置了材料特性。整個(gè)外層計(jì)算域是一個(gè)高度為2 400 mm、半徑為300 mm的圓柱形,內(nèi)層計(jì)算域高度600 mm、半徑為60 mm的小圓柱。劃分網(wǎng)格時(shí)使用size function功能,整個(gè)計(jì)算域網(wǎng)格數(shù)為247 498。外側(cè)邊界條件為壓力遠(yuǎn)場(chǎng),流體和固體之間以及不同相的固體之間進(jìn)行邊界耦合處理。

圖3 彈丸網(wǎng)格劃分剖面圖

本次仿真使用密度基顯式求解法。模型選擇Spalart-Allmaras模型。流體為空氣,溫度300 K,對(duì)相應(yīng)固體區(qū)域賦予材料特性。不同相之間壁面也進(jìn)行設(shè)置,方便對(duì)流換熱和結(jié)構(gòu)傳熱求解。文中計(jì)算了0°攻角下的超音速氣動(dòng)熱情況。

3 計(jì)算結(jié)果分析

文中對(duì)該彈丸進(jìn)行了5～9Ma的氣動(dòng)模擬(見圖4～圖8)。

圖4 6 Ma下1 s時(shí)刻彈丸的溫度云圖

圖5 6 Ma下4 s時(shí)刻彈丸的溫度云圖

圖6 6 Ma下速度云圖

圖7 8 Ma下4 s時(shí)刻彈丸的溫度云圖

圖8 8 Ma下速度云圖

由圖4～圖8可知,超高聲速?gòu)椡柙诟唏R赫數(shù)下的氣動(dòng)特性,圖4、圖5是彈丸在6Ma下經(jīng)過1 s時(shí)刻和4 s時(shí)刻下的溫度云圖。仿真過程中彈丸和空氣取用的是相對(duì)運(yùn)動(dòng),空氣經(jīng)過彈丸高速摩擦生熱,迅速產(chǎn)生高溫區(qū),通過與彈丸的對(duì)流換熱使彈丸表面溫度升高。

由表2可以看出超高速?gòu)椡柙诟鱾€(gè)時(shí)刻不同馬赫數(shù)下的氣動(dòng)熱情況。文中在彈丸各相之間選取其中駐點(diǎn)作為溫度觀測(cè)點(diǎn),得到彈丸氣動(dòng)熱的最高溫度。由圖9可知,彈丸氣動(dòng)熱隨馬赫數(shù)變化較為明顯,然而,防熱材料的應(yīng)用在氣動(dòng)熱的數(shù)值模擬中不可忽視。仿真結(jié)果顯示,該彈丸的阻力系數(shù)是0.23左右(見圖10)。

圖9 4 s時(shí)刻溫度隨馬赫數(shù)變化曲線圖

圖10 阻力系數(shù)曲線圖

表2 不同馬赫數(shù)下彈丸的氣動(dòng)熱數(shù)值表

4 結(jié)論

文中通過流固耦合計(jì)算得到了超高速?gòu)椡韪咚亠w行時(shí)彈丸表面氣動(dòng)熱、彈丸內(nèi)部以及內(nèi)部裝藥的溫度情況。從實(shí)際出發(fā),在彈丸表面包裹一層防熱材料鎳,仿真得到的氣動(dòng)熱數(shù)值與實(shí)際接近。然而,也存在不足之處,超高速?gòu)椡栾w行過程中發(fā)生燒蝕變形以及存在沖刷,防熱材料經(jīng)沖刷后防熱性能大大減弱。因此尚需要進(jìn)一步探索。

[1] 王杰.高超聲速飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算技術(shù) [D].南京:南京航空航天大學(xué),2011.

[2] 郝繼光,姜毅,劉琦.導(dǎo)彈頭部氣動(dòng)加熱的流固耦合數(shù)值模擬 [J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2006,26(4):230-232.

[3] 李鵬飛,吳碩平.二維圓柱在高超聲速氣流中的耦合傳熱計(jì)算 [J].彈箭與航天運(yùn)載技術(shù),2010(6):34-37.

[4] 夏剛,劉新建,程文科,等.鈍體高超聲速氣動(dòng)加熱與結(jié)構(gòu)熱傳遞耦合的數(shù)值計(jì)算 [J].國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào),2003,25(1):35-39.

[5] 韋興文,周莜雨,王培,等.溫度對(duì)HMX基PBX炸藥熱膨脹系數(shù)和導(dǎo)熱系數(shù)的影響 [J].火炸藥學(xué)報(bào),2012,35(3):33-41.

NumericalSimulationofAerodynamicHeatofHypersonicProjectile

ZHAO Xiongfei,WU Guodong,WANG Zhijun,XU Yongjie

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

In order to accurately predict the exoteric aerodynamic heat and internal temperature of a hypersonic projectile and the charge temperature distribution,a numerical simulation of coupled heat transfer of hyper sonic flow field and structure temperature field was carried out when a layer of thermal protection material was added.The heat transfer between different phases was realized by fluid-solid coupling interface.Projectile surface temperature and the temperature variation of internal projectile and charge at each moment were calculated.The results showed that the fluid-solid coupling method was adopted to simulate the aerodynamic heat for more reasonable and practical projectile temperature data.

aerodynamic heat; fluid-solid coupling; heat transfer

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.026

2016-05-16

中北大學(xué)第十二屆研究生科技立項(xiàng)(20151209)資助

趙雄飛(1991-),男,湖北咸寧人,碩士研究生,研究方向:彈道修正技術(shù)。

TJ430

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