0 引言
近年来,为适应现代战争对弹药精度的要求,基于原有发射平台,将控制、制导系统集成到常规、制式弹药上,使其具有精确制导能力,因此制导炮弹运营而生[1-3]。在此需求下国内外学者对制导炮弹无控段和有控段分别进行了大量研究。2008年符蓓蓓等利用数值模拟的方法,对超远程制导炮弹的阻力特性进行了不同船尾和尾翼剖面形状的研究[4]。Stuart Mcllwain[5]进行了高超音速下弹翼的阻力系数及热流场的研究。张宁等[6]研究冲压增程制导炮弹在不同弹道阶段的气动特性,得出3个阶段下气动外形与相同结构参数的升阻力系数的变化规律。Vasile等[7]通过优化DATCOM软件,快速评估在特定工况下的气动特性,对炮弹的舵面尺寸进行快速优化。朱胤[8]对“一”字平面鸭舵的尾翼式制导炮弹的气动布局进行了适配性计算分析。王锌晨等[9]对超音速鸭式布局导弹舵面偏转进行了气动特性研究,得出在高马赫下鸭舵对法向力系数和俯仰力矩系数影响较小。冯斌等[10]对固定鸭舵双旋火箭弹绕流特性进行了数据研究,得出了在鸭舵和弹体滚转共同作用下产生次级涡,导致马格努斯效应。黄少康等[11]对超声速下火箭弹侧向力气动特性进行了分析研究,鸭舵尾涡与弹身相互干扰导致侧向力增加。刘海涛等[12]对某大口径鸭式布局制导炮弹开展了气动力计算,并对其动力学进行了分析及仿真研究。刘璇等[13-14]研究了一种气动-弹道综合优化方法,该方法有效提高在方案初期的气动外形与弹道计算的迭代效率。
在大量的研究基础上,本研究基于制导炮弹无控段的外形,进行气动特性进行分析,通过改变尾翼弦长参数,提出在不同限制条件下较优的气动结构,为制导炮弹气动结构设计提供参考依据。
1 炮弹新型尾翼结构
1.1 尾翼结构与建模
尾翼结构如图1、图2所示。该模型由弹身、尾翼组成,其中最大弹径D=130 mm,全弹长L=8D,弹尾部安装6片尾翼(FIN1,…,FIN6),尾翼后掠角为35°,全展长为lw=268 mm,如图1所示。为减小气动加热对尾翼影响[15],采用双弧形变壁厚尾翼,翼根最大厚度dg=8 mm,翼稍最大厚度ds=dg/3,尾翼总弦长l,舵轴前的弦长(后文简称前弦)为l1,舵轴后的弦长(后文简称后弦)为l2,如图2所示。
图1 炮弹示意图
Fig.1 Diagram of artillery shells
图2 尾翼结构图
Fig.2 Fin structure drawing
对该弹模型进行有限元网格划分,其三维四面体网格如图3所示,外流场域边界参考炮弹尺寸,前场区域长度为3.4L,后场区域长度为11L,周向直径为45D。第1层网格高度设置为2×10-5 m,以此确保网格在壁面附近的y+<1,网格的伸展比为1.2。
图3 模型网格
Fig.3 Model grid
1.2 计算方法
运用数值仿真的方法计算不同弦长对炮弹气动特性影响,采用商业流体力学计算软件ANSYS Fluent计算炮弹周围流场的三维非定常N-S方程。其中参考长度为全弹长L,参考面积S=πD2/4,力矩参考点距离弹体头部0.56L,参考坐标系取速度系。远场边界为压力远场边界条件,远场静压为101.325 kPa,静温为288.15 K,湍流模型为S-A(Spakart-Allmaras)。为分析有限元网格划分对计算结果的影响,进行网格无关性验证。计算工况为Ma=1.2,α=5°,主要变量有:炮弹面尺寸size、边界层层数layers及影响体尺寸body of influence,其验证结果如表1所示。N为对应网格数量,Cd为阻力系数,Cl为升力系数,mz为俯仰力矩系数,ηcd为阻力系数绝对误差绝对值,ηcl为升力系数绝对误差绝对值,ηm为俯仰力矩系数绝对误差绝对值。
