基于Star-CCM+的弹托分离空气动力学数值分析

2021-02-23吴道兴

兵器装备工程学报 2021年1期

倪强，洪亮，吴道兴

(南京理工大学能源与动力工程学院，南京 210094)

脱壳弹的弹托与弹体之间的分离过程较为复杂，其中脱壳过程对弹体空中飞行的稳定性和作战效能影响较大，在终点弹道和外弹道实验中具有相对重要的作用。

从目前的研究现状来看，国内外大多数人对脱壳穿甲弹(APFSDS)的脱壳机理做了一定研究。Heavey 等[1]通过 Fluent 等流体仿真软件，得到了APFSDS 在恰好出炮口时的瞬时位置上的压力和速度流场分布，说明目前Fluent软件能够较好地模拟出APFSDS在高速运动下的流场情况。之后Guillotine等[2-4]基于外弹道的方程得到了几种脱壳弹分离的运动方程，并且与所做实验得到的轨迹相吻合。黄振贵等[5-6]利用动网格技术和卡瓣的6DOF运动对APFSDS的弹托分离过程进行了仿真模拟，得到了APFSDS在不同时刻下弹托的分离姿态以及弹体的气动系数随时间的变化，与试验对比基本一致，说明目前的CFD软件对APFSDS在4马赫左右下的高速流场特性模拟能力较强。武频等[7]采用弧长法生成三维弹托贴体网格，利用TVD数值计算格式进行了仿真计算。赵润祥等[8]首先通过弹托的风洞测试试验得到了所需要的气动参数，再计算弹道的分离规律，通过试验对比得到了合理的气动变化规律。

脱壳弹发射时，需要弹托结构对高速运动的弹体实现支撑、密封、保持方向，同时还要保护发射管。在做弹体侵彻与贯穿、破片冲击等实验时，还需要要求弹托和弹体在空中分离，同时偏离弹丸的运动方向，不会对目标靶板的着靶点产生后续附加的撞击[9]。本文以某口径火炮加载下的脱壳弹弹体部分侵彻试验为研究背景，进行了弹托分离装置的设计和研究，以满足侵彻试验的要求。

1 分离方案

由于弹体发射时，现有的火炮发射管直径大于弹体直径，因此需要设计弹托，使得弹托与炮管实现摩擦接触。随后出炮口后，受到空气阻力的影响，使弹托和其包裹着的弹体分离，仅有弹体部分沿原来的弹道飞行，撞击靶板正中心，而弹托则会受到气动力的影响而张开，击打在靶板的次中心位置[10]。

弹体发射时弹托的设计主要考虑的以下方面[11]：

1) 满足火炮发射的内弹道特性要求，弹托重量轻的同时还要满足强度需求，密封性能好；

2) 分离的弹托尽可能偏离弹体的运动方向，不会产生干涉，并且对着靶中心不会出现附加的撞击。

弹托的分离机制有很多，其中主要包括阻力分离(drag separation)、升力分离(lift separation)和尾部分离(rear separation)[12],典型的3种弹托分离过程示意图如图1。

图1 典型的3种弹托分离过程示意图

本文采用的是气动阻力分离的方式，根据脱壳穿甲弹的经验，本文弹托部分设计了三瓣组合式结构，三瓣弹托将弹体夹持包裹在中间，如图2所示。弹托为铝制圆柱体切开得到，外部和内部均能够根据需求适当对它进行切削等减重处理，在底部设有插销孔，在与连接件相连后能够实现顺利的翻转从而实现弹托的分离，为了防止发射药点火后出现漏气，还需要加尼龙弹带来确保发射火药的密闭性。弹托的迎风面设有60°张角的喇叭口，这样在最大直径不变的情况下，沿着弹体运动的方向会有较大的迎风面，来增大空气阻力的作用，使弹托的分离角增大。

图2 弹托整体结构示意图

2 数值计算方法

由于在试验前要预估弹托的分离姿态和效果，下面将对弹托在空气中与弹体的分开过程进行仿真模拟。

在做弹托分离仿真及试验前，为了方便研究，需要做出以下假设：

1) 弹托、弹体与尾部底座均看做刚体，无变形；

2) 弹托和底部连接件看作一个整体，通过铰链连接，绕着插销的轴向方向转动；

3) 分离前弹托迎风面为圆环面，分离后的迎风面为一圆面。

根据大量的实验研究结果和量纲分析法得到的结论可知，空气动力的一般表达式为[13]：

(1)

式(1)中：Rx为空气阻力(也称迎面阻力)；ρ为空气密度；Sx为迎风面积；Cx0为阻力系数，通常阻力系数近似为速度的函数。

空气流体力学的数值仿真模拟和其他计算力学是一样的，都是在计算域内和边界对流体力学的基本控制方程进行离散求解，控制方程一般包括连续性方程、动量方程、能量方程和湍流方程，此次还还包括了六自由度运动方程，具体可参考文献[14-15]。

首先建立好外流场域后，对它进行网格划分，为了进一步提高计算精度，对中间区域进行加密，最后网格数量大约为400万。图3为弹体和弹托表面网格分布。

图3 脱壳弹表面网格分布

本次采用了k-epsilon(2eqn)湍流模型和隐式不定常流动来进行分析。材料设置为空气，状态方程为理想气体，利用雷诺平均纳维-斯托克斯方程式来计算空气的黏性。对于边界条件的设置，物体的表面采用壁面，计算域的四周设置为压力远场，压力用一个标准大气压。为了方便与实验相匹配，弹体速度定为300 m/s，攻角为0°。

