0 引言
两栖火炮是登陆作战的重要装备,车炮一体化设计尤为重要。当弹丸出膛口后,膛内高温高压火药气体从炮口喷出,产生强烈的炮口冲击波。炮口冲击波会对底盘产生强烈的冲击作用,会对人员或者是车内元器件造成损伤,在大口径火炮射击时尤为明显。在两栖火炮设计过程中必须要考虑炮口冲击波对火炮车体的影响。
现实的火炮实验,不仅消耗大量的人力物力,还可能对炮体产生不可逆的影响,现在多以数值模拟的方法为主进行仿真分析。乐贵高[1]等将有限体积离散和黎曼解算器结合,计算火炮膛口的气流问题,得到了炮车表面的流场参数分布,详细描述了流场的形成过程。苏晓鹏等[2]采用轴对称Euler方程组和有限体积法,对带炮口装置的某小口径火炮的膛口流场进行数值仿真,并结合仿真结果分析其膛口流场的形成、发展。Jiang等 [3]运用FDV格式对考虑弹丸运动的炮口流场进行仿真分析,得到炮口流场分布规律。张焕好等[4]采用二维非定常Euler方程,结合二阶Roe 格式及动网格技术,对高速弹丸从膛内飞离不同制退器过程中,膛口流场进行了数值模拟,为制退器改进设计提供重要参考。江坤等[5]建立了带炮口制退器膛口流场二维轴对称模型,结合动网格技术,研究分析了含炮口制退器的膛口流场结构和制退器作用机理,最终为预测发射冲击波等问题提供参考。余海伟等[6]采用三维无黏Euler方程,建立了火药气体后效期过程的仿真模型,分析叠加冲击式内壁与反作用式外孔新型炮口制退器炮口流场及超压分布,为降低机载平台冲击波危害提供参考。Li Panfei等[7]搭建了一套冲击波测试系统,分析高、低温弹药发射时某舰炮炮口冲击波的大小和分布,为评估冲击波对炮口周围其他设备和部件的影响提供参考。孙兆全等[8]对突击炮的其炮口流场进行了数值模拟,分析了突击炮膛口流场特性,并依据仿真结果预测突击炮炮口冲击波对装备与作战人员的危害。殷鹏贤等[9]基于 CFD 技术分析了炮口流场的形成过程,得到舰炮发射时的观瞄装置上压力和温度分布规律,为舰炮武器平台的总体方案布置提供参考。方海涛等[10]以某车载榴弹炮为研究对象,分析炮口非定常冲击波流场的分布,并通过数值计算得到车身的结构响应与车身疲劳情况。国外炮口流场分析开始较早[11-13],Sakamoto等[14]进行炮口流场数值分析,研究流场分布规律。Zibarov等[15]进行了三维炮口制退器的数值模拟分析。因此,结合不同类型炮口制退器,研究火炮射击时的膛口流场特性,对于降低炮口冲击波的危害有着十分重要的意义。
本文基于Ansys Fluent软件以含炮口制退器两栖火炮为对象建立三维模型,采用了有限体积法,结合动网格技术,对不同结构炮口制退器的三维炮口非定常流场进行研究。结合仿真计算结果,对车体的超压进行分析,为两栖火炮底盘相关设计、制退器结构选择提供依据。
1 计算模型
本文基于CFD技术,采用了Roe迎风格式、三维非定常可压缩流动的Euler方程、Realizable k-ε湍流方程,对流场进行了分析。
1.1 基本假设
火炮发射时,会生成高温高压的火药气体,膨胀的火药燃气在炮口喷出并凭借周围空气,形成了复杂的膛口流场。为了更好地研究火炮的膛口流场,本文基于以下假设开展工作:
1) 火药燃气为可压缩非定常流体,按内弹道给出的炮口参数作为计算初值;
2) 忽略气体重力影响;
3) 忽略火药的二次燃烧。
1.2 离散方法
本课题采用Roe格式的近似Riemann方法[16],稳定性好、数值振荡小、激波捕捉能力强,适合本模型的复杂流场计算。得出三维问题Roe型的数值格式为
(1)
以此类推,可以求出流通量f、g、h的线性化替换矩阵的特征值
和
特征向量和
展开系数
和γk。
1.3 控制方程
Euler控制方程与Realizable k-ε湍流模型对圆口射流和平板射流模拟效果较好,适用本模型的计算。
1.3.1 Euler控制方程
在连续介质力学假设前提下,可以建立炮口三维非定常可压缩流动的Euler方程为[17]
(2)
式(2)中:U是以气体密度ρ、气体总能量E、气流沿x、y、z方向的速度分量v、 μ、w的函数; Fx(U)、Fy(U)、Fz(U)分别为ρ、E、v、 μ、w、p的函数。
状态方程及辅助方程为
(3)
(4)
(5)
式(3)—式(5)中:p为气流压力;γ为比热比;h为气流的焓;c为当地声速。
