翼形參數(shù)對(duì)某彈道修正迫彈氣動(dòng)特性的影響

沈皓敏,楊新民

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,江蘇 南京 210094)

翼形參數(shù)對(duì)某彈道修正迫彈氣動(dòng)特性的影響

沈皓敏,楊新民

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,江蘇 南京 210094)

為研究不同翼形幾何參數(shù)對(duì)某彈道修正迫彈流場(chǎng)特性和氣動(dòng)特性的影響,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,對(duì)不同翼形結(jié)構(gòu)的彈丸流場(chǎng)進(jìn)行模擬,得到了不同翼形幾何參數(shù)下的彈丸在平衡攻角時(shí)的升力系數(shù)和穩(wěn)定儲(chǔ)備量。仿真結(jié)果表明:翼型彎度越大,升力系數(shù)越大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量呈先增加后減小的趨勢(shì);頭部舵翼的安裝位置不宜過于靠后;舵翼展長(zhǎng)越大,升力系數(shù)越大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量越小;尾翼根弦長(zhǎng)度越大,升力系數(shù)越大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量先增加后減小。

彈道修正;翼形幾何參數(shù);流場(chǎng)仿真;升力系數(shù);穩(wěn)定儲(chǔ)備量

Abstract:To investigate the effect of airfoil geometry parameters on flow field characteristics and aerodynamic characteristics of trajectory correction mortar projectile,the 3-dimensional N-S equations and S-A(Spalart-Allmaras) turbulence model were used to simulate the flow field of projectiles with different airfoil geometry parameters.The lift coefficient at the balanced attack angle and margin of stability were obtained.The results show that the greater the canard camber,the more the lift coefficient,and the margin of stability increases first and then decreases.The installation location of canard should not be too far back.The greater the canard wingspan,the more the lift coefficient and the less the margin of stability.The greater the tail root chord length,the more the lift coefficient,and the margin of stability increases first and then decreases.

Keywords:trajectory correction;airfoil geometry parameter;simulation of flow field;lift coefficient;margin of stability

針對(duì)傳統(tǒng)無控彈箭成本低的優(yōu)點(diǎn)及打擊精度不夠的缺點(diǎn),制導(dǎo)彈箭提供了一個(gè)綜合的解決方案。彈道修正彈作為一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、造價(jià)低廉且具有一定打擊精度的制導(dǎo)彈箭成為近年來研究的熱點(diǎn)[1]。目前,彈道修正彈主要包括一維彈道修正彈和二維彈道修正彈。一維彈道修正彈是利用阻力修正原理進(jìn)行縱向距離修正以提高縱向密集度的一種彈藥,通常采用底排減阻或阻力器等方式實(shí)現(xiàn)在縱向上的修正[2]。二維彈道修正彈則是要實(shí)現(xiàn)縱向和橫向2個(gè)方向修正的彈藥,通常采用基于直接力的修正控制方式,或者基于氣動(dòng)力的修正控制方式[3]。基于直接力的修正控制方式是在彈丸質(zhì)心附近沿彈體周向布置微型脈沖發(fā)動(dòng)機(jī),利用脈沖推力矢量進(jìn)行控制[4]?；跉鈩?dòng)力的修正控制方式多采用的是美國ATK公司提出的PGK技術(shù)[5],通過為炮彈在彈頭部安裝2對(duì)固定翼片,加裝低成本的GPS制導(dǎo)與導(dǎo)航系統(tǒng),將尋的導(dǎo)引、測(cè)量控制、伺服結(jié)構(gòu)和引信啟爆等全部系統(tǒng)集成在引信體積大小之內(nèi),對(duì)傳統(tǒng)無控炮彈不做改動(dòng)、或做少許改動(dòng)。用PGK更換傳統(tǒng)引信即可將傳統(tǒng)彈箭轉(zhuǎn)變成為一枚精確制導(dǎo)彈藥。因此,PGK技術(shù)具有顯著的經(jīng)濟(jì)效益、廣闊的應(yīng)用前景以及很好的移植性。

