李昌坤,鄭艷軍,鐘建華,楊 慧,張浩明
(西南技術(shù)工程研究所, 重慶 400039)
空心彈也稱為管式彈,主要是由空心薄壁圓筒組成,而常規(guī)實(shí)心彈往往都由較尖的頭部和鈍平的底部構(gòu)成。正是由于結(jié)構(gòu)特性完全不同,導(dǎo)致二者在氣動(dòng)特性上存在著較大差異。常規(guī)實(shí)心彈在超音速飛行時(shí),由于有較尖的頭部,會(huì)受到激波阻力的影響,鈍平的彈底部又會(huì)受到渦流阻力的作用,因此在飛行過(guò)程中所受到的空氣阻力較大。而空心彈是沿著彈丸軸線做成通孔結(jié)構(gòu),幾乎所有靠近空心彈前端的氣流都能從中流過(guò)[1],因此激波阻力和渦流阻力都會(huì)大大減小,這樣就能從根本上改善彈丸的氣動(dòng)特性,增加彈丸的存速能力,提高對(duì)目標(biāo)的打擊能量。
內(nèi)錐型空心彈屬于空心彈的一種。相對(duì)于外錐型空心彈和內(nèi)外錐混合型空心彈而言,理論上能完全消除波阻和底阻,在飛行過(guò)程中所受空氣阻力最小[2-3],因此內(nèi)錐型空心彈阻力特性與氣動(dòng)外形在超音速甚至是高超音速條件下最具研究?jī)r(jià)值。
傳統(tǒng)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法主要是對(duì)不同的設(shè)計(jì)方案進(jìn)行一系列風(fēng)洞試驗(yàn),并對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行綜合分析,為了獲得最優(yōu)設(shè)計(jì),該方法具有較長(zhǎng)的設(shè)計(jì)周期和較低的成本效益[4]。近年來(lái),隨著計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)的發(fā)展,借助數(shù)值模擬方法,黃振貴等[5]通過(guò)改變空心彈內(nèi)外壁形狀進(jìn)行氣動(dòng)外形數(shù)值模擬計(jì)算,得到了阻力系數(shù)最小的空心彈氣動(dòng)外形結(jié)構(gòu);張浩等[6]利用Fluent軟件分別數(shù)值模擬了3種典型空心彈結(jié)構(gòu)在不同馬赫數(shù)、不同攻角下流場(chǎng)特性以及阻力系數(shù)變化規(guī)律;錢吉?jiǎng)賉7]等利用有限體積法數(shù)值模擬了低阻空心彈的流場(chǎng),得到了此低阻空心彈的復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)和阻力特性曲線;高旭東等[8]通過(guò)有限體積TVD數(shù)值格式的方法,對(duì)某空心彈丸繞流流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,證實(shí)空心彈丸相比普通彈丸阻力系數(shù)小很多;陳揚(yáng)[9]通過(guò)對(duì)12.7 mm口徑空心彈進(jìn)行數(shù)值模擬,得出空心彈丸阻力系數(shù)比實(shí)心彈丸小得多,而且能更好地保證飛行速度和彈道高;Xiong等[10]通過(guò)數(shù)值模擬得到了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)輔助射程彈丸超聲速雙錐進(jìn)氣道在不同回流壓和攻角下超聲速進(jìn)氣道的復(fù)合波結(jié)構(gòu),并研究了進(jìn)氣道內(nèi)外部流動(dòng)結(jié)構(gòu)發(fā)展過(guò)程。趙強(qiáng)等[11]基于Kriging近似模型和NSGA-Ⅱ優(yōu)化算法等,得到了空心彈最佳的氣動(dòng)優(yōu)化外形。此外一些國(guó)外學(xué)者也對(duì)空心彈進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算[12-14],得到了較為準(zhǔn)確的阻力系數(shù)及波系結(jié)構(gòu)。全鑫等[15]通過(guò)對(duì)固定入口錐角的某型空心彈丸數(shù)值模擬,得到了內(nèi)錐型空心彈喉徑面積比與阻塞現(xiàn)象發(fā)生的關(guān)系。杜宏寶等[16]基于喉道與入口面積比為0.6的條件下,仿真研究了入口錐角對(duì)空心彈流場(chǎng)的影響,得到了內(nèi)錐型空心彈阻塞現(xiàn)象與入口錐角的關(guān)系。
