某炮射彈丸氣動力參數仿真計算

曾晶 盧連軍 鄭燦杰 李青澤 張玲娜

摘? 要：為了優化某炮射彈丸氣動性結構設計，獲得彈丸飛行過程中準確的氣動力參數。本文建立了彈丸外流場模型并生成可計算的結構化網格，并采用了外流場數值計算方法;通過FLUENT軟件，針對不同來流馬赫數，不同攻角的條件下;對彈丸的流場分布和氣動特性進行了計算與分析，符合超音速彈丸阻力氣動規律;計算結果為彈丸飛行穩定性和彈道仿真分析提供了重要理論依據。

關鍵詞：彈丸? 氣動性能? 外流場? 穩定性

中圖分類號：TJ413? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-098X（2021）06（a）-0034-04

Simulation calculation of aerodynamic parameters of a projectile by gun

ZENG Jing? LU Lianjun? ZHENG Canjie? LI Qingze? ZHANG Lingna

（Institute of Military Products. Shandong Special Industrial Group Co.， Ltd.， Zibo， Shandong Province， 255201 China）

Abstract： In order to optimize the aerodynamic structure design of a projectile， obtain the accurate aerodynamic parameters of the projectile during flight. In this paper， it establishes a projectile outflow field model and generate a computable structured grid. To adopt the numerical calculation method of outflow field. Under the conditions of different incoming Mach number and different attack angle， the flow field distribution and aerodynamic characteristics of the projectile are calculated and analyzed by the FLUENT software. It accords with the aerodynamic law of supersonic projectile drag. The calculated results provide an important theoretical basis for the projectile flight stability and ballistic simulation analysis.

Key Words： Projectile; Aerodynamic performance; Outer flow filed; Stability

近幾年，我國逐漸開始對彈丸飛行穩定性進行研究并且越發更加重視[1]。其中彈丸氣動力結構設計的優劣對彈丸的飛行穩定性、射程及其實戰中的效能有著直接影響。通過獲得彈丸的氣動力參數，可以為彈丸的氣動性結構優化提供更可靠的依據。傳統獲得氣動力參數主要有4種方法：工程理論計算法、數值仿真法、風洞試驗法及實彈射擊法。除數值仿真法，其他方法繁瑣、周期長、效費比低，已不能適應現代武器設計的要求。數值仿真法在一定程度上可以代替其他方法，并且可以模擬試驗無法模擬的條件，提供多種計算模擬不可壓或可壓流動、定常狀態后者過渡分析、無黏、層流和湍流等情況，具有很強的仿真計算分析能力，可用于氣動性設計、氣動性參數計算和彈導仿真分析[2]。

本文通過FLUENT軟件對某炮射彈丸外流場進行了數值仿真。針對不同攻角、不同馬赫數情況下的氣動力參數仿真，通過計算結果對彈丸飛行過程中的阻力系數、升力系數、俯仰力矩系數進行計算分析，并計算壓心位置[3];分析結果體現了彈丸外流場特征，并符合超音速彈丸阻力氣動規律，從而體現數值仿真可為彈丸氣動力外形設計提供可靠依據，是一種高效可行的方法。

1? 仿真計算

1.1 模型建立及網格劃分

由于彈丸的模型為回轉體，相對簡單，故在三位建模Creo軟件中將該彈丸模型建立成整體模型，如圖1所示;并以前處理模塊ICEM可以導入的格式保存。模型導入ICEM后先進行計算域設置。

由于氣動力參數的計算相對復雜，彈丸在空中飛行時，形成氣流的細微變化都會對彈丸的氣動力參數產生影響。因這些條件的存在，要求劃分彈丸周圍的網格足夠密集，保證計算域中一些細微變化能夠在所劃分網格內展現出來，從而可以獲得更準確的氣動力參數[4]。另外，彈丸在空氣中飛行時速度極快，所作用的區域會很大，要求將可用計算域有足夠大的范圍，用來滿足遠場邊界條件;將計算域建成長方體，長度為彈丸全場的6倍，寬度和高度為彈丸直徑的15倍;彈丸置于計算域中部。然后進行網格劃分設置，在彈丸壁面處采用外O型網格劃分邊界層網格，并在近壁處加密，生成結構網格后設置邊界條件。模型的三維網格數量為160萬左右，該彈丸網格劃分情況如圖2、圖3所示。