根据表1得出:以炮弹面尺寸2 mm2为基准,随着面尺寸的增加,Cd逐渐减小,当面尺寸为8 mm2时,绝对误差绝对值可达4.23%,Cl绝对误差最高1.00%,而mz绝对误差值为2.46%;以边界层层数5基准,随着边界层的增加,Cd、Cl变化均较小,mz随边界层的增绝对值逐渐减小,最大绝对误差为2.64%;以影响体体尺寸20 mm3为基准,随着体尺寸的增加,Cd逐渐增加,最大绝对误差为1.32%,Cl绝对误差相差较小,mz最大绝对误差为4.54%。综合以上3个划分网格因素对计算结果的影响,选择炮弹面尺寸为6 mm2,边界层为5层及影响体尺寸为80 mm3,则网格量为251万,可以满足计算对网格密度和实践精度的要求。
表1 网格无关性验证
Table 1 Grid independence verification
参数N(×105)CdClmzηcd/%ηcl/%ηm/%Size/mm224630.510 90.663 6 -0.050 642770.507 70.660 4 -0.043 70.630.483.6162510.506 10.667 0 -0.052 10.931.003.0482440.489 30.662 6 -0.049 34.230.662.46Layer(层)52510.506 10.667 0 -0.052 1102840.506 00.661 7 -0.051 80.020.790.55153040.502 20.656 7 -0.050 7-0.760.762.64body of influence/mm3206580.500 00.665 1 -0.051 3403100.501 50.667 8 -0.053 30.290.404.00602640.505 10.670 7 -0.053 61.020.434.54802510.506 10.667 0 -0.052 11.220.541.621002450.506 60.669 0 -0.052 31.320.291.97
2 计算结果与分析
2.1 固定总弦长对气动特性影响
固定总弦长为92 mm,通过改变前后弦长比值即l1/ l2(后文简称为前后弦长比b),其比值分别为0.0、0.5、1.0、1.5、∞,对比分析不同b的阻力系数、升阻比、俯仰力矩系数。为分析不同b随马赫数的变化规律,计算在固定攻角(α=5°)下,马赫数分别为0.7、1.0、1.1、1.2、2.0、2.6,其结果如图4所示。在此基础上进一步分析不同b随攻角的变化规律,在固定马赫数(Ma=2.0)下,攻角分别为0°、5°、10°、15°,其结果如图5所示。在相同攻角、不同马赫下,b为∞时,具有较好的气动特性,其中升阻比、俯仰力矩系数绝对值均最大,如图4(b)、图4(c)。b为0.5时,其对应升阻比最小;如图4(a)、图4(b),图5(a)所示。在相同工况下,不同b对应的升阻比差异较小,如图5(b)所示。
进一步分析系列气动参数变化原因,在相同马赫(Ma=1.2)、攻角(α=5°)下,随着b值的增大,FIN1和FIN4(主要升力面)上表面速度流线逐渐变少,形成低压区,尾翼下表面压强逐步大于上表面压强,则升力随b的增大而增大,如图6(a)—图6(d)左侧所示;而b为∞时,尾翼下表面高压区向上表面低压区的翻越流动,则提供的升力更大。阻力系数随b也呈正相关,通过分别监测弹身、尾翼、尾翼座的阻力系数变化,结果表明:由于尾翼后弦变小,b越大,一方面弹体与尾翼间的相互影响加强,诱导阻力增大;另一方面尾翼的后弦使弹体底部低压区域变小,造成底阻减小,如图6右侧图所示;而诱导阻力的增加量大于底阻的减小量,因此随b的增大阻力系数也随之增大。
图4 不同马赫下气动参数结果
Fig.4 Aerodynamics parameter results at different Mach numbers
图5 不同攻角下结果曲线
Fig.5 Aerodynamics parameter results at different angle of attack
图6 相同截面及零攻角速度流线图
Fig.6 Flow diagram of same section and zero angular attack velocity