以上研究對(duì)外錐型空心彈和內(nèi)外錐混合型空心彈氣動(dòng)特性研究相對(duì)較多,而在內(nèi)錐型空心彈氣動(dòng)特性研究方面均是基于對(duì)稱鍥角模型結(jié)構(gòu),且主要分析影響“阻塞”現(xiàn)象規(guī)律等,而非對(duì)稱鍥角模型結(jié)構(gòu)的內(nèi)錐型空心彈還未見有學(xué)者研究,究竟什么樣的內(nèi)錐型空心彈氣動(dòng)外形,其對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)最小,目前暫未見相關(guān)公開報(bào)道。本文借助計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent軟件對(duì)內(nèi)錐型空心彈氣動(dòng)外形進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),得到具有最小阻力系數(shù)的優(yōu)化外形,并分析了該彈丸在3Ma來(lái)流條件下,不同攻角時(shí)的流場(chǎng)壓力分布情況,以及該彈丸以不同攻角飛行時(shí),阻力系數(shù)隨來(lái)流馬赫數(shù)的變化關(guān)系,本文的研究可為內(nèi)錐型空心彈的科學(xué)研究和工程應(yīng)用提供理論參考。
對(duì)于內(nèi)錐型空心彈丸,常關(guān)注以下3個(gè)基本參數(shù):鍥角、喉徑比和彈丸長(zhǎng)度。為了減小變量和計(jì)算量,本文在喉徑比為定值、固定喉道長(zhǎng)度的情況下開展研究。本文所述內(nèi)錐型空心彈模型的基本形狀如圖1所示。
圖1 內(nèi)錐型空心彈模型
圖1中,彈丸長(zhǎng)度取80 mm,彈丸口徑取30 mm,喉道口徑取18 mm,喉道長(zhǎng)度取15 mm,彈丸前頂點(diǎn)命名為A,喉道前頂點(diǎn)為B,喉道后頂點(diǎn)為C,彈丸后頂點(diǎn)命名為D,針對(duì)此模型,分別以內(nèi)錐型空心彈前后鍥角的變化(通過(guò)調(diào)節(jié)進(jìn)氣道內(nèi)壁面AB段水平距離l的長(zhǎng)度)來(lái)改變此空心彈模型的形狀,最終獲得最小阻力系數(shù)彈丸的氣動(dòng)外形。仿真時(shí),應(yīng)用有限體積法進(jìn)行求解,其中前處理器對(duì)計(jì)算域尺寸設(shè)置為:長(zhǎng)為15倍彈長(zhǎng)、寬為20倍彈徑,采用四邊形單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分。求解器選用基于密度基的耦合顯示算法,湍流模型選擇Spalart-Allmaras單方程模型,粘性項(xiàng)采用二階中心差分格式,對(duì)來(lái)流采用遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件,由于超音速流場(chǎng)中包含激波,故采用AUSM格式進(jìn)行激波捕捉。
圖2分別為圖1中所給出的內(nèi)錐型空心彈模型在來(lái)流馬赫數(shù)取為3Ma,進(jìn)氣道水平距離l取10、20、30、40、50、60 mm時(shí)的壓力等值線分布云圖。
圖2 不同l取值時(shí)壓力等值線分布
從圖2中可知,在l取20、30、40、50、60 mm時(shí),激波被完全吸入空心彈丸內(nèi)腔,且激波沿彈丸軸線呈對(duì)稱分布,進(jìn)氣道壓縮的激波在腔內(nèi)交匯形成最高壓力區(qū),隨著l值的增大最高壓力值降低。當(dāng)l取10 mm時(shí),前鍥角過(guò)大,會(huì)導(dǎo)致空心彈丸發(fā)生“阻塞”現(xiàn)象,彈丸頭部有脫體激波,形成最高壓力區(qū)。