1.3.2 Realizable k-ε湍流模型
Realizable k-ε模型[18]的湍动能和湍流耗散的输运方程为
(6)
(7)
式(7)中:Gk表示由于平均速度梯度引起的湍动能产生;Gb是用于浮力影响引起的湍动能产生;YM可压缩湍流脉动膨胀对总的耗散率的影响;C1和C1ε是常数;σK和σε分别是湍动能及其耗散率的湍流普朗特数。
2 几何模型
为得到准确的炮口流场分布情况,本文以含炮口制退器的两栖火炮三维模型为研究对象,进行网格划分并确定计算区域及边界条件。
2.1 计算区域
本文运用NX软件建立两栖火炮三维模型,忽略炮体内部结构,只建立身管、车体、舱盖、炮口制退器等结构,模型示意图如图1所示。
图1 含炮口制退器两栖火炮示意图
Fig.1 Schematic diagram of amphibious artillery with muzzle brake
设计的冲击式炮口制退器、反冲击式炮口制退器分别为方案1、方案2模型,如图2所示。经计算,方案1与方案2的制退器效率基本相同。
图2 炮口制退器模型示意图
Fig.2 Schematic diagram of the muzzle brake model
选取两栖火炮车体上方以膛轴为轴线、半径5 m的半圆柱,车体下方6.7 m×4.8 m×4.6 m的矩形,如图3所示,黄色部分为车体,绿色部分为弹体,蓝色即为计算区域。
图3 计算区域示意图
Fig.3 Schematic diagram of the calculation area
2.2 网格划分及边界条件
在求解非定常问题时,经常会出现边界运动或变形的情况,本文研究的炮口流场中包含弹丸的运动,所以需要运用动网格技术来更新弹丸运动区域的网格。由于几何复杂难以划分出高质量的网格,并且考虑弹丸线性方向的运动,本文采用分块划分方法。弹头部分采用非结构网格,其余区域采用结构网格。计算区域网格划分示意图如图4所示。因需得到精确的计算结果,所以将最小网格划分在炮口制退器区域,为2 mm。本文划分网格总数:方案1为1 640 432个,方案2为1 538 290个。
图4 计算区域网格划分示意图
Fig.4 Schematic diagram of the meshing of the calculation area
模型的出口边界采用压力出口,以外界空气参量为默认设置,速度为0;采用动网格技术,弹丸运动轨迹边界设定为interface边界;弹丸外壁与弹尖外部加密空气域设定为运动边界,运动数据由弹丸内弹道计算结果编制;炮管与车身设定为绝热壁面。
3 炮口流场仿真计算结果分析
舱盖前端面正面承受炮口冲击波,由于驾驶室和发动机位于舱盖前端面上棱与下棱区域下方,因此通过对舱盖前端面上棱、下棱及横向压力分布进行分析,进而对比2种结构制退器对底盘影响。
3.1 方案1
3.1.1 壁面压力分布
弹丸底部离开炮口后,膛内高温高压的火药气体迅速膨胀,t=0.6 ms时流入制退器并继续膨胀,t=0.7 ms时炮口冲击波作用舱盖前端面,t=1.9 ms左右时压力到达最大,随后火药气体继续膨胀炮口冲击波逐渐减小直至消失。不同时刻炮口表面压力分布云图如图5所示。
图5 不同时刻炮口流场云图
Fig.5 Diagram of the muzzle flow field at different times
3.1.2 不同位置压力分布曲线
不同时刻炮口下方位置车体表面横向压力分布曲线如图6所示。由图6可知,车体上表面横向压力分布沿身管轴线两侧对称。身管轴线正下方压力较低,两侧压力较高。当t=0.6 ms时刻,该区域压力开始升高。在t=0.8 ms时刻,该区域最大超压值为0.46 MPa。当t=0.10 ms时,此时在该区域的超压达到峰值,为1.3 MPa,随后开始逐渐降低。t=0.25 ms时刻,该区域最大超压值为0.20 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降,最大压力点向两侧移动。t=0.03 ms时。压力降为0.18 MPa。
图6 炮口下方位置车体上表面横向压力分布
Fig.6 Transverse pressure distribution on the upper surface of the hull at the position below the muzzle
