优化弹头引信外形增大小口径亚音速弹射程

刘 宣，闻 泉，王雨时，张志彪，唐华山

(1.南京理工大学机械工程学院，江苏 南京 210094；2.湖南兵器建华精密仪器有限公司，湖南 永州 425024)

优化弹头引信外形增大小口径亚音速弹射程

刘 宣1，闻 泉1，王雨时1，张志彪1，唐华山2

(1.南京理工大学机械工程学院，江苏 南京 210094；2.湖南兵器建华精密仪器有限公司，湖南 永州 425024)

针对头部引信外形影响35 mm口径亚音速榴弹弹丸最大射程的问题，提出了优化弹头引信外形，增大小口径亚音速弹射程的方法。该方法是在原弹头引信外形基础上提出了4种引信头部外形优化设计方案，利用FLUENT软件对配用这5种外形的引信弹丸空气阻力特性进行仿真，并利用Origin Lab软件对其阻力系数进行Logistic曲线拟合，最后解算外弹道得到各方案弹丸的最大射程。结果表明，引信头部外形以母线为准抛物线形外形，减阻增大射程效果最为明显(增程约为7.4%)，准球头外形方案也是可选方案(增程约为6.6%)。

引信；外形优化；仿真；阻力特性；外弹道计算

0 引言

射程是武器系统的重要指标之一，对弹丸(包括弹头引信)外形和结构进行减阻综合优化设计可以提高射程[1]。弹丸各部分的外形结构、质量与质量分布设计是否合理，与弹丸弹道性能、气动性能好坏和威力大小等密切相关[2]。文献[3]采用FLUENT软件对处于简易制导状态下的某弹道修正弹在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力特性进行仿真研究，得到该弹道修正弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律。文献[4]通过FLUENT软件对配用头部外形略有变异两种引信的57 mm口径人工增雨防雹弹的弹丸空气阻力特性进行仿真，得到其阻力系数与马赫数的关系曲线，结果表明，这两种引信外形并未引起弹丸外弹道有较大差异。文献[5]应用FLUENT仿真软件初步研究了弹头引信外形对35 mm口径亚音速弹丸气动力特性的影响，得到了头部形状为单一圆台形、组合圆台形和半球形的三种弹丸在不同攻角、不同马赫数下的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心变化规律。研究结果表明存在引信外形影响弹丸最大射程的问题。本文针对此问题，提出了优化弹头引信外形增大小口径亚音速弹射程的方法。

1 引信外形改进方案

合理设计弹丸气动外形对于减小弹丸阻力和提高其稳定性具有重要意义。弹丸头部形状一般分为锥形、圆弧形、抛物线形和杆形等四种。对于亚音速弹丸头部形状，主要在于能保证附面层不分离，故不需要过于锐长，就全弹形而言，以流线形阻力最小[2]；经典外弹道学理论认为：对于弹丸头部形状，从阻力观点来看，以抛物线形母线最有利，而以椭圆形母线最差[6]。文献[7]研究了马赫数(Ma)在0.7～3.0范围内，不同引信头部外形参数对弹丸气动力的影响，结果表明,为减小飞行阻力，在弹丸设计过程中应尽量避免采用具有拐点的母线形状。

某35 mm口径亚音速榴弹弹头部完全是弹头引信，与弹头引信邻接的弹体是圆柱部，因此该弹丸的头部外形完全由其弹头引信所决定。本文以该小口径亚音速榴弹弹丸原始结构设计参数为基础，在保证弹丸全长(L=108 mm)不变的前提下，提出了弹头引信轮廓外形分别为准抛物线形、准球头形、半球形、截锥形的优化设计方案。

原始弹头引信外形，如图1所示。其中H=34.7 mm、D=35 mm、h=27.7 mm、h'=6.6 mm、d1=21 mm、d2=21.6 mm、α1=16°、α2=30°、α3=40°。