Jermey C等[6]在1979年利用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法對(duì)安裝了鴨舵的105 mm彈丸進(jìn)行吹風(fēng)實(shí)驗(yàn),證明鴨舵可以有效地操縱彈丸實(shí)現(xiàn)彈道修正。Sahu J等[7]利用CFD/RBD/FSC耦合計(jì)算方法對(duì)鴨舵式布局彈道修正彈在亞跨音速階段的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能進(jìn)行了研究,為鴨舵式布局彈道修正彈的研究提供了參考依據(jù)。Je S等[8]利用CFD技術(shù)對(duì)彈丸在不同工況下的流場(chǎng)進(jìn)行了仿真,獲取了彈丸氣動(dòng)力系數(shù),并分析了彈丸的旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定性,結(jié)果表明,彈丸能夠?qū)崿F(xiàn)較大的橫向修正。國內(nèi)劉承恩等[9],利用空氣動(dòng)力學(xué)仿真軟件對(duì)鴨舵修正引信氣動(dòng)特性進(jìn)行了仿真,證明了鴨舵對(duì)彈丸的航向具有良好的修正效果。吳萍等[10]利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法,模擬了二維彈道修正彈的氣動(dòng)特性,為彈道設(shè)計(jì)和研究提供了參考依據(jù)。

國內(nèi)外在鴨舵式二維彈道修正彈的氣動(dòng)數(shù)值模擬仿真和實(shí)驗(yàn)方面已經(jīng)做了大量的研究工作,但翼形的幾何參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響效果研究仍有待進(jìn)一步探究。本文利用數(shù)值模擬技術(shù),研究了二維彈道修正迫彈的繞流流場(chǎng),分析了不同的翼形幾何參數(shù)對(duì)彈丸的空氣動(dòng)力系數(shù)、空氣動(dòng)力矩系數(shù)和穩(wěn)定儲(chǔ)備量的影響及其內(nèi)在機(jī)理,為后續(xù)研究與探索提供了一定的參考依據(jù)。

1 數(shù)值方法

本文針對(duì)圖1所示的二維彈道修正迫彈進(jìn)行研究。以三維N-S方程為基礎(chǔ),運(yùn)用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù),采用Spalart-Allmaras湍流模型,研究了該彈丸的流場(chǎng)特性。

圖1 某二維彈道修正迫彈示意圖

1.1 控制方程

采用積分形式的質(zhì)量守恒方程、動(dòng)量守恒方程以及能量守恒方程[11]。

流場(chǎng)的控制方程如下:

式中:Ω為控制體體積;S=?Ω為控制體表面積;ρ,v分別為控制體內(nèi)流體的密度和速度矢量;n為控制體表面外法向單位向量;F為外力;τ*=-pI+τ,p為壓力,I為單位張量,τ為黏性應(yīng)力張量;E為總能;q為熱通量。

1.2 湍流模型

采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型。該模型只求解一個(gè)有關(guān)渦粘性的輸運(yùn)方程,計(jì)算量較小,能很好地預(yù)測(cè)有逆壓梯度的邊界層問題,適用于具有壁面限制的流動(dòng)問題,如飛行器、翼型繞流等。

1.3 計(jì)算外形及條件

為探究翼型幾何參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響,選取了如下設(shè)計(jì)變量:

①翼型彎度。采用NACA四位數(shù)翼型2608,3608,4608,5608。NACA四位數(shù)翼型的表達(dá)方式是,第1位代表翼型的彎度,即中弧線最高點(diǎn)的高度,是弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù);第2位代表中弧線最高點(diǎn)的弦向位置,是弦長(zhǎng)的十分?jǐn)?shù);最后兩位代表翼型的厚度,是弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù)[12]。例如NACA2608是一個(gè)彎度為2%,中弧線最高點(diǎn)在60%處,厚度為8%的翼型。圖2從上至下所示即為NACA2608、NACA3608、 NACA4608 、NACA5608的示意圖,可以看出翼型彎度越來越大。

②頭部舵翼安裝位置。頭部舵翼安裝位置包含2個(gè)變量,舵翼根弦長(zhǎng)中點(diǎn)距頭部原點(diǎn)的距離和舵翼梢弦長(zhǎng)中點(diǎn)距頭部原點(diǎn)的距離。初步設(shè)計(jì)位置定在舵翼翼根中點(diǎn)距頭部距離115 mm,舵翼翼梢中點(diǎn)距頭部距離120 mm,而后分別僅翼根位置后移5 mm、僅翼梢位置后移5 mm和翼根翼梢均后移5 mm。

③頭部舵翼展長(zhǎng)。頭部舵翼展長(zhǎng)為左右舵翼翼端之間垂直于彈體縱向?qū)ΨQ面的距離,分別設(shè)定為92 mm,95 mm,100 mm。