不同时刻制退器前出口下方位置车体表面横向压力分布曲线如图7所示。
图7 制退器前出口下方位置车体上表面横向压力分布
Fig.7 Transverse pressure distribution on the upper surface of the car body at the position below the front outlet of the brake
由图7可知,该区域压力横向分布规律为中间较高,两侧存在2个对称的压力较高区域。t=1.0 ms时刻,该区域压力开始升高,中间区域最大超压值为0.3 MPa。t=1.3 ms时刻,中间区域最大超压值为0.56 MPa,两侧最大超压为0.50 MPa。t=2.5 ms时刻,该区域最大压力出现在两侧区域,最大超压值为0.20 MPa,中间区域超压值为0.15 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降,最大压力点向两侧移动。t=3.0ms时刻,该区域最大超压值减小至0.15 MPa,中间位置超压接近0.07 MPa。
不同时刻舱盖前端面下棱横向压力分布曲线如图8所示。由图8可知,舱盖前端面外侧部分压力较高,向内侧逐渐降低。t=1.5 ms时,该区域最大超压值为0.15 MPa。在t=1.7 ms与t=1.9 ms时,最大超压值均为0.68 MPa。 t=2.5 ms时,该区域最大超压值为0.36 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降。t=3.0 ms时,该区域最大超压值为0.20 MPa。t=4.0 ms时,该区域最大超压值减小至0.15 MPa。
图8 舱盖前端面下棱横向压力分布
Fig.8 Transverse pressure distribution on the lower edge of the front surface of the hatch cover
不同时刻舱盖前端面上棱横向压力分布曲线如图9所示。由图9可知,t=1.5 ms时,最大超压值为0.1 MPa.t=1.7 ms时,该区域最大超压值为0.23 MPa。随后舱盖上方压力开始快速升高。t=2.0 ms时,该区域最大超压值为0.55 MPa。t=2.5 ms时,该区域最大超压值为0.205 MPa。该区域最大超压值减小至0.129 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降。
图9 舱盖前端面上棱位置横向压力分布
Fig.9 Transverse pressure distribution at the edge position on the front end face of the hatch cover
3.2 方案2
3.2.1 壁面压力分布
弹丸击发后沿膛内运动,当t=0.79 ms时,弹丸底部离开炮口,火药燃气膨胀进入炮口制退器,当t=1.036 ms时,炮口冲击波作用在舱盖前端面,火药燃气继续膨胀,当t=2.0 ms左右时,压力到达最大,随后火药气体继续膨胀炮口冲击波逐渐减小直至消失。不同时刻炮口流场和车体表面压力分布云图如图10所示。
图10 不同时刻压力散布云图
Fig.10 Pressure dispersion cloud at different times
图11为舱盖受到压力始末图,当t=1.9 ms时,气流到达舱盖,超压值达到0.14 MPa,此时舱盖表面的超压值开始快速上升,在t=2.5 ms到t=3.0 ms时间段内,舱盖压力达到顶峰,为0.24 MPa。随后表面压力开始逐渐降低。
图11 舱盖表面压力云图
Fig.11 Hatch cover surface pressure contour
3.2.2 不同位置压力分布曲线
图12为不同时刻炮口下方位置车体表面横向压力分布曲线。由图12可知,车体上表面横向压力分布沿身管轴线两侧对称。身管轴线正下方压力较低,两侧压力较高。t=1.0 ms时,最大超压值为0.58 MPa。t=1.3 ms时,该区域最大超压值为0.45 MPa。当t=0.19 ms时,此时在该区域的超压达到峰值,为0.34 MPa,随后开始逐渐降低。t=0.22 ms时,该区域最大超压值为0.26 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降,最大压力点向两侧移动。
