前张式尾翼弹气动特性分析

焦志刚,张明博,徐少明，曹 旭

(1.沈阳理工大学 装备工程学院，沈阳 110159；2.陆军沈阳军代局驻724厂军代室，沈阳 110045)

前张式尾翼弹气动特性分析

焦志刚1,张明博1,徐少明2，曹 旭1

(1.沈阳理工大学 装备工程学院，沈阳 110159；2.陆军沈阳军代局驻724厂军代室，沈阳 110045)

对前张式尾翼弹的气动特性研究，可以为该弹气动外形的改进和稳定装置的优化提供依据，对外弹道的解算提供前提条件。应用流体力学软件FLUENT模拟前张式尾翼弹在不同攻角和马赫数下的空气动力，分析弹丸周围的流场特性。研究表明，阻力系数和升力系数均随马赫数的增长先增大后减小，不同的是升力系数在跨音速时突然减小；阻力系数和升力系数与攻角呈正比关系；尾翼部分提供升力占总升力28%～65%，所受阻力占总阻力10%～30%。

前张式尾翼弹；攻角；气动特性

滑膛炮生产工艺简单、价格低廉，没有膛线磨损，提高了炮管寿命；滑膛炮只能发射尾翼弹，尾翼弹有前张式、后张式、次口径、鸭舵式等众多种类[1]。程杰等基于工程算法结合风洞试验建立了隔转式鸭舵式弹道修正弹的气动力模型，应用计算流体力学对模型进行了验证[2]。张涪等基于有限体积法对某一子母弹子弹在超音速时的气动特性进行分析，最终得到其压心位置的变化占全弹长的10.3%，证明其飞行稳定性[3]。冯星设计了一种带卷弧飞翼的特种弹外形，得到其升力、阻力的变化规律[4]。翟英存等研究了尾翼稳定弹随海拔高度增加，主要气动力特性的变化规律，结果表明随海拔高度增大阻力系数增大、压心系数减小，对于飞行高度大于30km的远程弹箭在设计中应考虑海拔对气动力的影响[5]。

对于前张式尾翼弹，由于其结构的复杂性，理论计算很难求得准确的气动力参数，本文采用数值模拟方法，建立弹丸的外流场模型，进行气动力参数的求解，通过数值模拟得出的阻力、升力等参数有助于外弹道的解算，可以为该弹气动外形的改进和稳定装置的优化提供依据。

1 前处理

应用UG软件建立前张式尾翼弹尾翼张开后的三维模型，如图1所示，将三维模型以“.step”的格式输出并导入ICEM CFD。

图1 尾翼弹实体模型图

建立一个围绕前张式尾翼弹的圆柱体计算区域，圆柱体的直径为25倍弹径，圆柱体高为10倍弹长，然后对计算区域进行网格划分。网格划分是流体力学计算的重要前提，网格的质量直接影响计算的速度和精度。FLUENT前处理软件ICEM CFD有多种网格划分方法，本文采用混合网格的方法对流场进行划分。尾翼弹在尾翼处结构复杂，因此在近弹体部分采用非结构化网格，用Delaunay方法生成四面体网格，对复杂边界可进行修补；在远离弹体部分采用结构化六面体网格，可有效提高计算速度。网格划分结果如图2所示，分界面上的节点通过合并实现过渡。最终得到流场区域网格，如图3所示，网格总数为151万。

2 仿真方法

2.1 湍流模型

根据所研究的前张式尾翼弹的流场特点，选用湍流模型，从经验和量纲分析角度出发，先分析简单流动，再逐步进行补充和发展，进而进行湍流流动的计算。Fluent软件提供了多种湍流模型，本文计算采用Spalart-Allmaras模型，该模型适用于非结构网格，稳定性好，计算量相对较小[6]。