④尾翼根弦長(zhǎng)。尾翼根弦長(zhǎng)為尾翼前緣與后緣連線的長(zhǎng)度,分別設(shè)定為85 mm,90 mm,95 mm。

1.4 計(jì)算網(wǎng)格及邊界條件

計(jì)算區(qū)域設(shè)定為一個(gè)圓柱體,該圓柱體直徑為彈徑20倍,長(zhǎng)度為彈長(zhǎng)10倍,圓柱體幾何中心取在彈體頭部頂點(diǎn)處。為了準(zhǔn)確捕捉舵翼及尾翼對(duì)彈丸氣動(dòng)特性的影響,保留了彈丸外形的細(xì)節(jié)特征,故很難剖分結(jié)構(gòu)化的計(jì)算網(wǎng)格。整體采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方式,在舵翼、尾翼及彈體表面流動(dòng)劇烈變化的地方進(jìn)行網(wǎng)格加密處理,最終網(wǎng)格數(shù)量確定為350萬,可以很好地仿真彈丸流場(chǎng)。流場(chǎng)區(qū)域及彈丸表面網(wǎng)格如圖3所示。圖3(a)為計(jì)算域表面的網(wǎng)格示意圖,圖3(b)和圖3(c)分別為彈頭及尾翼的局部網(wǎng)格。

邊界條件:彈體表面采用無滑移壁面邊界條件,外流場(chǎng)邊界采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 數(shù)值驗(yàn)證

為了驗(yàn)證所選計(jì)算模型和計(jì)算方法的正確性,基于本文所用模型和數(shù)值方法分析了某彈的流場(chǎng),如表1所示,對(duì)比了該彈在來流馬赫數(shù)為0.8、攻角為6°的工況時(shí)的計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果[13]。

如表1所示,在該工況下阻力系數(shù)Cd的計(jì)算誤差為8.9%,升力系數(shù)Cl的計(jì)算誤差為7.9%,俯仰力矩系數(shù)Mz的計(jì)算誤差為3.8%,均在可接受誤差范圍內(nèi),計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。因此,本文所選用的模型和計(jì)算方法能可靠地仿真類似型號(hào)迫彈的流場(chǎng)特性。

表1 氣動(dòng)參數(shù)實(shí)驗(yàn)值與計(jì)算值對(duì)比

2.2 流場(chǎng)分析

利用ANSYS FLUENT軟件平臺(tái),研究了不同翼形結(jié)構(gòu)下某迫彈的流場(chǎng),并獲取了該迫彈在來流馬赫數(shù)Ma∞=0.8,攻角α=0°,2°,6°工況下的流場(chǎng)特性。以某NACA4508翼型為例,該翼形結(jié)構(gòu)特征幾何參數(shù):頭部舵翼展為100 mm,尾翼根弦長(zhǎng)為95 mm。彈丸阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化趨勢(shì)如圖3所示。圖中,阻力系數(shù)隨攻角呈非線性變化,升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的變化近似為線性。該結(jié)果與胡金波等[14]就此類彈丸進(jìn)行的數(shù)值模擬所得結(jié)果在趨勢(shì)和數(shù)量級(jí)方面一致,這進(jìn)一步說明了計(jì)算結(jié)果的可靠性。

圖4中需要說明的是,在α=0°時(shí)升力系數(shù)和阻力系數(shù)不為0,原因如下:FLUENT中坐標(biāo)系的z軸的方向與彈體坐標(biāo)系中定義的Z軸的方向相反,故圖中俯仰力矩系數(shù)值為正。由于該彈的舵翼是有彎度的翼型,即不對(duì)稱翼型,故在α=0°時(shí),舵翼可以產(chǎn)生升力,因此彈丸的升力系數(shù)不為0,俯仰力矩系數(shù)也不為0。

圖5和圖6分別展示了來流馬赫數(shù)Ma∞=0.8,攻角α=6°時(shí)彈丸表面壓力系數(shù)和馬赫數(shù)分布云圖。為了凸顯彈身表面的參數(shù)分布,圖中只顯示了彈丸附近的區(qū)域。

從圖5和圖6中可以看出,彈丸上、下表面的壓力分布和馬赫數(shù)分布呈明顯的不對(duì)稱性,尤其在頭部舵翼、彈身與尾管結(jié)合處以及尾翼部分。彈體幾何上的非軸對(duì)稱性、彈體外形的特殊性以及攻角的存在,三者的耦合作用最終導(dǎo)致了彈丸整體氣動(dòng)特性的非對(duì)稱性,機(jī)理如下。

