基于FLUENT的X型火箭彈外形對其飛行阻力的影響分析*

湯子鑫 孫思浩

(總裝駐福州地區軍事代表室 福州 350003)

基于FLUENT的X型火箭彈外形對其飛行阻力的影響分析*

湯子鑫 孫思浩

(總裝駐福州地區軍事代表室 福州 350003)

X型火箭彈在試驗階段經常出現最大射程不能滿足設計指標要求的問題,論文利用大型流體計算軟件FLUENT對其彈體的氣動特性進行仿真,爾后采用對彈體外形進行整流的方法來降低其飛行阻力,提高其最大射程。

阻力系數; FLUENT; 整流

Class Number TJ760.12

1 引言

X型火箭彈是在某型多用途火箭彈的基礎上改進研制的新型防化火箭彈,填補了國內在該領域的空白,該型火箭彈在試驗階段經常出現最大射程不能滿足設計指標要求的問題,本文嘗試采用基于FLUENT的仿真對火箭彈彈體進行氣動優化設計,以求降低全彈飛行阻力系數,提高其最大射程的裕度。

2 彈體阻力系數計算

計算彈體空氣阻力系數的方法有工程計算法、流體力學計算法、風洞試驗和飛行試驗等方法[1～2],由于X型火箭彈彈頭和彈身形狀復雜,若采用工程算法,很難保證計算精度,本文采用大型流體計算軟件FLUENT計算火箭彈阻力系數。

FLUENT是目前功能最強大,適用范圍最廣,國內使用最多的CFD軟件之一[3～4],在FLUENT前處理軟件Gambi中創建彈體的三維模型[5],如圖1所示。由于是外流場分析,彈體可近似為長圓柱物體,故計算域設為球頭長圓柱體,長度為彈體長度的7倍,直徑為彈體直徑的16倍[6]。彈體置于計算域中部,為了減少計算量將計算域設置為1/2對稱計算域[7],如圖2所示。

圖1 彈體模型及彈體表面網格圖

圖2 計算域

模型創建完成后導入FLUENT軟件進行流體力學分析,取來流值作為來流初始條件,外邊界取壓力遠場條件,對稱面上使用對稱邊界條件,彈體表面取默認固壁條件[8]。假設來流為理想氣流,來流攻角為0°,來流馬赫數為0.6,根據上述條件求解彈體阻力系數,下面分原始彈體、彈體頭部、彈體中部進行氣動特性分析。

2.1 原始彈體

基于FLUENT軟件可得,原始彈體的氣動計算模型、壓力分布、速度矢量分別如圖3～圖5所示,阻力系數計算結果可如表1所示。

圖3 原始彈體氣動計算模型

圖4 壓力分布圖

圖5 速度矢量圖表1 原始彈體阻力系數及組成比例(Ma=0.6,α=0°)

類別數值總阻力系數0.367壓差阻力系數0.317百分比86.4摩擦阻力系數0.050百分比13.6

從計算結果分析,彈體阻力系數為0.367,占全彈阻力系數(取0.40)的91.8%。彈體阻力系數組成中壓差阻力占86.4%,摩擦阻力占13.6%。

壓差阻力占全彈阻力的比例最大,產生壓差阻力的主要區域包括:頭部高壓區、兩個鞍部高壓區(戰斗部和發動機連接部、噴管和燃燒室連接部)和底部低壓區[9～10]。因此,彈體氣動優化主要對高壓區域進行整流,減小彈體壓差阻力。

2.2 頭部整流方案

頭部整流方案的核心是將彈體頭部半球形風帽替換為頂角45°的錐形風帽,增大頭部長細比,結果使彈長增加至715mm。頭部整流方案氣動計算模型、壓力分布、速度矢量分別如圖6～圖8所示。

圖6 頭部整流方案氣動計算模型

圖7 壓力分布圖

圖8 速度矢量圖表2 頭部整流方案阻力系數及組成比例(Ma=0.6,α=0°)

類別數值總阻力系數0.335壓差阻力系數0.331百分比88.3摩擦阻力系數0.044百分比11.76

計算結果表明,采用更大細長比的錐形風帽并不能減小彈體阻力系數,相反阻力系數略有增大。從壓力分布圖分析,產生壓差阻力的區域未發生改變,該方案并未減小彈體的壓差阻力。

2.3 中部整流方案

中部整流方案的核心是在彈體兩處鞍部安裝整流罩,使彈身形狀為圓柱形,該方案不需要對原彈體進行大的改動。中部整流方案氣動計算模型、壓力分布如圖、速度矢量分別如圖9～圖11所示。

圖9 中部整流方案氣動計算模型

圖10 壓力分布圖

圖11 速度矢量圖表3 中部整流方案阻力系數及組成比例(Ma=0.6,α=0°)

類別數值總阻力系數0.283壓差阻力系數0.221百分比78.1摩擦阻力系數0.062百分比21.9

計算結果表明,整流后的彈體阻力系數為0.283,較原始彈體阻力系數減小22.9%。整流后彈體摩擦系數略有增大,但壓差系數明顯減小。從壓力分布圖分析,產生壓差阻力系數的區域為彈頭高壓區和彈底低壓區,彈體中部的兩個高壓區消失。因此,該方案能夠達到減小阻力系數的目的。

3 結語

根據以上分析計算可知,采用彈體中部整流方案不需對全彈進行較大改動,而且可有效減小全彈阻力系數,選擇中部整流方案為最佳方案。

[1] 陳再新.空氣動力學[M].北京:航空工業出版社,1993:78-80.

[2] 王洋,佟惠軍,楊林.基于Fluent的某型空空導彈空氣動力分析[J].四川兵工學報,2013,34(4):53-55.

[3] 趙洪章,岳春國,李進賢.基于Fluent的導彈氣動特性計算[J].彈箭與制導學報,2007,27(2):15-18.

[4] Brandon J M. Dynamic stall effects and applications to high performance aircraft[R]. AGARDR-776, No 2, April,1991:66-68.

[5] Fluent Incorporated: Gambititutorial Guide[M]. Fluent Incorporated,1998:3-6.

[6] 楊樂,余貞勇,何景軒.基于FLUENT的固體火箭發動機點火瞬態內流場仿真影響因素分析[J].固體火箭技術,2011,34(4):474-477.

[7] Cang S T, Han S, Joh C. Radiation effect ignition on I-D transient analysis of SRM[R]. AIAA 96-3055.

[8] 王三武,毛龍,楊濤,等.基于FLUENT的兩種管道內流體分析[J].機械,2011,38(6):18-20.

[9] 張功暉,黎志航,周志鴻.基于Fluent流場數值仿真的管路流量計算[J].液壓氣動與密封,2010(12):41-43.

[10] 李維維,趙文忠,趙小平.基于Fluent的水反應金屬燃料發動機噴管流場分析[J].艦船科學技術,2010,32(12):135-139.

X Rocket’s Shell Influence on Flight Resistance Based on FLUENT

TANG Zixin SUN Sihao

(General Equipment Department’s Military Representative at Fuzhou, Fuzhou 350003)

It often happens that X rocket’s maximum range can not meet the requirements of its design index between testing moments. FLUENT is used to simulate the X Rocket’s pneumatic peculiarity, and its shell is commutated to reduce the flight resistance to improve X rocket’s maximum range.

resistance coefficient, FLUENT, commutate

2013年8月6日,

2013年9月27日

湯子鑫,男,助理工程師,研究方向:彈藥質量檢測。孫思浩,男,工程師,研究方向:彈藥質量檢測。

TJ760.12

10.3969/j.issn1672-9730.2014.02.009