3 仿真与试验分析研究

3.1 弹托分离仿真的分离状态

通过正视OYZ平面得到的压力等值分布如图4所示，弹托相对弹体的六自由度的分离姿态如图5所示。

图4 脱壳弹分离OYZ正视面表面压力分布

图5 分离过程弹托相对弹体六自由度的侧面分离姿态示意图

以上为弹托分离的过程，初始速度设为300 m/s，分离过程分为2个阶段。首先会在弹托的前部形成环形的充气室，即气流壅塞现象，导致弹托前端下部的转弯处附近出现较大的压力，并蔓延到弹托的迎风槽面以及弹托端部，最后会有气流顺着弹托与弹体的间隙流向尾部，形成压力差，为弹托提供了初始径向分离力；随着弹托与弹体的间隙变大，弹托的张角进一步加大，弹托将会围绕着旋转销做往后的翻转运动，最终当t=15.2 ms时,如图6(b)，弹托翻转的角度已经超出了90°，实现了脱壳弹的完全分离。

3.2 试验验证

试验现场布局图如图6所示。

图6 试验现场布局图

试验采用某口径滑膛火炮进行模拟弹射击，要求发射速度控制在300 m/s左右，使脱壳弹在经过空中飞行后正侵彻在靶板上，由于此次研究的是在空中的飞行姿态，因此对后续侵彻不做具体研究。由现场测量炮口距离靶板中心处的距离为4.8 m，说明最远飞行距离为4.8 m。将网靶连接计时仪，通过网靶测速来测量弹体速度，另外在垂直于模拟弹攻击方向上设置一台高速摄像机，来观察在空中的速度和姿态，取拍摄时帧数为5 000 FPS。其整体搭建布置如图7所示。

图7 高速摄像和计时仪布置图

根据现场试验后得到的速度并结合仿真计算中的速度，选出了其中速度比较接近仿真的结果，其发射速度为299.4 m/s，高速摄像拍到的分离姿态如图8所示。

图8 初速299.4 m/s时的分离过程

经过测量，上述过程飞行的距离为4.70 m，其完全脱开所需时间为15.6 ms，与其相对应的仿真基本吻合。由此可见，弹托分离的仿真情况与试验情况比较符合，误差在可接受范围内，可以验证仿真具有正确性。

3.3 弹托分离气动力分析

下面将分析脱壳弹弹托分离过程中质心的位移、气动力的变化情况。

卡瓣、弹体及底座质心处的位移随时间变化如图9所示,弹体力及力矩随时间变化如图10所示,卡瓣力及力矩随时间变化如图11所示。

图9 卡瓣、弹体及底座质心处的位移随时间变化曲线

图9表达了此过程卡瓣的位移曲线基本上呈一条直线，速度下降的幅度较小，卡瓣分离所用的距离为4.484 m，质心往y方向偏移了0.075 m，z方向位移可忽略不计；飞行过程中弹体的运动轨迹主要是沿着x方向，其位移距离为4.555 m，y方向位移略微向上，距离为0.001 m，z方向位移也可忽略不计；由于底座x方向的位移为4.536 m，得出最后弹体与底座之间的距离为19 mm。

图10 弹体力及力矩随时间变化曲线

由图10得知，弹体升力最初先下降，这是由于刚开始弹头受到的干扰较大，比较不稳定，导致升力的下降；随着弹托与弹体分开到一定程度间隙较大时，底部的压力增大，升力又随之小幅度增加，后续基本保持着很小的力在正负之间振荡并趋于稳态。而阻力在分离初始阶段有个快速的上升，在t=3.2 ms左右时达到最大值值83 N，这是由于弹托产生的空气扰动会使弹体表面的摩擦阻力增加，使得总的阻力增加；随着弹托渐渐远离弹体，弹托对弹体的扰动效果逐渐较小，弹体的阻力缓慢下降并趋于稳态。弹体的俯仰力矩在正负之间变化，起初振荡变化较大，后续由于弹托对弹体的影响基本消失，其值也渐趋于稳态。

由图11可以看出，由于初始时刻卡瓣底部压力下降，导致卡瓣的升力减小，随着弹托分离的进行，间隙进一步增大，底部压力增加，使升力开始增加，在t=9.5 ms左右时达到最大值228 N，随着卡瓣分离超过了90°后，升力又迅速减小。而阻力在最初下降是由于此卡瓣受重力影响向上滚转较慢，随着卡瓣开始渐渐向后翻转，卡瓣的内表面刚好正对着来流，迎风面积越来越大，导致受到的阻力也越来越大，并在t=14.1 ms左右时达到最大值696 N，此后由于卡瓣继续往后翻转超过90°，这时正对气流的面积反而减小，阻力也随着快速下降。卡瓣的俯仰力矩整体上是逐渐上升的，期间由于较高速度气流的扰动产生一个极大值，卡瓣前期的壅塞现象使卡瓣开始产生分离力，进而后续俯仰力矩变大，在t=14.1 ms左右时达到最大值9 N·m，直到最后卡瓣完全分离后俯仰力矩急剧下降。