為了增大天線部分腔體的容積,該頭部外形設(shè)計(jì)較鈍,頭部壓力較大,會(huì)產(chǎn)生較大的阻力。氣體流經(jīng)彈丸頭部時(shí)產(chǎn)生積聚,形成壓縮波,氣體壓力增大速度減小。由于攻角的存在,最大壓力點(diǎn)并不在頭部頂點(diǎn)處。當(dāng)氣體流經(jīng)頭部圓柱段時(shí),來流發(fā)生外折(所謂外折是使氣流的通道截面放大,內(nèi)折反之),從而形成膨脹波,此時(shí)壓力減小,速度增大。當(dāng)氣體到達(dá)頭部與彈身交界處附近時(shí),來流受阻發(fā)生內(nèi)折,形成壓縮波,此時(shí)壓力增大速度減小。當(dāng)氣流流經(jīng)彈體外輪廓時(shí),來流方向發(fā)生外折,壓力減小速度增大。彈體上、下表面的氣流在彈身與尾管結(jié)合處交匯,互相壓縮匯聚,壓力增大,速度減小。氣流到達(dá)尾翼前緣,來流受阻發(fā)生內(nèi)折,出現(xiàn)壓縮波,壓力增大,速度減小。當(dāng)氣流流經(jīng)尾翼后緣處時(shí),來流發(fā)生外折,壓力減小,速度增大。由于攻角的存在,氣流流經(jīng)彈體后,彈體迎風(fēng)面的壓力大于背風(fēng)面的壓力。

2.3 翼型參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響

設(shè)計(jì)彈丸的過程中,必須考量其操縱性和穩(wěn)定性之間的平衡。根據(jù)迫彈實(shí)際飛行時(shí)的氣動(dòng)特性,在設(shè)計(jì)時(shí)通?？疾鞆椡柙谄胶夤ソ菚r(shí)的升力系數(shù)Cl和在平衡攻角基礎(chǔ)上+4°時(shí)的穩(wěn)定儲(chǔ)備量。設(shè)壓心至彈頂?shù)木嚯x為xp,質(zhì)心距彈頂?shù)木嚯x為xc,全彈長(zhǎng)為l,壓心到質(zhì)心的距離與全彈長(zhǎng)之比|xc-xp|/l就稱為穩(wěn)定儲(chǔ)備量,記為κ。這是因?yàn)閺椡枰话阍谔幱谄胶夤ソ堑臓顟B(tài)下飛行,而此時(shí)彈丸所能產(chǎn)生的升力大小決定了彈可以產(chǎn)生操縱力的大小,最終會(huì)影響二維彈道修正的效果。同時(shí),彈丸必須具有一定的穩(wěn)定儲(chǔ)備量以保證彈丸飛行過程的穩(wěn)定性。

本文在同一來流馬赫數(shù)下分別計(jì)算3個(gè)不同攻角工況下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)以及壓心位置,并根據(jù)壓心位置計(jì)算穩(wěn)定儲(chǔ)備量。對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行插值處理,獲取了彈丸在平衡攻角時(shí)的升力系數(shù)Cl和在平衡攻角基礎(chǔ)上+4°時(shí)的穩(wěn)定儲(chǔ)備量κ,分析了各設(shè)計(jì)變量對(duì)彈丸氣動(dòng)特性的影響。

2.3.1 翼型彎度

為了增加頭部舵翼的效率,獲得較大的升阻比,本文計(jì)算采用了NACA翼型。在頭部母線形狀、翼展長(zhǎng)以及安裝位置等因素一定的情況下,改變翼型彎度,分別對(duì)NACA2608,NACA3608,NACA4608,NACA5608翼型進(jìn)行仿真模擬,獲得的數(shù)值結(jié)果如表2所示。

表2 翼型彎度對(duì)氣動(dòng)特性的影響

結(jié)合1.3節(jié)中對(duì)各個(gè)翼型的分析,由表2可見,隨著翼型彎度的增加,平衡攻角時(shí)的升力系數(shù)增加,彈丸穩(wěn)定儲(chǔ)備量呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢(shì)。對(duì)應(yīng)的壓力分布云圖可以解釋這些規(guī)律的內(nèi)在原因。不同彎度翼型時(shí)舵翼附近的壓力分布如圖7所示。

圖7(a)～7(d)分別為來流馬赫數(shù)為0.8,攻角為6°時(shí),NACA2608,NACA3608,NACA4608和NACA5608翼型彈翼處壓力分布云圖。從圖中可以看出,翼型彎度增加,彈翼上、下表面之間的壓差增大,積分獲取的升力也隨之增大。

