優化彈頭引信外形增大小口徑亞音速彈射程

劉 宣，聞 泉，王雨時，張志彪，唐華山

(1.南京理工大學機械工程學院，江蘇 南京 210094；2.湖南兵器建華精密儀器有限公司，湖南 永州 425024)

優化彈頭引信外形增大小口徑亞音速彈射程

劉 宣1，聞 泉1，王雨時1，張志彪1，唐華山2

(1.南京理工大學機械工程學院，江蘇 南京 210094；2.湖南兵器建華精密儀器有限公司，湖南 永州 425024)

針對頭部引信外形影響35 mm口徑亞音速榴彈彈丸最大射程的問題，提出了優化彈頭引信外形，增大小口徑亞音速彈射程的方法。該方法是在原彈頭引信外形基礎上提出了4種引信頭部外形優化設計方案，利用FLUENT軟件對配用這5種外形的引信彈丸空氣阻力特性進行仿真，并利用Origin Lab軟件對其阻力系數進行Logistic曲線擬合，最后解算外彈道得到各方案彈丸的最大射程。結果表明，引信頭部外形以母線為準拋物線形外形，減阻增大射程效果最為明顯(增程約為7.4%)，準球頭外形方案也是可選方案(增程約為6.6%)。

引信；外形優化；仿真；阻力特性；外彈道計算

0 引言

射程是武器系統的重要指標之一，對彈丸(包括彈頭引信)外形和結構進行減阻綜合優化設計可以提高射程[1]。彈丸各部分的外形結構、質量與質量分布設計是否合理，與彈丸彈道性能、氣動性能好壞和威力大小等密切相關[2]。文獻[3]采用FLUENT軟件對處于簡易制導狀態下的某彈道修正彈在不同攻角、不同飛行馬赫數下的氣動力特性進行仿真研究，得到該彈道修正彈升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數隨飛行馬赫數和攻角的變化規律。文獻[4]通過FLUENT軟件對配用頭部外形略有變異兩種引信的57 mm口徑人工增雨防雹彈的彈丸空氣阻力特性進行仿真，得到其阻力系數與馬赫數的關系曲線，結果表明，這兩種引信外形并未引起彈丸外彈道有較大差異。文獻[5]應用FLUENT仿真軟件初步研究了彈頭引信外形對35 mm口徑亞音速彈丸氣動力特性的影響，得到了頭部形狀為單一圓臺形、組合圓臺形和半球形的三種彈丸在不同攻角、不同馬赫數下的阻力系數、升力系數、俯仰力矩系數和壓力中心變化規律。研究結果表明存在引信外形影響彈丸最大射程的問題。本文針對此問題，提出了優化彈頭引信外形增大小口徑亞音速彈射程的方法。

1 引信外形改進方案

合理設計彈丸氣動外形對于減小彈丸阻力和提高其穩定性具有重要意義。彈丸頭部形狀一般分為錐形、圓弧形、拋物線形和桿形等四種。對于亞音速彈丸頭部形狀，主要在于能保證附面層不分離，故不需要過于銳長，就全彈形而言，以流線形阻力最小[2]；經典外彈道學理論認為：對于彈丸頭部形狀，從阻力觀點來看，以拋物線形母線最有利，而以橢圓形母線最差[6]。文獻[7]研究了馬赫數(Ma)在0.7～3.0范圍內，不同引信頭部外形參數對彈丸氣動力的影響，結果表明,為減小飛行阻力，在彈丸設計過程中應盡量避免采用具有拐點的母線形狀。

某35 mm口徑亞音速榴彈彈頭部完全是彈頭引信，與彈頭引信鄰接的彈體是圓柱部，因此該彈丸的頭部外形完全由其彈頭引信所決定。本文以該小口徑亞音速榴彈彈丸原始結構設計參數為基礎，在保證彈丸全長(L=108 mm)不變的前提下，提出了彈頭引信輪廓外形分別為準拋物線形、準球頭形、半球形、截錐形的優化設計方案。

原始彈頭引信外形，如圖1所示。其中H=34.7 mm、D=35 mm、h=27.7 mm、h'=6.6 mm、d1=21 mm、d2=21.6 mm、α1=16°、α2=30°、α3=40°。

圖1 原始彈頭引信外形Fig.1 Original contour of nose fuze

為尋求外形優化減阻增大射程方案，現提出了4種彈頭引信外形方案、如圖2所示。各方案外形尺寸所對應數值如表1所列。

圖2 4種彈頭引信外形方案Fig.2 Four kinds of nose fuze contour

尺寸符號HDR1R2h1Rb工程含義外露部分高度最大直徑過渡圓弧半徑頭部半徑過渡圓弧高度頭部半徑數值347mm35mm175mm4mm62mm12mm尺寸符號βRchγRdd工程含義頭錐錐角頭部半徑過渡圓弧高度頭錐錐角過渡圓弧半徑頭部直徑數值26°1735mm45mm54°10mm2mm

2 阻力特性數值模擬

2.1 仿真過程

仿真以配用改進外形引信的彈丸為對象。其中配用原始彈頭引信的實體模型如圖3所示。將實體模型導入前處理模塊ANSYS Workbench，建立彈丸外部計算域，然后劃分計算域網格，選用Cutcell網格劃分方法[8]，仿真模型如圖4所示。