表1為l在不同取值時(shí),空心彈丸壓阻、摩阻、總阻的變化情況,除了空心彈丸發(fā)生“阻塞”現(xiàn)象導(dǎo)致摩阻較小外,l的改變對(duì)摩阻的影響較小,對(duì)壓阻的影響較大。而且,總阻隨l值變化關(guān)系不是簡(jiǎn)單的線性關(guān)系,在l=30 mm附近存在最小阻力點(diǎn),為探明此最小阻力點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的l值的大小,將l=30 mm附近降低其取值間隔來(lái)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。將l值分別取為10、15、20、25、30、34、35、36、40、50、60 mm,而相應(yīng)的阻力系數(shù)Cd隨l的變化曲線如圖3所示。
由圖3可知,阻力系數(shù)隨l值增加呈現(xiàn)出先減小后增大的趨勢(shì),10 mm
表1 彈體阻力隨l取值的變化
圖3 阻力系數(shù)隨l值變化趨勢(shì)
根據(jù)以上數(shù)值計(jì)算,本文所確定的具有最小阻力系數(shù)的內(nèi)錐型空心彈模型的進(jìn)氣道水平距離為l=35 mm,其結(jié)構(gòu)如圖4所示。
圖4 具有最小阻力系數(shù)內(nèi)錐型空心彈模型
由于空心彈為超聲速飛行的無(wú)控飛行器,飛行攻角較小,為探明本文所述的具有最小阻力系數(shù)的內(nèi)錐型空心彈的氣動(dòng)特性,圖5為空心彈在來(lái)流3Ma,攻角分別為0°、2°、4°、6°、8°時(shí)的壓力等值線分布;圖6為不同攻角時(shí)阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線圖。
由圖5可知,在3Ma來(lái)流條件下,攻角分別為0°、2°、4°、6°、8°時(shí),空心彈丸均未發(fā)生“阻塞”現(xiàn)象,在空心彈丸外壁面出現(xiàn)斜激波,對(duì)空氣有一定的擾動(dòng),激波不再沿著彈丸軸線呈對(duì)稱分布,空心彈外壁面下表面壓力高于上表面壓力,最大壓力區(qū)仍出現(xiàn)在空心彈丸內(nèi)腔中,隨著攻角的增大,最大壓力值逐漸升高。
圖5 Ma=3時(shí),不同攻角時(shí)壓力等值線分布
圖6 不同攻角時(shí)阻力系數(shù)隨來(lái)流馬赫數(shù)變化關(guān)系
從圖6中可知,在不同攻角條件下,阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)增加變化規(guī)律基本一致;在相同馬赫數(shù)條件下,阻力系數(shù)隨攻角增大而增大,其中在1.8Ma時(shí),空心彈阻力系數(shù)值過(guò)大,表明即使基于最小阻力系數(shù)氣動(dòng)外形結(jié)構(gòu),馬赫數(shù)過(guò)低依然會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道不啟動(dòng),造成空心彈丸發(fā)生“阻塞”現(xiàn)象。
本文通過(guò)計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent,對(duì)內(nèi)錐型空心彈進(jìn)行了數(shù)值仿真,結(jié)論如下。
1) 在Ma=3時(shí),對(duì)不同鍥角的氣動(dòng)外形流場(chǎng)數(shù)值仿真,結(jié)果表明:前鍥角過(guò)大會(huì)造成內(nèi)錐型空心彈丸發(fā)生氣流阻塞現(xiàn)象,鍥角的變化對(duì)壓差阻力影響較大,對(duì)摩擦阻力影響較小。
2) 通過(guò)數(shù)值仿真,得到了具有最小阻力系數(shù)的內(nèi)錐型空心彈的氣動(dòng)外形,結(jié)果表明:內(nèi)錐型空心彈最小阻力系數(shù)氣動(dòng)外形結(jié)構(gòu)為非對(duì)稱鍥角結(jié)構(gòu)。
3) 為探明得到的最小阻力系數(shù)空心彈的氣動(dòng)性能,還數(shù)值模擬了此空心彈在3Ma來(lái)流,不同攻角時(shí)的流場(chǎng)壓力等值線分布,以及該彈丸以不同攻角飛行時(shí)阻力系數(shù)與來(lái)流馬赫數(shù)的變化規(guī)律,結(jié)果表明:在同一馬赫數(shù)下,阻力系數(shù)隨攻角增大而增大;在不同攻角條件下,阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)增加變化規(guī)律基本一致;馬赫數(shù)過(guò)低也會(huì)影響內(nèi)錐型空心彈發(fā)生氣流阻塞現(xiàn)象。