不同攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程影响分析*

张学伟,李 强,高 斌,李 博,王 磊

(中北大学机电工程学院,太原 030051)



不同攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程影响分析*

张学伟,李 强,高 斌,李 博,王 磊

(中北大学机电工程学院,太原 030051)

为了研究攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程的影响,基于CFD的动网格技术和外弹道六自由度方程相结合,采用非结构网格和TVD有限体积格式,对不同攻角时脱壳过程进行数值仿真。得出了分离过程的流场激波云图,不同攻角下弹托质心的位置变化曲线、脱壳时间以及不同分离阶段弹芯表面压力分布曲线。对比分析各参数,得到脱壳弹在正负攻角飞行时,弹托分离时间增加,不利于弹托的分离。

CFD;尾翼稳定脱壳穿甲弹;攻角;脱壳过程

0 引言

尾翼稳定脱壳穿甲弹是一种典型的具有动能大、穿透力强、后效好、精度高和大着角不易碰飞等优点的次口径反装甲弹药[1-3]。脱壳穿甲弹在不同的发射条件下,弹托能否顺利脱离对弹芯飞行稳定性、穿透性、射击精度都产生一定的影响。通过大量的风洞实验研究此问题,不仅成本高,危险大,而且无法测量弹托的变化姿态。因此开展数值模拟研究具有很重要的现实意义。

近些年利用商业软件进行脱壳干扰研究层出不穷,Guillot等[4]利用外弹道方程计算了多种IAT弹托分离的弹道轨迹,与采用实验方式得到的弹道较吻合;黄振贵[5]等人基于外弹道6DOF运动方程,利用动网格技术,对脱壳穿甲弹进行了数值模拟,揭示了弹托分离过程中,片瓣与弹体之间的激波与气流在不同分离阶段的相互作用过程;周强[6]等人基于外弹道6DOF运动方程模拟了弹芯和弹托分离过程的流场变化过程。总结发现,现在人们开始使用6DOF运动方程控制弹托运动进行仿真计算,但不同攻角对脱壳过程影响的计算还不多。文中在前人的研究基础上,分析了不同攻角对脱壳过程的影响。

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欧拉方法描述的三维可压缩守恒的非定常积分方程,使用该方程对计算域内的空间和时间进行离散,方程在三维坐标系下的积分形式如下:

(1)

式中：守恒变量项Q为:

(2)

对流通量矢量项F(Q)在x、y和z轴的分量为:

Fi(Q)=

逆变速度矢量ψ=Ui+Vj+Wk沿x、y和z轴的分量U、V和W定义为:

(3)

此外对于理想气体,压强p为:

(4)

以上各式中Ω为控制体,∂Ω表示控制体单元的边界,dV是体积微元,n是控制体边界外法向单位向量,dS是面积微元;ρ、u、v、w、e分别表示流体的密度、x、y及z轴方向的流体速度和单位体积流体的总内能;xt、yt和zt轴分别为网格沿x、y和z方向的网格速度;对于理想气体比热比γ=1.33。

1.2 六自由度方程

六自由度方程是一个包含动力学和运动学方程的基本数学方程组。

1.2.1 质心运动的动力学方程

(5)

1.2.2 绕质心转动的动力学方程

(6)

1.2.3 质心运动的运动学方程

(7)

1.2.4 绕质心转动的运动学方程

(8)

2 网格划分和边界参数设置

2.1 网格生成的基本思想

网格划分的数量和质量直接影响计算精度和计算过程的收敛性。为了提高计算精度,节约计算成本,需要对复杂结构的网格进行分块分类划分网格。APFSDS的整体模型十分复杂,对网格划分的精度影响很大,在网格划分前需要对模型进行简化处理。简化后的三维模型如图1所示。

图1 简化后的三维模型

2.2 动网格参数设置

由于采用6DOF控制方程描述弹托运动,该计算必须使用网格更新的方法。FLUENT软件中有3种动网格模型,分别是弹簧光顺法、动态层法和局部网格重构法[7]。本仿真中由于网格划分为四面体网格,需要进行网格重构,则采用了弹簧光顺法和局部网格重构法进行网格变形处理。

2.3 边界条件和参数设置

整个计算域为5 m×5 m×5 m的立方体,为了获得更高的计算精度和更清晰的激波形状,该区域对弹芯和弹托附近的网格进行加密处理。整个计算域有3种边界条件,弹芯和弹托物面边界采用绝热无滑移壁面,计算域外流场为压力入口和压力出口边界条件;压力入口设置为不同攻角的来流,其大小为3Ma,同时设置不同的攻角;压力出口设置为大气压。弹托通过6DOF编写的UDF控制其运动。

