李 真,趙保全,陳 文,李文超,董玉立,熊 偉
(重慶紅宇精密工業(yè)有限責(zé)任公司, 重慶 402760)
為提高炮彈彈丸的穩(wěn)定性,一般在彈丸尾部加尾翼,使得全彈的壓心在質(zhì)心之后,滿足一定的靜穩(wěn)定度要求。尾翼彈常采用低速旋轉(zhuǎn)的方法來減少某些不對(duì)稱性干擾因素引起的散布,如外形不對(duì)稱而造成的氣動(dòng)偏心,內(nèi)部結(jié)構(gòu)不對(duì)稱造成的質(zhì)量偏心,以及火箭增程彈推力產(chǎn)生的偏心等[1]。賦予尾翼旋轉(zhuǎn)的方法除了采用微旋彈帶外,目前大多采用斜置尾翼和斜切尾翼面方法。所謂斜置尾翼是將尾翼平面與彈軸成一傾斜角,文中介紹了如何采用ANSYS-FLUENT軟件多重參考系MRF模型對(duì)旋轉(zhuǎn)彈丸的尾翼斜置角進(jìn)行仿真設(shè)計(jì)。
為了使問題簡(jiǎn)化,仍將尾翼視為直置的,氣流以一定的偏斜角β吹在尾翼上,產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩作用彈丸上,如圖1所示。翼片上任一微面dsw上的升力導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩為:
(1)
式中:b為微面寬度,r為微面距彈丸軸線的半徑坐標(biāo)。對(duì)整個(gè)翼面積分,求出氣流對(duì)彈丸的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩:
(2)
(3)
由于微面dsw的切向速度分量為ωx·r,與來流速度v合成后,偏角δ可近似寫為:
(4)
將式(4)代入式(3),并進(jìn)行積分,則
(5)
式中:rj為翼片面相對(duì)于彈軸的二次矩半徑。
圖1 斜置尾翼的尺寸參數(shù)示意
計(jì)算模型為如圖2所示的尾翼彈丸,其外形為彈身+6片尾翼,全彈長(zhǎng)415 mm、彈徑80 mm,尾翼全展長(zhǎng)220 mm,單片翼片尺寸為99 mm×20 mm×2.5 mm,后掠角45°。彈丸飛行速度200 m/s,指標(biāo)要求彈丸右旋(從彈尾看)轉(zhuǎn)速平衡在1 000 r/min,因此需要斜置尾翼或斜切尾翼提供滾轉(zhuǎn)的主動(dòng)力矩來平衡阻尼力矩。因翼片厚度較薄,斜切困難,所以采用斜置尾翼的方法。尾翼斜置角的大小決定平衡轉(zhuǎn)速大小,因此斜置角大小設(shè)計(jì)是需要關(guān)注的重點(diǎn)。
圖2 計(jì)算模型圖(單位:mm)
在建模時(shí)先預(yù)設(shè)一個(gè)尾翼斜置角,假如預(yù)設(shè)角度為1°,以1°的計(jì)算結(jié)果為基礎(chǔ),再進(jìn)行調(diào)整。用三維設(shè)計(jì)軟件建立三維模型,計(jì)算坐標(biāo)系的原點(diǎn)取在彈丸頭部頂點(diǎn),X軸為彈體縱軸,方向從彈頭部指向彈尾,Y在彈丸縱對(duì)稱面內(nèi),垂直X軸指向向上,Z軸由右手定則確定。三維模型建立完成后,在ANSYS前處理軟件DM里建立空氣域。因采用多重參考系MRF模型[2],空氣域劃分為旋轉(zhuǎn)部分swirl和靜止部分stationary,旋轉(zhuǎn)部分包裹彈丸,靜止部分包裹旋轉(zhuǎn)部分,見圖3。定義邊界面,彈體表面為wall,旋轉(zhuǎn)部分和靜止部分的交界面分別命名為interface1和interface2,空氣域外邊界為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)命名為pressure-far-field。對(duì)建好的空氣域進(jìn)行網(wǎng)格劃分,為提高計(jì)算精度,彈體表面網(wǎng)格加密并劃有邊界層,計(jì)算網(wǎng)格見圖4。
圖3 空氣域劃分
尾翼斜置角仿真設(shè)計(jì)的主要步驟如下:
1)預(yù)設(shè)1°斜置角靜止?fàn)顟B(tài)的計(jì)算;
2)預(yù)設(shè)1°斜置角旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的計(jì)算;
3)根據(jù)1°斜置角的計(jì)算結(jié)果得出所需斜置角大?。?/p>
4)所需斜置角模型旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的計(jì)算;
