燃气射流对子母弹抛撒动力学特性的影响分析

王金龙,王　浩,黎　超,陶如意

(南京理工大学 能源与动力工程学院,南京 210094)



燃气射流对子母弹抛撒动力学特性的影响分析

王金龙,王浩,黎超,陶如意

(南京理工大学 能源与动力工程学院,南京 210094)

为分析子母弹囊式抛撒过程中气囊破裂后燃气射流对子弹药动力学特性的影响,结合气囊试验测试结果建立了囊式动态抛撒三维动力学模型,对燃气干扰作用下的子母弹分离动力学过程进行了数值模拟,并对不同位置喷口处燃气干扰流场进行了对比分析,揭示了分离过程中燃气射流与来流间的相互干扰作用过程,分析了燃气冲击对子弹抛撒动力学特性的影响。计算结果表明:气囊破裂后燃气射流的冲击对子弹造成的扰动过程约为15 ms,对弹体造成的初始扰动使得弹体分离气动参数呈现很强的非线性特性,其作用效果也因喷口位置的不同而呈现不同的特点。

子母弹;气动分离;燃气干扰;动力学特性;数值模拟

子母弹燃气囊式抛撒技术通过气囊充气膨胀做功驱动子弹药运动,在保证子弹药在低过载下实现平缓加速的同时,因其结构简单、散布均匀被广泛应用于子母战斗部抛撒系统中,具有广泛的应用前景[1]。子母弹开舱抛撒过程包含着复杂的动力学过程,子弹药抛撒速度、分离姿态对子弹后续分离运动特性具有重要影响。而在子母弹开舱抛撒分离初期,气囊膨胀达到材料最大结构强度破裂后,高压燃气通过喷口流出作用于弹体表面,并在来流的干扰下形成复杂的干扰流场,对子弹后续分离姿态的形成与发展具有较大的影响。因此,分析其射流干扰流场结构,探讨高压燃气的冲击对子弹运动特性的影响,对于准确预测子弹药分离轨迹及姿态具有重要的意义。

随着数值算法及计算流体力学的发展,目前国内外对于子母弹囊式抛撒多体分离问题研究[2]已经取得了长足的进步,并开展了一系列风洞试验及数值计算工作[3]。文献[4]通过对燃气囊式抛撒过程建模及仿真,建立了子母弹抛撒过程数理模型,描述了子母弹囊式抛撒内弹道过程并与试验结果进行了对比分析。文献[5]基于囊式抛撒方案,对子母弹分离流场特性进行了研究,获得了干扰流场结构并对其流动机理进行了深入探讨。从国内外公开发行文献来看,目前针对子母弹囊式抛撒过程的研究工作多集中于囊式抛撒内弹道过程及母弹开舱后子弹气动分离过程[6-7],计算过程中忽略了子弹脱离气囊瞬间气囊破损后高压燃气对弹体的冲击效应,而在气动分离过程中同样忽略了燃气干扰对于分离流场结构的形成及其对子弹分离运动特性的影响。

为此,本文结合子母弹囊式抛撒试验研究,基于UDF(user defined function)自定义函数编译并求解6DOF(degrees of freedom)气动力耦合计算程序,建立了子母弹囊式抛撒三维动力学模型,对Ma=0.8飞行条件下子母弹囊式抛撒分离动态过程进行了数值计算,考虑并分析了高压燃气对子弹分离特性的影响,获得了分离过程中燃气干扰流场结构变化规律,并对比分析了不同破裂位置处高压燃气的冲击对子弹运动特性的影响,研究结果可为子母弹囊式抛撒机构设计及子弹分离相关问题提供参考。

1　数值计算模型

1.1控制方程及计算方法

ALE有限体积法描述下的三维非定常可压缩N-S方程的积分形式表达式如下:

(1)

式中:Ω为控制体体积,∂Ω为控制体边界,n为控制体边界外法向单位向量,守恒变量Q及对流项分别为

Q=(ρρuρvρwρe)T,

式中:ρ,p,e分别为控制体内流体密度、压强及比内能;u,v,w分别为速度在3个方向上的分量;nx,ny,nz分别为外法向单位向量的3个分量;ug,vg,wg分别为3个方向上的网格移动速度,τij表示作用在垂直于i轴平面上的j方向的应力。