2.2 固定前弦对气动特性影响
固定前弦l1 46 mm,后弦l2以26 mm为基点、10 mm为增量改变后弦长,则l2长为26、36、46、56、66 mm。计算工况与2.1节中一致,通过对比分析表明:固定前弦长l1,增加后弦l2具有减阻增升作用,阻力系数随后弦的增加而减小,如图7(a)、图8(a)所示;升阻比随后弦l2的增加而增加(未考虑α=0°工况),如图7(b)、图8(b)所示;稳定性也与后弦l2呈正相关,如图7(c)、图8(c)所示。
为进一步分析固定前弦长l1,增加后弦l2的减阻增升作用,对比分析在相同攻角(α=5°)下,不同马赫数、后弦l2的压力云图,如图9所示。由图9可知:在亚音速阶段,随l2的增加压力云图差异较小,则阻力系数差异较小;而随着l2的增大,总弦长增大,则升阻比增大如图7(b)所示;在跨音速阶段,由于在尾翼处出现膨胀波,则随着l2的增大,使尾翼处的上下表面压差加剧;在超音速阶段,随着l2的增大,在尾翼FIN1处呈现明显低压区,FIN4低压区逐渐减弱,造成上下压差增大,则升力系数随l2的增加呈增加的趋势。而随l2的增大,底阻减小,造成阻力系数随l2的增加呈减小的趋势。
图7 不同马赫下气动参数结果
Fig.7 Aerodynamics parameter results at different Mach numbers
图8 不同攻角下结果曲线
Fig.8 Aerodynamics parameter results at different angle of attack
图9 不同l2的压力云图
Fig.9 Pressure cloud images of different lengths
2.3 固定后弦对气动特性影响
为深入分析前、后弦长分别对气动特性的影响,则固定后弦l2 46 mm,前弦l1以26 mm为基点、10 mm为增量改变前弦长,则前弦长为26、36、46、56、66 mm,计算工况与2.1节中一致。通过对比分析表明:① 在相同l下,随着马赫增加,l2较大的工况对应的阻力系数越小,如图10所示;② 在l为72 mm时,l2越大其升阻比越大,在l为82 mm时,l2越小其升阻比越大,随着l(≥102 mm)的增大,l2越小其升阻比差异较小,其变化趋势与2.1中变化趋势一致,如图11所示;③ 在相同马赫数下(Ma=2.0),l2越大,阻力系数越小,即进一步证明增加后弦的长度具有减阻作用,如图12所示。
图10 相同总弦长不同前后弦长下阻力系数(随Ma)
Fig.10 Same total chord length different front and rear chord length drag coefficient
图11 相同总弦长不同前后弦长升阻比(随Ma)
Fig.11 Same total chord length different front and rear chord length Lift to drag ratio
图12 相同总弦长不同前后弦长下阻力系数(随攻角)
Fig.12 Same total chord length different front and rear chord length drag coefficient
3 结论
通过数值模拟方法,对比分析尾翼弦长对该弹气动特性影响进行研究,得到以下结论:
1) 固定总弦长(l=92 mm),增加后弦长虽有减阻作用,而阻力的减小量小于升力的减小量,则升阻比随之减小,计算结果为固定空间内限制总弦长的尾翼设计提供参考依据。
2) 固定前弦长(l1=46 mm),增加后弦长有利于减小弹底低压区,且增大升力面,具有减阻增升作用。
3) 固定后弦长(l2=46 mm),增加前弦长虽有增升作用,而其升阻比较有相同总弦长增加后弦长的比值小,综上计算结果为改变尾翼弦长提供参考依据。
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