基于FLUENT的X型火箭弹外形对其飞行阻力的影响分析*

汤子鑫 孙思浩

(总装驻福州地区军事代表室 福州 350003)

基于FLUENT的X型火箭弹外形对其飞行阻力的影响分析*

汤子鑫 孙思浩

(总装驻福州地区军事代表室 福州 350003)

X型火箭弹在试验阶段经常出现最大射程不能满足设计指标要求的问题,论文利用大型流体计算软件FLUENT对其弹体的气动特性进行仿真,尔后采用对弹体外形进行整流的方法来降低其飞行阻力,提高其最大射程。

阻力系数; FLUENT; 整流

Class Number TJ760.12

1 引言

X型火箭弹是在某型多用途火箭弹的基础上改进研制的新型防化火箭弹,填补了国内在该领域的空白,该型火箭弹在试验阶段经常出现最大射程不能满足设计指标要求的问题,本文尝试采用基于FLUENT的仿真对火箭弹弹体进行气动优化设计,以求降低全弹飞行阻力系数,提高其最大射程的裕度。

2 弹体阻力系数计算

计算弹体空气阻力系数的方法有工程计算法、流体力学计算法、风洞试验和飞行试验等方法[1～2],由于X型火箭弹弹头和弹身形状复杂,若采用工程算法,很难保证计算精度,本文采用大型流体计算软件FLUENT计算火箭弹阻力系数。

FLUENT是目前功能最强大,适用范围最广,国内使用最多的CFD软件之一[3～4],在FLUENT前处理软件Gambi中创建弹体的三维模型[5],如图1所示。由于是外流场分析,弹体可近似为长圆柱物体,故计算域设为球头长圆柱体,长度为弹体长度的7倍,直径为弹体直径的16倍[6]。弹体置于计算域中部,为了减少计算量将计算域设置为1/2对称计算域[7],如图2所示。

图1 弹体模型及弹体表面网格图

图2 计算域

模型创建完成后导入FLUENT软件进行流体力学分析,取来流值作为来流初始条件,外边界取压力远场条件,对称面上使用对称边界条件,弹体表面取默认固壁条件[8]。假设来流为理想气流,来流攻角为0°,来流马赫数为0.6,根据上述条件求解弹体阻力系数,下面分原始弹体、弹体头部、弹体中部进行气动特性分析。

2.1 原始弹体

基于FLUENT软件可得,原始弹体的气动计算模型、压力分布、速度矢量分别如图3～图5所示,阻力系数计算结果可如表1所示。

图3 原始弹体气动计算模型

图4 压力分布图

图5 速度矢量图表1 原始弹体阻力系数及组成比例(Ma=0.6,α=0°)

类别数值总阻力系数0.367压差阻力系数0.317百分比86.4摩擦阻力系数0.050百分比13.6

从计算结果分析,弹体阻力系数为0.367,占全弹阻力系数(取0.40)的91.8%。弹体阻力系数组成中压差阻力占86.4%,摩擦阻力占13.6%。

压差阻力占全弹阻力的比例最大,产生压差阻力的主要区域包括:头部高压区、两个鞍部高压区(战斗部和发动机连接部、喷管和燃烧室连接部)和底部低压区[9～10]。因此,弹体气动优化主要对高压区域进行整流,减小弹体压差阻力。

2.2 头部整流方案

头部整流方案的核心是将弹体头部半球形风帽替换为顶角45°的锥形风帽,增大头部长细比,结果使弹长增加至715mm。头部整流方案气动计算模型、压力分布、速度矢量分别如图6～图8所示。

图6 头部整流方案气动计算模型

图7 压力分布图

图8 速度矢量图表2 头部整流方案阻力系数及组成比例(Ma=0.6,α=0°)

类别数值总阻力系数0.335压差阻力系数0.331百分比88.3摩擦阻力系数0.044百分比11.76

计算结果表明,采用更大细长比的锥形风帽并不能减小弹体阻力系数,相反阻力系数略有增大。从压力分布图分析,产生压差阻力的区域未发生改变,该方案并未减小弹体的压差阻力。

2.3 中部整流方案

中部整流方案的核心是在弹体两处鞍部安装整流罩,使弹身形状为圆柱形,该方案不需要对原弹体进行大的改动。中部整流方案气动计算模型、压力分布如图、速度矢量分别如图9～图11所示。

图9 中部整流方案气动计算模型

图10 压力分布图

图11 速度矢量图表3 中部整流方案阻力系数及组成比例(Ma=0.6,α=0°)

类别数值总阻力系数0.283压差阻力系数0.221百分比78.1摩擦阻力系数0.062百分比21.9

计算结果表明,整流后的弹体阻力系数为0.283,较原始弹体阻力系数减小22.9%。整流后弹体摩擦系数略有增大,但压差系数明显减小。从压力分布图分析,产生压差阻力系数的区域为弹头高压区和弹底低压区,弹体中部的两个高压区消失。因此,该方案能够达到减小阻力系数的目的。

3 结语

根据以上分析计算可知,采用弹体中部整流方案不需对全弹进行较大改动,而且可有效减小全弹阻力系数,选择中部整流方案为最佳方案。

[1] 陈再新.空气动力学[M].北京:航空工业出版社,1993:78-80.

[2] 王洋,佟惠军,杨林.基于Fluent的某型空空导弹空气动力分析[J].四川兵工学报,2013,34(4):53-55.

[3] 赵洪章,岳春国,李进贤.基于Fluent的导弹气动特性计算[J].弹箭与制导学报,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] 杨乐,余贞勇,何景轩.基于FLUENT的固体火箭发动机点火瞬态内流场仿真影响因素分析[J].固体火箭技术,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,毛龙,杨涛,等.基于FLUENT的两种管道内流体分析[J].机械,2011,38(6):18-20.

[9] 张功晖,黎志航,周志鸿.基于Fluent流场数值仿真的管路流量计算[J].液压气动与密封,2010(12):41-43.

[10] 李维维,赵文忠,赵小平.基于Fluent的水反应金属燃料发动机喷管流场分析[J].舰船科学技术,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

汤子鑫,男,助理工程师,研究方向:弹药质量检测。孙思浩,男,工程师,研究方向:弹药质量检测。

TJ760.12

10.3969/j.issn1672-9730.2014.02.009