對(duì)于帶有彎度的翼型,其零升攻角為負(fù)值,且彎度越大,零升攻角越小。根據(jù)儒柯夫斯基定理,翼型的升力系數(shù)值隨著零升攻角的減小而增加,同樣證明了升力系數(shù)隨著彎度增加而增大。

翼面上、下表面的壓力分布決定了翼片壓力中心的位置。從圖7中可以看出,翼型彎度較小時(shí),翼片前緣附近壓差較大,前緣吸力大,壓心位置向前,穩(wěn)定儲(chǔ)備量較小。隨著翼型彎度的增加,前緣附近的壓差減小,壓心會(huì)沿弦線方向后移,穩(wěn)定儲(chǔ)備量增加。當(dāng)彎度達(dá)到一定程度后,翼型上表面的氣流會(huì)因?yàn)閺澏冗^大而出現(xiàn)分離,從而導(dǎo)致穩(wěn)定儲(chǔ)備量下降,因此通過增大翼型彎度來增大升力提高穩(wěn)定儲(chǔ)備量的方式在所選翼型彎度范圍內(nèi)呈現(xiàn)出先增后減的趨勢(shì)。故根據(jù)上述分析,翼型彎度選擇NACA4608時(shí),Cl較大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量較高,滿足設(shè)計(jì)要求。

2.3.2 頭部舵翼安裝位置

根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理和工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),綜合考慮氣動(dòng)特性及結(jié)構(gòu)布局尺寸的需要,頭部舵翼初步設(shè)計(jì)位置定在翼根和翼梢中點(diǎn)距頭部距離分別為115 mm和120 mm。改變舵翼的安裝位置,其實(shí)就是改變舵翼的后掠角或舵翼對(duì)彈身的相對(duì)位置。

在其他條件不變的前提下,分別對(duì)翼根位置后移5 mm,翼梢位置后移5 mm和整體后移5 mm 3種結(jié)構(gòu)改動(dòng)進(jìn)行仿真分析,仿真結(jié)果如表3所示。

表3 頭部舵翼安裝位置對(duì)氣動(dòng)特性的影響

如表3所示,翼根和翼梢后移均會(huì)減小彈丸升力系數(shù)和穩(wěn)定儲(chǔ)備量。如圖1所示,舵翼安裝在套筒的圓柱部,受結(jié)構(gòu)尺寸的限制,舵翼不能過于靠前。舵翼位置向后移動(dòng),舵翼與尾翼之間的距離減小。此時(shí),舵翼與彈身之間的干擾增大,氣流流經(jīng)舵翼和彈體之后受到的反作用增大,進(jìn)而促使氣流速度和方向發(fā)生改變,從而增大了氣流下洗的影響。最終使尾翼產(chǎn)生的升力下降,整彈的穩(wěn)定儲(chǔ)備量下降。因此,為了保證有較大的升力系數(shù)和一定的穩(wěn)定儲(chǔ)備量,頭部舵翼安裝位置應(yīng)選擇初始設(shè)計(jì)點(diǎn)。

2.3.3 頭部舵翼展長(zhǎng)

翼片的展長(zhǎng)是影響翼面積和氣動(dòng)參數(shù)大小的一個(gè)重要因素。本文分別對(duì)92 mm,95 mm,100 mm 3種展長(zhǎng)的彈丸進(jìn)行仿真分析,結(jié)果如表4所示。

表4 頭部舵翼展長(zhǎng)lc對(duì)氣動(dòng)特性的影響

由表4可見,隨著展長(zhǎng)增加,升力系數(shù)呈增加的趨勢(shì),而穩(wěn)定儲(chǔ)備量呈下降的趨勢(shì)。增加翼片展長(zhǎng),可以減小翼端效應(yīng),使得翼上、下表面的壓差減小得少,故而升力呈現(xiàn)出隨展長(zhǎng)增大而增大的趨勢(shì)。

當(dāng)翼弦長(zhǎng)度不變時(shí),展長(zhǎng)的增加也即展弦比增加,升力線斜率隨之變大;同時(shí),舵翼的有效面積也隨著展長(zhǎng)的增大而增大。在攻角一定時(shí),升力系數(shù)隨展長(zhǎng)的增大而增大。而頭部舵翼產(chǎn)生升力的增大,會(huì)促進(jìn)彈丸抬頭力矩增大,使彈丸整體壓心的位置向前移動(dòng),穩(wěn)定儲(chǔ)備量就會(huì)下降。因此,在翼型設(shè)計(jì)時(shí),根據(jù)彈丸對(duì)彈道修正所需的操縱力及穩(wěn)定性的綜合考量,應(yīng)選擇頭部舵翼展長(zhǎng)為100 mm。