5)判斷滾轉(zhuǎn)力矩和阻尼力矩是否平衡,如不平衡進(jìn)行微調(diào),再計(jì)算旋轉(zhuǎn)狀態(tài),直至力矩平衡,得到最終斜置角大小。
(6)
計(jì)算參數(shù)設(shè)置如下:
1)設(shè)置流體材料為理想空氣,空氣粘度采用適合可壓縮流動(dòng)的Sutherland定律。
2)設(shè)置旋轉(zhuǎn)域swirl為Frame Motion,在Reference Frame中設(shè)置轉(zhuǎn)軸為X軸,靜止?fàn)顟B(tài)轉(zhuǎn)速值為0;因彈丸平衡轉(zhuǎn)速為右旋1 000 r/min,所以旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的轉(zhuǎn)速設(shè)置為ωx=-104.72 rad/s。
3)彈丸表面設(shè)為無滑移邊界條件wall,空氣域外邊界設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)pressure-far-field,來流速度為200 m/s。
4)定義交界面,在Mesh Interfaces中創(chuàng)建名稱為Temp的交界面,在Interface zone 1下選interface 1,在Interface zone 2下選interface 2,F(xiàn)LUENT自動(dòng)對(duì)交界面兩側(cè)的數(shù)據(jù)進(jìn)行插值傳遞[2]。
5)空間離散化設(shè)置:采用基于節(jié)點(diǎn)的高斯克林壓力梯度來計(jì)算控制方程的導(dǎo)數(shù)項(xiàng),流動(dòng)項(xiàng)和湍流粘度修正項(xiàng)離散格式均采用二階迎風(fēng)格式。
6)計(jì)算的參考長(zhǎng)度為彈長(zhǎng),參考面積為彈身最大橫截面積。
7)連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程和湍流模型方程的收斂精度設(shè)置為小于0.000 01。
表1 預(yù)設(shè)1°斜置角的計(jì)算結(jié)果
表2 斜置角2.24°的計(jì)算結(jié)果(右旋 ωx=-104.72 rad/s)
尾翼斜置角β=2.24°、彈丸右旋轉(zhuǎn)速ωx=-104.72 rad/s、速度v=200 m/s時(shí),彈丸周圍流場(chǎng)速度線如圖5。由于采用多重參考系MRF模型,氣流相對(duì)彈體繞X軸旋轉(zhuǎn),形成了旋渦流動(dòng),又因轉(zhuǎn)速一定,屬于定常流動(dòng),渦線不隨時(shí)間變化,見圖5(a)和圖5(b)。在彈丸底部形成了一個(gè)空氣較稀薄的區(qū)域,產(chǎn)生了負(fù)壓區(qū),從而形成了尾渦,見圖5(c)。
在彈丸尾翼處做了兩個(gè)典型截面用來分析尾翼周圍的流場(chǎng)特性,兩截面的位置分別在X=450 mm和X=475 mm處,其壓力云圖和速度矢量圖見圖6和圖7。由于氣流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng),6片尾翼對(duì)氣流起到阻擋作用,并且6片尾翼附近的流場(chǎng)會(huì)相互干擾,所以形成了圖6所示的壓力分布區(qū),最大壓力為1.33×105Pa。因沿X軸方向有200 m/s的來流速度和繞X軸有ωx=-104.72 rad/s的轉(zhuǎn)速,二者的耦合作用使得典型截面處的速度矢量圖未能明顯表現(xiàn)出旋轉(zhuǎn)效應(yīng),見圖7(a)和圖7(b)。
圖5 彈丸流場(chǎng)速度線圖
圖6 彈丸尾翼處截面壓力云圖
圖7 彈丸尾翼處截面速度矢量圖
通過對(duì)旋轉(zhuǎn)彈丸尾翼斜置角的仿真設(shè)計(jì),可得出以下結(jié)論及建議:
1)采用AYSYS-FLUENT多重參考系MRF模型設(shè)計(jì)尾翼斜置角方法合理可行,其計(jì)算精度依賴于軟件的計(jì)算精度。
2)下一步將用試驗(yàn)結(jié)果來校核尾翼斜置角的仿真設(shè)計(jì)結(jié)果,根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果修正計(jì)算方法及精度。
3)建議將此方法推廣用于研究旋轉(zhuǎn)彈丸的氣動(dòng)特性及獲得滾轉(zhuǎn)參數(shù)。