1.2 初始條件和邊界條件

將劃分好的網格模型導入FLUENT軟件中，然后開始進行初始設置：環境為可壓縮空氣，壓強預置為標準大氣壓。定義邊界條件：（1）進口邊界設置為超音速波，熱傳輸為完全溫度，靜態壓強為標準大氣壓;（2）出口邊界設置為超音速;（3）自由面邊界設置為熱傳導為絕熱，面為自由滑動;（4）壁面邊界條件為平滑情況。假設來流為理想氣體，來流攻角α=0°、5°、10°，來流馬赫數Ma=1.25，1.5，1.75，2.0，2.25，2.5。

1.3 氣動力系數求解

根據上述求解可以得到流場內每個網格點（i）上的氣體流動參數——壓力Pi、密度ρi、摩擦應力τi等，為了得到彈丸的氣動力系數[5]，即在彈丸表面對Pi和τi進行積分得到總的氣動力F，將F分別投影到X、Y、Z軸，就可以得到3個方向的載荷分量，然后利用氣動力求解公式如表1，可求出氣動力參數。

1.4 仿真計算結果

分別計算了來流馬赫數Ma=1.25，1.5，1.75，2.0，2.25，2.5，攻角為α=0°，5°，10°，共18個狀態下的阻力系數、升力系數、俯仰力矩系數，并計算壓心位置。彈丸的氣動系數數值計算結果如表2，表中為xcp壓心距彈頂的距離。

由于計算的工況相對較多，其中計算了接近彈丸初速780m/s，馬赫數為2.25、攻角5°時的仿真結果圖。繪制處了壓力云圖、溫度云圖、馬赫數云圖、密度云圖，如圖4至圖7所示。

1.4.1 阻力特性

通過仿真計算結果得到馬赫數—阻力因數擬合曲線見圖8?？梢钥闯觯涸讦?0°時，阻力系數最小，即零升阻力;在不同馬赫數下，彈丸的阻力系數Cx隨攻角變大逐漸變大;在不同攻角下，彈丸的阻力系數Cx隨馬赫數變大逐漸減小，符合超音速彈丸阻力氣動規律。

1.4.2 升力特性

從表2可以看出：在α=0°時，升力系數為0;在不同馬赫數下，彈丸升力系數Cy隨攻角變大逐漸變大。在不同攻角下，彈丸的升力系數Cy隨馬赫數變大逐漸變大，符合超音速彈丸升力氣動規律[6]。

1.4.3 俯仰力矩特性

從表2可以看出：在不同馬赫數下，彈丸Mz隨攻角的增大逐漸增大，攻角大于0°時，Mz為負數。該類型彈丸，其飛行中的升力主要是彈丸頭部來提供，所以Mz會導致彈丸翻轉，即翻轉力矩。該彈采用高速旋轉來保持穩定的飛行，克服俯仰力矩的作用[7]。

2? 結語

利用FLUNET氣動力分析模塊完成某炮射彈丸氣動力參數的仿真計算。計算了不同來流馬赫數Ma=1.25，1.5，1.75，2.0，2.25，2.5，攻角為α=0°，5°，10°，共18個狀態下的阻力系數、升力系數、俯仰力矩系數及壓心位置，得出了該彈丸的氣動力參數，并分析了3個氣動力參數的變化情況，符合超音速彈丸阻力氣動規律。此外，該氣動力參數計算結果為氣動外形的優化、彈丸飛行穩定性和彈道仿真分析提供了重要依據。

參考文獻

[1] 呂鐵鋼，張亞，李世中.低轉速條件下的彈丸飛行穩定性分析[J].現代防御技術，2018，46（3）：60-65.

[2] 錢林方.火炮彈道學[M].北京：北京理工大學出版社，2009.

[3] 鄧維，陳少松.某鴨式布局彈箭的俯仰動導數計算與分析[J].彈道學報，2017，29（1）：34-38.

[4] 黃鈺哲，陶鋼，龐春橋.質量偏心對旋轉榴彈氣動特性及飛行穩定性的影響[J].兵器裝備工程學報，2020，41（11）：65-69.

[5] 馬國梁，蔡紅明，常思江.固定鴨舵雙旋彈動態穩定性分析[J].兵工學報，2019，40（10）：1987-1994.

[6] 杜偉.云爆彈結構與氣動特性分析[D].太原：中北大學，2017.

[7] 黃玉才.高超音速炮彈氣動分析與彈道仿真研究[D].南京：南京理工大學，2017.