对上述控制方程,基于有限体积法进行空间离散,时间项采用隐式向后差分格式,对流项采用具有较高精度被广泛使用的迎风格式中二阶隐式AUSM格式,对于湍流的计算则采用Realizablek-ε双方程湍流模型,此模型对于不同雷诺数下边界层流动和分离流动等均有较好的适应性。湍流粘性系数由湍动能k和湍流耗散率ε求得,关于k和ε的输运方程详见文献[8]。

为了实现弹体动边界的运动,结合动网格技术,通过耦合求解6DOF刚体动力学方程及流体控制方程来实现动区域流场在每个时间步内的更新,描述刚体动力学基本方程的矢量表达式为

(2)

(3)

式中:m为弹体质量,v为速度矢量,L为弹体相对于质心的动量矩,M为作用于弹体上的外力对质心的力矩。采用Runge-Kutta法求解方程组,依据弹体所受气动力即可得到弹体在惯性坐标系下的质心加速度和速度,进而求得惯性系下子弹质心位移:sn+1=sn+vn+1Δt。

体坐标系中弹体的质心角运动动力学方程为

(4)式中:I为弹体惯性张量;Mb,MG分别为弹体在体坐标系及惯性坐标系下所受力矩;ωb为弹体在体坐标系下转动角速度;R为惯性坐标系与体坐标系间转换矩阵。刚体质心位移在惯性坐标系下描述,角运动则在体坐标系下描述,通过补充Euler运动方程,将角速度转换至惯性坐标系即可获得刚体姿态变化。

1.2计算模型及边界条件

当气囊膨胀达到最大行程时,子弹抛出气囊产生破裂现象,此时囊内压力远远大于外界压力,气囊始终保持充盈状态;而当囊内压力持续下降达到并低于外界压力导致气囊产生变形时,子弹与母弹分离间隔已经较大,此时气囊变形导致的气动变化对于弹体运动而言已经可以忽略不计。因此计算过程中将气囊作简化处理,即假设气囊膨胀后为固体壁面边界条件,认为气囊内充满高压气体,随着气囊破裂后囊内燃气通过喷口逐步排出,其囊内压力逐渐下降。忽略气囊破裂泄压后造成的气囊变形情况,囊内初始压力取气囊设计最大耐压值pmax=3.5MPa。根据试验结果统计情况,分别确定气囊破裂喷口的尺寸、形状及位置,依据以往多次试验统计结果,现分别对图1所示3种典型破裂喷口位置及形状下流场进行数值模拟,喷口位置分别包含气囊中心及顶部边缘处的条形长喷口及侧边短喷口。

图1　气囊测试试验结果

图2为子母弹单舱单囊式抛撒计算模型,母弹弹舱内装配4枚子弹药,配备4枚气囊装配于弹槽空腔中,气囊中心贴于子弹质心处。其中气囊尺寸为340mm×150mm,气囊最大膨胀高度为110mm,气囊顶部喷口尺寸为200mm×10mm,中心喷口尺寸为140mm×10mm,侧边短喷口尺寸为60mm×10mm,子弹质量m=28kg,弹体质心位置距尾部d=246.8mm。为分析不同破裂位置对子弹分离特性的影响,兼顾缩短计算时间提高计算效率,取整个模型的1/4作为计算区域,同时对弹体表面及气囊表面区域进行网格加密处理,气囊与子弹间隔10mm以生成初始计算网格,外流场区域整体采用四面体非结构网格划分,网格数量约为200万。为了提高求解精度,在保证距壁面距离的无量纲量y+≤1的情况下,在子弹表面区域生成棱柱型边界层贴体网格,计算过程中网格随子弹同时运动,防止弹体动区域附近网格重构过程中畸变率较大造成数值发散,如图3、图4所示。

图2　子母弹模型

图3　弹体表面网格分布图

图4　局部网格放大图

物面边界采用绝热壁面,其中母弹为静止固壁,子弹为移动固壁。来流边界取自由来流,出流边界采用场内外推处理。流场初始参数为:p=101 325Pa,T=300K,来流马赫数Ma=0.8,子弹初始抛速v0=16m/s,初始角速度ω0=-3.489rad/s,囊内初始压力p0=3.5MPa。