图2 分界面网格处理

图3 流场区域网格图

2.2 控制方程

假设空气为理想气体，粘度的变化应用Surthland控制方程，压力由理想气体的状态方程确定。

2.3 边界条件

前张式尾翼弹表面采用刚体无滑移，来流采用压力远场条件，给定来流的马赫数和角度，设置边界外压强为标准大气压。

2.4 算法选择

本文采用二阶迎风格式，其精度高，收敛性好，符合计算要求。

3 计算结果及分析

对马赫数为0.6～3.0、攻角为0°～8°时尾翼弹的外流场进行数值模拟。图4给出了马赫数为1.4、攻角为0°和8°时的流场压力等值线图。图4a中可以看出攻角为0°时，在超音速来流的条件下，弹头部分形成激波，在弹底与尾翼连接部分，形状发生突变，在尾翼迎风面处气体膨胀形成膨胀波，使弹底压力降低形成低压区。图4b显示出当攻角为8°时，尾翼弹迎、背风面压力呈非对称性，攻角的存在使弹头激波更为剧烈；尾翼上下面由于攻角的存在压力呈不对称，其下端面的压力高于上端面；尾翼上下端面压力差保证了有攻角时的飞行稳定性。图5为攻角6°马赫数2时弹底速度矢量图,由图5可以看出，尾翼弹尾部与尾翼连接处存在涡流，在弹底处形成一个低压区，弹头弹底的压力差消耗尾翼的动能，攻角的存在使涡流的形状不对称。

图4 弹体表面压力等值线图

图5 α=6° Ma=2时弹底速度矢量图

图6给出了阻力系数和阻力随马赫数的变化规律。从图6a可以看出，尾翼弹在攻角改变的情况下，阻力系数发生变化。在马赫数小于0.7时，阻力系数基本保持不变；随着速度增大，在跨音速阶段(马赫数在0.7～1.2时)产生了弹头激波，阻力系数急剧上升，并在马赫数为1.1～1.2时取得极大值；当速度继续增大时，弹头部的离体激波达到一定值时变为附体激波，附体激波比离体激波消耗较少的动能，因此阻力系数变小。虽然尾翼弹在大马赫数时阻力系数变小，但这并不代表阻力变小，这是因为尾翼弹所受阻力不仅与阻力系数成正比，还与速度的平方成正比。从图6b可以看出，尾翼弹所受阻力随马赫数的增大线性增加，改变攻角对阻力改变影响不大。

图6 阻力特性规律

图7给出了升力系数和升力随马赫数的变化规律。从图7a可以看出，在小攻角时，升力系数随着马赫数的变化几乎平缓不变；随着攻角的增大，升力系数在亚音速时缓慢增大；跨音速时，由于局部产生了亚、超音速混流的情况，使得升力系数下降；随后升力系数上升，并在马赫数为1.4～1.5时达到最大值；在达到峰值后升力系数随着马赫数的增加而减小，变化趋势逐渐平缓。由图7b可以看出，升力随马赫数和攻角的增加而增大；攻角越大，升力随马赫数增大而增加的趋势愈加剧烈。

图7 升力特性规律

图8给出了俯仰力矩系数随马赫数的变化规律。由图8可以看出，在亚音速时，俯仰力矩系数随攻角的增大而缓慢增大；在跨音速段，攻角越大，俯仰力矩系数下降得越快。在马赫数为1.4～1.5时，俯仰力矩达到峰值，而后随着马赫数的增加平稳下降。

图8 俯仰力矩系数特性规律

图9给出升阻比随马赫数和攻角的变化规律。从图9中可以看出，在跨音速时升阻比急剧下降，这是由于跨音速时出现了局部超音速，产生亚声速和超声速混流所导致的。马赫数在1.5～3.0时升阻比几乎保持不变，这说明在马赫数大于1.5后，随着马赫数的增大，升力和阻力的增长速率相同。当马赫数一定时，升阻比随着攻角的增大而增大。