3 仿真结果与分析

图2为分离过程中弹芯和弹托周围形成的清晰的流场压力云图。整个分离过程大致可以分为3个阶段:分离开始时、分离过程中和分离结束时。分离开始时,由于弹丸刚出膛口,弹丸高速运动弹芯头部可以形成斜激波,同时弹托前腔由于气流壅塞而成脱体激波,弹芯的斜激波向右下方延伸并与弹托的脱体激波相交,形成了复杂的相交波系;分离过程中,由于脱体激波作用使弹托质心位置和欧拉角均发生变化,导致弹托和弹芯间隙增大,脱体激波强度相对减弱,此时对弹芯仍能产生反射激波作用于弹芯杆部,影响其飞行稳定性,并且使得弹芯在该处的压力出现陡增;分离结束时,弹芯的脱体激波基本不会反射到弹芯杆部,弹芯只受弹尖的斜激波和尾翼的激波作用,整个激波场呈现对称性,弹托在流场的作用下继续飞离弹芯。

图2 俯仰平面内流场压力云图

图3为不同攻角整个分离过程不同时刻弹芯表面压力分布曲线图,图中0～20 mm为弹头,20～150 mm为弹芯,150～180 mm为尾翼。从图3(a)可以看出初始分离阶段弹芯和弹托间为强耦合状态,导致气流壅塞和激波多次反射,弹芯表面压力曲线存在3个升高、降低阶段。第一阶段因为弹芯头部在高速飞行时产生斜激波;第二阶段是弹托前腔的脱体激波出现造成的;第三阶段是弹芯的尾翼部阻碍空气气流反射而形成的。不同攻角对比而言,曲线形式完全相同,但攻角不同弹芯表面有所差别,激波强度从负攻角到正攻角依次增大。从图3(b)可以得出:随着弹托与弹芯分离,两者间的横截面积增大,脱体激波强度减弱,同时,脱体激波最大值随着弹托往后移动,这样造成脱体激波反射在弹芯的强度相应的变化,气流通过弹托和弹芯间隙直接作用在弹芯尾翼上造成激波强度相对增强。从图3(c)可以看出弹托和弹芯完全分离,弹托前腔的脱体激波几乎不作用于弹芯表面,此时认为分离结束。

图3 不同攻角整个分离过程不同时刻弹芯表面压力分布曲线图

在俯仰平面(即XY平面)内,以弹体质心为原点,弹托相对弹体初始质心坐标为(97.3,-11.8) mm,假设分离过程中,弹托和弹芯之间的激波不在作用于弹芯表面为初始分离结束点。分离点的弹芯质点位置如表1所示。通过仿真可以得到不同攻角时

表1 不同攻角分离结束点弹托质心位置和分离结束时间

的分离过程持续时间(见表1),从表中可以得出,正负攻角都增加了分离过程的持续时间。这样不利于弹芯的飞行稳定。

通过表1和图4可以得到不同攻角下弹托的飞行轨迹和分离结束点位置,弹托相对弹芯近似呈抛物线状,主要由于弹托欧拉角变化,使受力表面增大,速度从而增大。而Y轴运动曲线近似呈直线,因为气动力作用平面较小,纵向受力主要为重力。

图4 俯仰平面内不同攻角下弹托的质心相对弹体质心瞬时变化曲线

4 结论

文中基于GAMBIT软件中的非结构网格、嵌套技术和CFD的动网格技术及外弹道六自由度UDF方程相结合,采用TVD有限体积格式对次口径尾翼稳定脱壳穿甲弹托在不同攻角受力下的脱壳过程中的流场进行了数值仿真。对各参数进行了对比分析,在0攻角时脱壳分离时间最短为0.8 ms,在+10°时脱壳时间为0.99 ms,在-10°时脱壳时间为0.9 ms。仿真结果得出:脱壳弹在正负攻角飞行时,弹托分离时间增加,不利于弹托的分离。

[1] 赵金库. 小口径尾翼稳定脱壳穿甲弹技术研究 [D]. 南京: 南京理工大学, 2009: 1-2.

[2] 杨启仁, 徐直军. 脱壳动力学 [M]. 4版. 北京: 国防工业出版社, 1996: 2-3.

[3] 武频, 尚伟烈, 赵润祥, 等. APFSDS弹托分离干扰三维流场数值模拟 [J]. 空气动力学学报, 2005, 23(1): 1-4.

[4] GUILLOT M J, KEINECKE W G. A numerical and experimental investigation of sabot separation dynamics [C]∥AlAA 34th AerospceSciences Meeting and Exhibit. Reno, NV: AlAA, 1996: 455.

[5] 黄振贵, 陈志华, 郭玉洁. 尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的三维数值模拟 [J]. 兵工学报, 2014, 35(1): 9-17.

[6] 周强, 李强, 赵君官. 尾翼稳定脱壳穿甲弹初始分离弹道仿真计算 [J]. 弹箭与制导学报, 2014, 34(1): 111-114.

[7] 唐家鹏. FLUENT14.0超级学习手册 [M]. 北京: 人民邮电大学出版社, 2013: 87-88.

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

国家自然科学基金(51175481)资助

张学伟(1990-),男,山东德州人,硕士研究生,研究方向:武器系统分析和流场仿真分析。

TJ012.3

A