2.3.4 尾翼根弦長(zhǎng)

流經(jīng)舵翼和彈身的氣流到達(dá)尾翼時(shí),由于氣流黏性以及舵翼和彈身對(duì)氣流的作用,其大小和方向均發(fā)生變化,對(duì)尾翼產(chǎn)生下洗的影響。在設(shè)計(jì)尾翼時(shí),應(yīng)確保尾翼能產(chǎn)生足夠大的升力。目前,為產(chǎn)生較大升力和穩(wěn)定儲(chǔ)備量,多采用張開式尾翼。但張開式尾翼存在阻力大、實(shí)際飛行中尾翼張開可靠性存疑等缺點(diǎn),故本文針對(duì)固定式尾翼進(jìn)行分析。分別對(duì)尾翼根弦長(zhǎng)lr為85 mm,90 mm,95 mm的3種彈丸結(jié)構(gòu)進(jìn)行仿真模擬,所得數(shù)值結(jié)果如表5所示。

表5 尾翼根弦長(zhǎng)lr對(duì)氣動(dòng)特性的影響

由表5可見,隨著尾翼根弦長(zhǎng)的增加,升力系數(shù)呈增加的趨勢(shì),而穩(wěn)定儲(chǔ)備量呈先增加后減小的趨勢(shì)。比較每增加5 mm時(shí)升力系數(shù)增大的程度可以發(fā)現(xiàn),尾翼根弦長(zhǎng)從90 mm到95 mm時(shí)Cl增大程度不及85 mm到90 mm的情況;比較穩(wěn)定儲(chǔ)備量也可以發(fā)現(xiàn),尾翼根弦長(zhǎng)從90 mm到95 mm的穩(wěn)定儲(chǔ)備量下降較多。因此,尾翼根弦長(zhǎng)選擇90 mm較合適。

在其他條件不變時(shí),尾翼面積隨著尾翼根弦長(zhǎng)的增大而增大,使升力系數(shù)與尾翼根弦長(zhǎng)變化呈正相關(guān)。同時(shí),隨著尾翼所提供升力和俯仰力矩的增大,彈丸的氣動(dòng)壓心后移,穩(wěn)定儲(chǔ)備量增大。當(dāng)尾翼根弦長(zhǎng)到達(dá)一定程度后,由于尾翼的梢弦長(zhǎng)不變,為了裝彈方便的需要將尾翼后緣處斜切的邊長(zhǎng)增加,如圖8所示,這會(huì)使彈丸穩(wěn)定儲(chǔ)備量下降。

3 結(jié)論

本文基于FLUENT仿真軟件平臺(tái),數(shù)值研究了不同工況下二維彈道修正迫彈的流場(chǎng)特性,并探討了翼型彎度、頭部舵翼安裝位置、頭部舵翼展長(zhǎng)和尾翼根弦長(zhǎng)等幾何參數(shù)對(duì)彈丸在平衡攻角時(shí)的升力系數(shù)和穩(wěn)定儲(chǔ)備量的影響。對(duì)于本文所研究的二維彈道修正彈,在所研究的工況范圍內(nèi)有如下結(jié)論:翼型彎度越大,平衡攻角時(shí)的升力系數(shù)越大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量呈先增后減的趨勢(shì);頭部舵翼的安裝位置不宜過于靠后;舵翼的展長(zhǎng)越大,平衡攻角處的升力系數(shù)越大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量越小;尾翼根弦長(zhǎng)越長(zhǎng),平衡攻角處的升力系數(shù)越大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量先增后減。因此,選擇

翼型彎度NACA4608,頭部舵翼安裝在初始設(shè)計(jì)點(diǎn),頭部舵翼展長(zhǎng)為100 mm,尾翼根弦長(zhǎng)為90 mm作為該彈的設(shè)計(jì)參數(shù)。

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EffectofAirfoilParametersonAerodynamicCharacteristicsofTrajectory-correctionMortarProjectile

SHEN Hao-min,YANG Xin-min

(State Key Laboratory of Transient Physics,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing 210094,China)

2017-03-01

沈皓敏(1993- ),女,碩士研究生,研究方向?yàn)楸靼l(fā)射理論與技術(shù)。E-mail:shen_199302@163.com。

TJ303.4

A

1004-499X(2017)03-0032-06