2　数值计算结果及分析

2.1流场结构分析

图5～图7分别为气囊中心喷口、顶部边缘喷口及侧边喷口剖面处速度分布云图及流线图。由计算结果可以看出,当气囊喷口处燃气射流进入流场与自由来流产生干扰时,来流在气囊喷口上游受到高压燃气的阻碍作用,使得子母弹分离流场发生剧烈变化。分离初期,来流逐渐进入弹槽空腔并受到燃气阻碍,由于此时子弹与母弹间距较小,弹体间出现壅塞现象,并在喷口上游及弹肩空腔中产生涡流,部分燃气绕过弹体向后发展产生壁面绕流现象。随着弹体的分离,在来流的干扰下燃气射流逐步向下游发展并在喷口上方形成一道类似弓形流动边界层,并在子弹尾部诱导出漩涡流动。整个分离过程中,来流及燃气射流之间的相互干扰将对弹体的气动力及气动力矩产生影响。

图5　中心喷口处X-Y剖面速度分布云图及流线图

图6　顶端喷口处X-Y剖面速度分布云图及流线图

图7　侧喷口处Y-Z剖面速度分布云图

通过对比3种不同喷口结构下分离流场可以看出,不同的喷口位置导致分离流场结构差异性较大。在中心喷口条件下燃气对弹体的作用面积最大,其对弹体的冲击效应也最为明显,为弹体的俯仰运动提供了额外的力矩。顶部喷口下燃气虽对弹体造成一定的冲击,但其作用效果及面积并不显著。而在侧喷口下燃气干扰使得弹体两端压力场产生差异,对弹体偏航力产生一定影响。综合对比可以看出,燃气干扰对弹体造成的初始扰动作用时间较短,在来流的干扰下随着子弹位移的增加,其对子弹的作用区域不断向弹体尾部移动,10ms之后燃气射流对弹体运动的干扰影响将逐渐减弱。

图8为分离过程中囊内平均压力变化曲线。由计算结果可以看出:中心喷口处30ms后囊内压力曲线已趋于平缓,其压力值已接近囊外流场压力;而顶部喷口及侧喷口处囊内压力值因喷口位置及喷口尺寸的不同其下降幅度并不一致。结合图5～图7可以看出,整个分离过程中燃气的冲击对子弹造成的扰动主要在初始阶段,虽然气囊整个泄压持续时间约为30ms,但对于弹体产生干扰的阶段约为15ms。

图8　囊内平均压力变化曲线

2.2动力学特性分析

图9、图10分别为不同分离条件下子弹升力系数Cl、阻力系数Cd变化曲线,来流和燃气射流间不断产生的相交干扰及子弹自身角速度的存在,导致不同时刻弹体姿态不断变化,使得分离初期子弹升力系数、阻力系数随时间不断产生振荡,同时燃气对弹体表面的不断作用使得子弹升力系数、阻力系数整体上高于无干扰状态。结合图5可以看出,相对于其他2个位置喷口,由于中心喷口处燃气射流对弹体表面作用面积较大,燃气的冲击为子弹的俯仰运动提供了额外的力矩,因而在分离初期造成弹体升力系数相对于顶部喷口及侧喷口情况下较大。

图10　弹体升力系数变化曲线

而在侧喷口情况下,燃气的干扰主要造成弹体两侧压力场分布不均,即主要产生偏航力Fz,使得弹体在分离初期偏航力增加,如图11所示。但其在短期内造成的速度增量相对于周向子弹抛撒速度已可以忽略不计,因而不会导致弹体间发射碰撞现象。同时弹体在自身重力的影响下形成分离初期升力系数下降现象,但随着弹体的逐渐分离,其作用效果也逐渐减弱。由计算结果可以看出,虽然燃气射流干扰使得分离初期子弹气动特性产生剧烈变化,但其作用时间较短,约15ms后弹体升力系数、阻力系数已逐渐趋于稳定。

