基于计算流体力学与刚体动力学耦合的高速旋转(5)
4.3 修正组件不转时二维弹道修正弹模拟与分析
旋转稳定二维弹道修正弹通过后体高速旋转来保持飞行稳定。控制时,修正组件滚转角固定在某个位置,对弹道进行修正。此时亦可采用本文方法进行仿真。计算模型和网格划分如图8所示,网格划分技术参数与4.1节相同,网格数约260万。仿真时,修正组件滚转角固定在图8(a)位置即滚转角为0°;初始高低攻角为0°;后体初始转速1 500 rad/s;其余条件与4.2节相同。图8中:F1和F3表示一对差动舵受到的空气动力;F2和F4表示一对控制舵受到的空气动力。
图8 二维弹道修正弹计算模型和网格Fig.8 Calculation model and meshes of two-dimensional trajectory correction projectile
图9给出了步长0.5 ms下紧耦合法计算的攻角曲线及特征点P1~P6,攻角变化规律为双圆运动,并与解析方法[29]计算的结果对比,两种方法在频率和幅值方面大致相似,但不完全相同。从攻角收敛趋势来看,控制力向上舵偏角产生的攻角向下,与鸭舵布局的尾翼稳定弹相反,这一结论与文献[29]一致。
图9 攻角仿真结果Fig.9 Simulated result of angle of attack
图10 弹丸表面压力分布Fig.10 Pressure distribution on the surface of projectile
为了分析弹丸飞行过程中表面压力变化情况,观察特征点处的流场,如图10所示,视图方向垂直于弹道坐标系中的Otxtyt平面,特征点参数如表2所示。由起始阶段图10(a)可以看出,与超音速来流直接接触的头部和鸭舵稍部压力较高,最大处超过0.17 MPa;前后体连接处压力分布在0.112~0.156 MPa之间,其中鸭舵正后方处在鸭舵激波内部,压力比周围高;图10(b)中弹轴摆动到了左上方,弹头部压力出现不对称,迎风区压力增大;随着弹轴从左上方摆到左下方,弹头迎风区变成右上方,且由于低头使得水平舵有效迎角减小,压力降低,如图10(c)所示;当弹轴从左下方位置摆到图10(d)中下方略偏右位置时,上方差动舵有效迎角变大同时处于迎风区,下方有效迎角减小同时处于背风区,使得前者压力增大后者压力减小;当弹轴从图10(d)位置略微上摆至图10(e)位置时,水平舵有效迎角增大,压力也增大,直至摆动到图10(f)时,弹丸近似完成一个慢圆周期。紧耦合计算中,随着弹轴摆动,弹丸表面迎风区域和背风区域不断变化,形成时变且复杂的压力分布,压力分布进而又影响弹轴摆动,这与弹丸实际飞行过程是类似的。综上所述可知,与普通弹道计算方法相比,紧耦合法计算不仅能向设计人员提供弹道数据,还能提供流场参数,展现更加实际的弹丸飞行过程。
表2 二维弹道修正弹攻角仿真结果Tab.2 Simulated results of angle of attack of two-dimensional trajectory correction projectile特征点t/sδa/(°)δd/(°)××××.×××10-1
5 结论
耦合计算流体力学和刚体动力学方法是外弹道学一个新的发展方向。本文考虑高速旋转弹丸的特点,利用壁面速度表征旋成体表面的高速旋转,结合高速旋转弹丸弹道模型,将弹轴坐标系平动速度和转动角速度附加于控制体表面,建立了基于ALE形式新的流动模型。在此基础上提出一种适合于高速旋转弹丸的基于4阶Runge-Kutta法流场和弹道耦合数值计算方法。最后通过对比传统方法的仿真结果和解析结果验证了紧耦合计算方法的有效性。得到主要结论如下:
1)在进行耦合计算时,气动力和力矩耦合模型对计算结果影响较大,采用线性插值和提供实时瞬态值即紧耦合时计算结果收敛性好,精度高。
2)时间步长的选取很重要,在合理时间步长下进行紧耦合计算时,可以有效模拟弹丸飞行过程。
3)紧耦合方法模拟具有复杂外形的旋转稳定弹飞行时,能够反映出弹丸的运动特性,流场变化规律符合客观实际。
本文提出的耦合计算方法可为新型旋转稳定弹,如加装了精确制导组件的二维弹道修正弹设计和计算提供一种新的理论和方法。今后可进一步考虑控制部件的运动,为新型旋转稳定弹控制组件的设计提供基础。
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文章来源:《弹道学报》 网址: http://www.tdxbzz.cn/qikandaodu/2021/0205/335.html