图9 升阻比特性规律

图10、图11给出了尾翼部分提供的升力和所受到的阻力占整体的比例。可以看出，马赫数小于1时尾翼提供升力占尾翼弹整体升力的28%～63%，尾翼所受阻力占整体阻力的25%左右；马赫数在0.9～1.2时，由于弹头激波的存在，旋成体部分所受的阻力增大，尾翼部分受到阻力占总体阻力的比例减少，达到10%左右，相应的尾翼部分提供的升力比例增大；在马赫数1.3～1.4之间升力占比达到峰值65%；随后随着马赫数的增大，尾翼部分提供的升力比例逐渐减小，受到的阻力比例逐渐增大。尾翼提供的升力占总升力的比例，始终大于其所受阻力占总阻力的比例。

图10 尾翼升力占总升力比随马赫数变化规律

图11 尾翼阻力占总阻力比随马赫数变化规律

4 结论

对前张式尾翼弹在不同攻角和马赫数下所受到的空气动力进行了分析，结论为：

(1)阻力系数在马赫数小于0.7时几乎为常数，在马赫数为0.7～1.1时阻力系数逐渐上升，并在1.1～1.2之间取得极大值，在达到极值后随着马赫数的增大，阻力系数逐渐减小，在马赫数大于2时趋于平缓。马赫数一定时，随着攻角的增加，阻力系数也增大。

(2)在马赫数一定时，升力系数随着攻角的增大而增大；在攻角一定时，随着马赫数的增大，升力系数缓慢增大；在跨音速时，升力系数突然减小，随后在马赫数为1.2～1.4时取得极值；然后随着马赫数的增大，升力系数缓慢减小。

(3)尾翼部分提供的升力占总体升力的28%～65%，尾翼部分所受的阻力占总体阻力的10%～30%。

(4)升阻比在亚音速时相对较大；跨音速阶段，升阻比急剧降低；超音速阶段，升阻比保持稳定。

[1] 韩子鹏.弹箭外弹道学[M].北京:北京 理工大学出版社，2014.

[2] 程杰，于纪言，王晓鸣.隔转鸭舵式弹道修正弹气动力工程模型与辨识[J].兵工学报，2014(10)：1542-1548.

[3] 张涪,王浩,王帅.小长径比张开式尾翼弹气动力三维数值模拟[J].南京理工大学 学报，2014，38(5):597-601.

[4] 冯星.一种单兵武器特种弹的气动设计与弹道计算[D].南京：南京理工大学，2013.

[5] 翟英存，陶国辉，党明利.尾翼稳定火箭 弹高空气动力与弹道特性研究[J].弹箭 与制导学报，2011，31(2):142-144.

[6] 唐家鹏.FLUENT 14.0超级学习手册[M].北京:人民邮电出版社，2013.

AnalysisofAerodynamicCharacteristicsofForwardOpen-tailShell

JIAO Zhigang1,ZHANG Mingbo1,XU Shaoming2,CAO Xu1

(1.Shenyang Ligong University,Shenyang 110159,China;2.Shenyang Representative office of PLA Military Representative Bureau stationed in No.724 Factory,Shenyang 110045,China)

The research on the aerodynamic characteristics of the open-tail shell can provide the prerequisite for the improvement of the aerodynamic shape and the optimization of the stabilizing device and the calculation of the external trajectory.The aerodynamic force of the tail bomb at different angles of attack and Mach number was simulated by FLUENT software.The flow field around the projectile was analyzed.The results show that the drag coefficient and the lift coefficient both increase and decrease with the increase of the Mach number.The difference is that the lift coefficient decreases abruptly at transonic velocity.The drag coefficient and lift coefficient are proportional to the angle of attack.Lift part of the lift to the total lift of 28% to 65%,subject to resistance to the total resistance of 10% to 30%.

open-tail shell;angle of attack;aerodynamic characteristics

2016-11-10

焦志刚(1963—)，男，教授，研究方向：弹药工程。

1003-1251(2017)06-0026-05

TJ301

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赵丽琴)