图1 原始弹头引信外形Fig.1 Original contour of nose fuze

为寻求外形优化减阻增大射程方案，现提出了4种弹头引信外形方案、如图2所示。各方案外形尺寸所对应数值如表1所列。

图2 4种弹头引信外形方案Fig.2 Four kinds of nose fuze contour

尺寸符号HDR1R2h1Rb工程含义外露部分高度最大直径过渡圆弧半径头部半径过渡圆弧高度头部半径数值347mm35mm175mm4mm62mm12mm尺寸符号βRchγRdd工程含义头锥锥角头部半径过渡圆弧高度头锥锥角过渡圆弧半径头部直径数值26°1735mm45mm54°10mm2mm

2 阻力特性数值模拟

2.1 仿真过程

仿真以配用改进外形引信的弹丸为对象。其中配用原始弹头引信的实体模型如图3所示。将实体模型导入前处理模块ANSYS Workbench，建立弹丸外部计算域，然后划分计算域网格，选用Cutcell网格划分方法[8]，仿真模型如图4所示。

本文所涉及的马赫数和攻角情况都属于定常流动范围。采用相对运动条件模拟弹丸外流场，即假设弹丸静止、来流为理想气体，空气以反向相同速度流动。选择萨兰德定律计算气体粘性，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型[9]。设置边界条件，对来流采用远场边界条件，利用FLUENT 求解器进行迭代求解，通过设置残差辨别收敛情况，并设置阻力系数监视器得到相应马赫数下的阻力系数。

图3 配用原始弹头引信的弹丸实体模型Fig.3 Solid model of original contour of fuze

图4 配用原始弹头引信的弹丸仿真模Fig.4 Simulation model of original contour of fuze

2.2 仿真结果分析

针对图1和图2给出的引信外形，仿真其所配弹丸零攻角阻力系数，结果如表2所列。

表2 5种弹头引信外形弹丸不同马赫数时的零升阻力系数数值Tab.2 Zero lift drag coefficient values offive kinds of nose fuze contour

由表2可知，原始弹头引信外形平均阻力系数基本上是最大的，而抛物线形弹头引信外形的减阻效果基本上是最好的。

文献[2]中介绍，在亚音速段零升阻力系数值Cx0几乎为常数。现仿真得到的5种弹头引信外形弹丸在亚音速段的零升阻力系数值接近常数。另外仿真结果表明，抛物线形弹头引信外形的平均阻力系数值最小，也与经典外弹道学理论一致，说明仿真结果基本可信。

2.3 阻力系数拟合

文献[10]以跨音速段最大值为界，分亚音速段和超音速段两段，以弹丸空气阻力定律为例分别利用Logistic曲线和三次抛物线进行拟合处理，对1943年阻力定律拟合的最大误差只有5.05%。

本文研究的是亚音速弹丸空气阻力特性。利用Origin Lab数据分析软件对上述5种弹头引信外形弹丸的阻力系数进行Logistic曲线拟合。

设亚音速段Logistic曲线解析式为：

拟合得到配用这5种弹头引信外形方案的弹丸对应的Logistic曲线的解析式中的各系数值如表3所列。

表3 Logistic曲线拟合结果Tab.3 Fitting results of logistic curve

3 最大射程计算与引信外形优选

弹头引信外形影响弹丸空气阻力特性，进而影响弹丸射程。将拟合得到的阻力系数函数用于炮兵标准气象条件下的空气质心外弹道数值解算。解算时采用Matlab软件中变步长的ode45算法，最小步长据时间精度调节。本文所述小口径亚音速段榴弹弹丸出厂平均质量m=0.215 kg，初始速度v0=208 m/s，最大射程xmax=1 750 m。计算得到的5种弹头引信外形弹丸最大射程角θ均为39°。以弹丸出厂质量为参考，分别对m=0.18、0.215、0.25 kg时的弹重数据进行相同初速条件下的外弹道计算，得到5种弹头引信外形弹丸最大射程如表4所列。

