超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭氣動特性與流體分離控制.pdf

1、精確打擊是現(xiàn)代戰(zhàn)爭大勢所趨的發(fā)展方向，然而常規(guī)彈箭飛行時會在其表面產(chǎn)生流體分離現(xiàn)象，并導(dǎo)致彈身振動，一定條件下還會導(dǎo)致彈箭失穩(wěn)。雖然彈箭旋轉(zhuǎn)對其表面流體分離有一定抑制作用，但超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭在飛行過程中其邊界層仍有流體分離。因此，超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭的氣動特性以及彈體表面邊界層流體分離控制的研究，對超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭的優(yōu)化改進(jìn)具有非常重要的意義。
　　本文基于DES(Detached Eddy Simulation)方法，采用二階AUSM+格

2、式以及滑移網(wǎng)格技術(shù)，對典型的超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭進(jìn)行了數(shù)值模擬，計算結(jié)果與前人實(shí)驗(yàn)及相關(guān)計算結(jié)果相符。在此基礎(chǔ)上，對馬格努斯現(xiàn)象的產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行了詳細(xì)討論，并研究了攻角、馬赫數(shù)以及轉(zhuǎn)速變化對馬格努斯效應(yīng)及彈丸表面壓力分布的影響。然后，通過改變船尾結(jié)構(gòu)的長度與偏角，得到了船尾結(jié)構(gòu)變化對旋轉(zhuǎn)彈丸氣動特性的影響。另外，對加裝微楔與微葉片兩種典型被動式微渦流發(fā)生器(Passive Vortex Generator，PVG)和射流主動式渦流發(fā)生器(Act

3、ive Vortex Generator，AVG)后旋轉(zhuǎn)彈箭流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了數(shù)值模擬與分析，揭示了渦流發(fā)生器對旋轉(zhuǎn)彈箭邊界層流體分離控制的作用機(jī)理，發(fā)現(xiàn)其可提高常規(guī)旋轉(zhuǎn)彈箭的飛行穩(wěn)定性。主要研究內(nèi)容與成果如下:
　　通過對典型6.37倍直徑長的尖拱圓柱型彈丸數(shù)值模擬并與前人實(shí)驗(yàn)及仿真結(jié)果進(jìn)行對比，驗(yàn)證了本文數(shù)值方法的可靠性。為了更清晰地揭示彈丸旋轉(zhuǎn)的馬格努斯效應(yīng)，數(shù)值模擬了典型的6倍口徑帶船尾的SOCBT彈丸的流場分布。結(jié)果表明:船

4、尾對馬格努斯效應(yīng)的影響較大;隨著攻角的增大，馬格努斯力和馬格努斯力矩系數(shù)逐漸增大，其中，在小攻角范圍內(nèi)呈線性變化;相同轉(zhuǎn)速，相同攻角情況下，隨著馬赫數(shù)的增大，馬格努斯效應(yīng)對彈丸的影響越來越小;在其他條件相同時，馬格努斯力與力矩系數(shù)隨著轉(zhuǎn)速的增大基本呈線性遞增。在此基礎(chǔ)上，提出了簡單且精度很高的工程估算公式。
　　在研究過程中發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)彈丸船尾部位對馬格努斯效應(yīng)影響很大，因此，將標(biāo)準(zhǔn)尖拱圓柱型彈丸作為初始模型，改變其船尾長度與偏角，研

5、究船尾結(jié)構(gòu)對彈丸氣動特性的影響。結(jié)果表明:添加船尾結(jié)構(gòu)后，彈頭迎風(fēng)面壓力增大，導(dǎo)致阻力與升力系數(shù)增大，但隨著船尾長度的增大逐漸遞減;升力系數(shù)隨著船尾偏角的增大呈遞減趨勢，而阻力系數(shù)在船尾偏角大于5°后，呈周期性小幅波動;馬格努斯系數(shù)隨著船尾長度及船尾偏角的增大，均呈遞增趨勢;另外，從整體氣動系數(shù)的變化趨勢可知，旋轉(zhuǎn)彈丸的船尾長度合理區(qū)間為0.8-cal～1.2-cal，船尾偏角的合理區(qū)間為7°～10°，這一結(jié)論與現(xiàn)在的常規(guī)旋轉(zhuǎn)彈丸相吻合

6、。
　　在標(biāo)準(zhǔn)122mm火箭彈和155mm旋轉(zhuǎn)彈丸彈肩前端分別加裝PVGs(微楔)，數(shù)值模擬邊界層流體分離的控制過程，并對比分析了兩種旋轉(zhuǎn)彈箭微楔控制效果的差異。通過在155mm標(biāo)準(zhǔn)彈丸的基礎(chǔ)上，分別安裝了微楔與微葉片兩種PVGs，討論了兩種PVGs控制機(jī)理以及控制效果的差異。結(jié)果表明:旋轉(zhuǎn)彈箭加裝微楔后，微楔尾渦產(chǎn)生的流向渦串結(jié)構(gòu)附在彈體表面，可抑制邊界層的流動分離;添加微楔后彈箭的升力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)明顯穩(wěn)定很多，幾乎消除了

7、隨時間的波動，從而提高彈箭的飛行穩(wěn)定性。微楔和微葉片兩種PVGs的尾渦結(jié)構(gòu)差異很大，作用機(jī)理大同小異，均能有效地抑制彈體表面的流體分離，消除升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)隨時間的波動，提高彈丸的飛行穩(wěn)定性。
　　數(shù)值研究了主動式射流渦發(fā)生器對122mm火箭彈與155mm彈丸的邊界層流體分離控制效果，模擬了旋轉(zhuǎn)彈箭加裝射流控制前后的流場，分析了射流對邊界層流體分離的抑制機(jī)理及其對旋轉(zhuǎn)彈箭氣動特性的改良效果，并探討了射流的各參數(shù)對旋轉(zhuǎn)彈丸控制

8、效果的影響。結(jié)果表明:射流控制有利于抑制彈體表面流體分離，減少氣動系數(shù)波動，有利于提高彈箭穩(wěn)定性并減少彈身振動。對于火箭彈，射流控制可使其升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)明顯增大，從而彈軸可以更加快速向速度矢量方向靠攏，提高火箭彈飛行穩(wěn)定性和射擊精度;對于旋轉(zhuǎn)彈丸，射流控制可以提高升力，維持阻力系數(shù)保持不變，達(dá)到增程的目的，且降低俯仰力矩系數(shù)，提高其靜穩(wěn)定性。對比分析了射流各出口條件對控制效果的影響，綜合可知在馬赫數(shù)Ma=1.5，射流出口壓力Pj