图12 炮口下方位置车体上表面横向压力分布
Fig.12 Transverse pressure distribution on the upper surface of the hull at the position below the muzzle
图13为不同时刻制退器前出口下方位置车体表面横向压力分布曲线。由图13可知,该区域压力横向分布规律为中间较高,两侧存在2个对称的压力较高区域。t=1.2 ms时,该区域压力开始升高,中间区域最大超压值为1.14 MPa。t=1.5 ms时,中间区域最大超压值为0.67 MPa,两侧最大超压为0.1 MPa。t=2.5 ms时,该区域最大压力出现在两侧区域,最大超压值为0.29 MPa,中间区域超压值为0.16 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降,最大压力点向两侧移动。t=3.0 ms时,该区域最大超压值减小至0.24 MPa,中间位置超压接近0.05 MPa。
图13 制退器前出口下方位置车体上表面横向压力分布
Fig.13 Transverse pressure distribution on the upper surface of the car body at the position below the front outlet of the brake
图14为不同时刻舱盖前端面下棱横向压力分布曲线。由图14可知,舱盖前端面外侧部分压力较高,向内侧逐渐降低。t=1.5 ms时,该区域最大超压值为0.10 MPa。t=1.9 ms时刻,最大超压值为0.13 MPa。 t=2.5ms时,该区域最大超压值为0.27 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降。t=3.0 ms时,该区域最大超压值为0.20 MPa。t=3.5 ms时,该区域最大超压值减小至0.16 MPa。
图14 舱盖前端面下棱横向压力分布
Fig.14 Transverse pressure distribution on the lower edge of the front face of the hatch cover
图15为不同时刻舱盖前端面上棱横向压力分布曲线。由图15可知,t=1.7 ms时,最大超压值为0.1 MPa。 t=2.2 ms时刻,该区域最大超压值为0.23 MPa。t=2.5 ms时,该区域最大超压值为0.25 MPa。t=3.0 ms时,该区域最大超压值为0.18 MPa。该区域最大超压值减小至0.12 MPa。此后该区域压力开始逐渐下降。
图15 舱盖前端面上棱位置横向压力分布
Fig.15 Transverse pressure distribution at the edge position on the front end face of the hatch cover
通过对2个方案车体及舱盖的超压值计算可知,方案1在舱盖前端面上棱位置横向压力与舱盖前端面下棱横向压力普遍比方案2的压力高。2种方案的超压对比如表1所示。
表1 2种方案超压对比
Table 1 Comparison of overpressure between two schemes
位置时刻t/ms方案1/MPa方案2/MPa舱盖前端面下棱1.50.150.11.90.680.142.50.360.27舱盖前端面上棱1.70.230.12.00.550.212.50.2050.25
4 结论
1) 通过计算分析了炮口流场对车体、舱盖等区域的冲击作用,得到了车体不同部位超压分布规律。
2) 经对比两方案可得,降低两栖火炮的炮口冲击波反冲击式炮口制退器效果更佳,为该两栖火炮炮口制退器结构拟采用反冲击式炮口制退器。
3) 本文得出在车体、舱盖上的超压分布规律,对某两栖火炮底盘相关设计具有一定的理论意义和实际应用价值。
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