图11　弹体偏航力变化曲线

图12、图13分别为不同状态下子弹沿X轴、Y轴方向相对速度vx,vy变化曲线。结合图5～图7可以看出,分离前期来流与燃气间的相互干扰导致子弹与母弹空腔中出现壅塞现象,部分流体绕过弹体表面向后发展使得弹体阻力增加,因而在燃气干扰下子弹沿X轴方向速度较无干扰状态下高。而由于燃气对弹体作用时间较短,不同喷口结构下子弹沿X轴方向速度值差异性较小。燃气干扰的作用效果同样体现在子弹沿Y轴方向速度变化曲线中,由于燃气的作用为弹体提供了额外的升力,但由于燃气作用效果不足以克服其自身重力的影响因而呈逐步减小趋势,但其速度大小整体上高于无燃气干扰状态。

图12　X方向相对速度变化曲线

图14为各状态下子弹角速度ω随时间变化曲线,通过各曲线间对比可以看出,在无干扰状态下由于子弹自身角速度的存在,在分离运动过程中弹体头部上表面受到来流的压缩作用,为子弹的运动提供了绕Z轴正方向俯仰力矩使得其角速度逐渐上升,使子弹分离攻角逐渐减小,与实际情况相符。而在燃气干扰状态下,由于气囊破裂后火药燃气作用于弹体下表面,为子弹的俯仰运动提供了绕Z轴负方向的额外力矩,使弹体分离攻角逐渐增加,角速度进一步降低。对比3种喷口结构下角速度变化曲线,可以看出燃气干扰对于弹体分离角速度变化的作用效果也不尽相同,导致分离过程中的弹体角加速度大小不同,这是由气囊不同喷口位置燃气对弹体表面作用力及作用时间不一致所导致。

图13　Y方向相对速度变化曲线

图14　角速度变化曲线

3　结论

本文基于有限体积法,通过编译6DOF气动力耦合求解程序,建立了子母弹囊式抛撒动力学计算模型,对Ma=0.8飞行条件下子母弹囊式抛撒燃气干扰流场进行了数值模拟,考虑并分析了不同喷口结构下燃气干扰对弹体分离动力学特性的影响,研究结果表明:

①在分离初期,来流及火药燃气间的相交干扰在弹体空腔间造成壅塞现象,并在气囊喷口上游、母弹弹肩及子弹尾部形成涡流及弓形流动边界层,增加了流场结构的复杂性。其造成的初始扰动作用时间在本文计算工况下约为15ms,随着弹体位移的增加以及来流的干扰作用,其气动干扰逐步减弱。

②气囊喷口位置的不同使得弹体分离干扰流场结构及运动特性呈现出不同的特点。在中心喷口及顶部喷口条件下,燃气的冲击为弹体的俯仰运动提供了额外的力矩,使得分离初期弹体气动系数出现短暂增加,而侧喷口下燃气干扰则主要为弹体提供了一定的偏航力,但其作用效果并不显著。

③燃气的冲击使得子弹运动表现出很强的非线性动力学特性,造成分离初期子弹气动特性不断发生变化,燃气干扰作用时间虽短,但其对子弹造成的角加速度及分离速度的改变将对子弹后续分离姿态及落点散布造成影响,在子母弹抛撒方案设计中应引起重视。

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Analysis on Dynamic Characteristics of Jet Flow During the Separation of Cluster Munition

WANG Jin-long,WANG Hao,LI Chao,TAO Ru-yi

(School of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Sience & Technology,Nanjing 210094,China)

In order to analyze the effect of jet interaction on the dynamic characteristics during the gasbag separation of cluster munition,the three-dimensional dynamic model was built,and the flow field of the cluster munition under the action of combustion gas interference was simulated in the different places of the gasbag based on the statistical results of gasbag experiments.The interaction process of separation between the gas jet and the flow was reveled,and the effect of the jet flow on the dynamic characteristics of the bullets was analyzed.Numerical simulation results show that the action process for the bullets is about 15 ms caused by the initial jet flow disturbance,and the parameters of the aerodynamic separation show intensive nolinear characteristics.The effect of the gas interference on the bullets is different because of the location of jet.

cluster munition;aerodynamic separation;combustion gas interference;dynamic characteristics;numerical simulation

2015-09-08

江苏省博士研究生科研创新培养基金项目(cxzz12_0216)

王金龙(1989- ),男,博士研究生,研究方向为流体力学。E-mail:wxj891231@163.com。

V221.3

A

1004-499X(2016)01-0001-07