表4 5种弹头引信外形弹丸最大射程xmaxTab.4 Maximum range offive kinds of nose fuze contour

由表4可知，计算得到的原始外形弹丸最大射程为1 776 m，与试验观测结果(1 750 m)相差1.5%，说明仿真结果可信。与原始外形相比，文中提出的母线为准抛物线形外形、准球头外形、半球外形、截锥外形的设计方案对应的最大射程都有所增大，其中以母线为准抛物线形外形方案增大最为明显(增程约为7.4%)，准球头外形方案也是可选方案(增程约为6.6%)。

4 结论

本文提出了优化弹头引信外形增大小口径亚音速弹射程的方法。该方法在原弹头引信外形基础上提出了4种引信头部外形优化设计方案，并利用FLUENT软件对配用这5种外形的引信弹丸空气阻力特性进行仿真分析。仿真结果表明：与原始外形相比，4种设计方案都有不同程度的减阻增大射程效果，其中以母线为准抛物线形外形减阻增大射程效果最为明显(增程约为7.4%)，准球头外形方案也是可选方案(增程约为6.6%)。

[1]钱林方. 火炮弹道学[M]. 北京：北京理工大学出版社，2009.

[2]浦发，芮筱亭. 外弹道学(修订本)[M]. 北京：国防工业出版社，1989

[3]秦豪，马少杰. 基于FLUENT 的弹道修正弹制导状态气动仿真[J]. 四川兵工学报， 2010，31(7)：30-32.

[4]沈晓军. 57 mm口径人工增雨防雹弹时间引信相关技术研究[D]. 南京：南京理工大学，2013.

[5]王洪超，闻泉，刘治旺，等. 弹头引信外形对小口径亚音速弹气动特性影响[J]. 弹箭与制导学报，2014， 34(6)：113-118.

[6]魏惠之，朱鹤松，汪东晖，等. 弹丸设计理论[M]. 北京：国防工业出版社，1985.

[7]陈新虹，王凡，赵润祥. 不同引信头部外形参数对弹丸气动力的影响[J]. 南京理工大学学报， 2008，32(3)：318-321.

[8]凌桂龙，丁金滨，温正. ANSYS Workbench 13. 0 从入门到精通[M]. 北京：清华大学出版社，2012.

[9]郑健，周长省，鞠玉涛，等. Spalart-Allmaras 湍流模型在弧形翼超音速流场数值模拟中的应用[J]. 重庆工学院学报，2008，22(12) : 34-39.

[10]王雨时. 弹丸战斗部及其破片空气阻力系数的Logistic曲线分段拟合[J]. 弹箭与制导学报， 2006,26(1):242-244.

Optimization of Nose Fuze Contour to Increase Range of Small-caliber Subsonic Grenade

LIU Xuan1，WEN Quan1，WANG Yushi1，ZHANG Zhibiao1,TANG Huashan2

(1.School of Mechanical Engineering，NUST，Nanjing 210094，China;2.Hunan Jianhua Precision Apparatus Co. Ltd， Yongzhou 425024，China)

For the problem of fuze contour affecting the maximum range of a kind of 35 mm caliber subsonic grenade,a method of optimizating of nose fuze contour to increase range of small-caliber subsonic grenade was put forward. Four kinds of head contour optimization design scheme of the nose fuze were put forward on the basis of the contour of the origin nose fuze contour. Air resistance characteristics of the grenades equipped with these five schemes of the nose fuze were studied by using FLUEN. The drag coefficients obtained would be fitted to logistic curve by using Origin Lab. The maximum range of each scheme was obtained by calculating the exterior ballistics. The result shows that nose fuze contour with quasi-parabolic scheme has best effect in reducing drag and increasing range (increasing by about 7.4%) . The quasi-ball shape scheme was also optional(increasing by about 6.6%).

fuze; contour optimization; simulation; resistance characteristics; exterior ballistics calculating

2016-04-10

江苏省自然科学基金青年基金项目资助(BK20140786)

刘宣(1989—)，男，山东济宁人，硕士研究生，研究方向：引信系统分析和机构动力学。E-mail：15564864028@163.com。

TJ431.3

A

1008-1194(2016)06-0031-04