本文所涉及的馬赫數和攻角情況都屬于定常流動范圍。采用相對運動條件模擬彈丸外流場，即假設彈丸靜止、來流為理想氣體，空氣以反向相同速度流動。選擇薩蘭德定律計算氣體粘性，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型[9]。設置邊界條件，對來流采用遠場邊界條件，利用FLUENT 求解器進行迭代求解，通過設置殘差辨別收斂情況，并設置阻力系數監視器得到相應馬赫數下的阻力系數。

圖3 配用原始彈頭引信的彈丸實體模型Fig.3 Solid model of original contour of fuze

圖4 配用原始彈頭引信的彈丸仿真模Fig.4 Simulation model of original contour of fuze

2.2 仿真結果分析

針對圖1和圖2給出的引信外形，仿真其所配彈丸零攻角阻力系數，結果如表2所列。

表2 5種彈頭引信外形彈丸不同馬赫數時的零升阻力系數數值Tab.2 Zero lift drag coefficient values offive kinds of nose fuze contour

由表2可知，原始彈頭引信外形平均阻力系數基本上是最大的，而拋物線形彈頭引信外形的減阻效果基本上是最好的。

文獻[2]中介紹，在亞音速段零升阻力系數值Cx0幾乎為常數。現仿真得到的5種彈頭引信外形彈丸在亞音速段的零升阻力系數值接近常數。另外仿真結果表明，拋物線形彈頭引信外形的平均阻力系數值最小，也與經典外彈道學理論一致，說明仿真結果基本可信。

2.3 阻力系數擬合

文獻[10]以跨音速段最大值為界，分亞音速段和超音速段兩段，以彈丸空氣阻力定律為例分別利用Logistic曲線和三次拋物線進行擬合處理，對1943年阻力定律擬合的最大誤差只有5.05%。

本文研究的是亞音速彈丸空氣阻力特性。利用Origin Lab數據分析軟件對上述5種彈頭引信外形彈丸的阻力系數進行Logistic曲線擬合。

設亞音速段Logistic曲線解析式為：

擬合得到配用這5種彈頭引信外形方案的彈丸對應的Logistic曲線的解析式中的各系數值如表3所列。

表3 Logistic曲線擬合結果Tab.3 Fitting results of logistic curve

3 最大射程計算與引信外形優選

彈頭引信外形影響彈丸空氣阻力特性，進而影響彈丸射程。將擬合得到的阻力系數函數用于炮兵標準氣象條件下的空氣質心外彈道數值解算。解算時采用Matlab軟件中變步長的ode45算法，最小步長據時間精度調節。本文所述小口徑亞音速段榴彈彈丸出廠平均質量m=0.215 kg，初始速度v0=208 m/s，最大射程xmax=1 750 m。計算得到的5種彈頭引信外形彈丸最大射程角θ均為39°。以彈丸出廠質量為參考，分別對m=0.18、0.215、0.25 kg時的彈重數據進行相同初速條件下的外彈道計算，得到5種彈頭引信外形彈丸最大射程如表4所列。

表4 5種彈頭引信外形彈丸最大射程xmaxTab.4 Maximum range offive kinds of nose fuze contour

由表4可知，計算得到的原始外形彈丸最大射程為1 776 m，與試驗觀測結果(1 750 m)相差1.5%，說明仿真結果可信。與原始外形相比，文中提出的母線為準拋物線形外形、準球頭外形、半球外形、截錐外形的設計方案對應的最大射程都有所增大，其中以母線為準拋物線形外形方案增大最為明顯(增程約為7.4%)，準球頭外形方案也是可選方案(增程約為6.6%)。

4 結論

本文提出了優化彈頭引信外形增大小口徑亞音速彈射程的方法。該方法在原彈頭引信外形基礎上提出了4種引信頭部外形優化設計方案，并利用FLUENT軟件對配用這5種外形的引信彈丸空氣阻力特性進行仿真分析。仿真結果表明：與原始外形相比，4種設計方案都有不同程度的減阻增大射程效果，其中以母線為準拋物線形外形減阻增大射程效果最為明顯(增程約為7.4%)，準球頭外形方案也是可選方案(增程約為6.6%)。

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Optimization of Nose Fuze Contour to Increase Range of Small-caliber Subsonic Grenade

LIU Xuan1，WEN Quan1，WANG Yushi1，ZHANG Zhibiao1,TANG Huashan2

(1.School of Mechanical Engineering，NUST，Nanjing 210094，China;2.Hunan Jianhua Precision Apparatus Co. Ltd， Yongzhou 425024，China)

For the problem of fuze contour affecting the maximum range of a kind of 35 mm caliber subsonic grenade,a method of optimizating of nose fuze contour to increase range of small-caliber subsonic grenade was put forward. Four kinds of head contour optimization design scheme of the nose fuze were put forward on the basis of the contour of the origin nose fuze contour. Air resistance characteristics of the grenades equipped with these five schemes of the nose fuze were studied by using FLUEN. The drag coefficients obtained would be fitted to logistic curve by using Origin Lab. The maximum range of each scheme was obtained by calculating the exterior ballistics. The result shows that nose fuze contour with quasi-parabolic scheme has best effect in reducing drag and increasing range (increasing by about 7.4%) . The quasi-ball shape scheme was also optional(increasing by about 6.6%).

fuze; contour optimization; simulation; resistance characteristics; exterior ballistics calculating

2016-04-10

江蘇省自然科學基金青年基金項目資助(BK20140786)

劉宣(1989—)，男，山東濟寧人，碩士研究生，研究方向：引信系統分析和機構動力學。E-mail：15564864028@163.com。

TJ431.3

A

1008-1194(2016)06-0031-04