【摘要】：精確打擊是現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)大勢(shì)所趨的發(fā)展方向,然而常規(guī)彈箭飛行時(shí)會(huì)在其表面產(chǎn)生流體分離現(xiàn)象,并導(dǎo)致彈身振動(dòng),一定條件下還會(huì)導(dǎo)致彈箭失穩(wěn)。雖然彈箭旋轉(zhuǎn)對(duì)其表面流體分離有一定抑制作用,但超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭在飛行過(guò)程中其邊界層仍有流體分離。因此,超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭的氣動(dòng)特性以及彈體表面邊界層流體分離控制的研究,對(duì)超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭的優(yōu)化改進(jìn)具有非常重要的意義。本文基于DES(Detached Eddy Simulation)方法,采用二階AUSM+格式以及滑移網(wǎng)格技術(shù),對(duì)典型的超聲速旋轉(zhuǎn)彈箭進(jìn)行了數(shù)值模擬,計(jì)算結(jié)果與前人實(shí)驗(yàn)及相關(guān)計(jì)算結(jié)果相符。在此基礎(chǔ)上,對(duì)馬格努斯現(xiàn)象的產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行了詳細(xì)討論,并研究了攻角、馬赫數(shù)以及轉(zhuǎn)速變化對(duì)馬格努斯效應(yīng)及彈丸表面壓力分布的影響。然后,通過(guò)改變船尾結(jié)構(gòu)的長(zhǎng)度與偏角,得到了船尾結(jié)構(gòu)變化對(duì)旋轉(zhuǎn)彈丸氣動(dòng)特性的影響。另外,對(duì)加裝微楔與微葉片兩種典型被動(dòng)式微渦流發(fā)生器(Passive Vortex Generator,PVG)和射流主動(dòng)式渦流發(fā)生器(Active Vortex Generator,AVG)后旋轉(zhuǎn)彈箭流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了數(shù)值模擬與分析,揭示了渦流發(fā)生器對(duì)旋轉(zhuǎn)彈箭邊界層流體分離控制的作用機(jī)理,發(fā)現(xiàn)其可提高常規(guī)旋轉(zhuǎn)彈箭的飛行穩(wěn)定性。主要研究?jī)?nèi)容與成果如下:通過(guò)對(duì)典型6.37倍直徑長(zhǎng)的尖拱圓柱型彈丸數(shù)值模擬并與前人實(shí)驗(yàn)及仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,驗(yàn)證了本文數(shù)值方法的可靠性。為了更清晰地揭示彈丸旋轉(zhuǎn)的馬格努斯效應(yīng),數(shù)值模擬了典型的6倍口徑帶船尾的SOCBT彈丸的流場(chǎng)分布。結(jié)果表明:船尾對(duì)馬格努斯效應(yīng)的影響較大;隨著攻角的增大,馬格努斯力和馬格努斯力矩系數(shù)逐漸增大,其中,在小攻角范圍內(nèi)呈線(xiàn)性變化;相同轉(zhuǎn)速,相同攻角情況下,隨著馬赫數(shù)的增大,馬格努斯效應(yīng)對(duì)彈丸的影響越來(lái)越小;在其他條件相同時(shí),馬格努斯力與力矩系數(shù)隨著轉(zhuǎn)速的增大基本呈線(xiàn)性遞增。在此基礎(chǔ)上,提出了簡(jiǎn)單且精度很高的工程估算公式。在研究過(guò)程中發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)彈丸船尾部位對(duì)馬格努斯效應(yīng)影響很大,因此,將標(biāo)準(zhǔn)尖拱圓柱型彈丸作為初始模型,改變其船尾長(zhǎng)度與偏角,研究船尾結(jié)構(gòu)對(duì)彈丸氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明:添加船尾結(jié)構(gòu)后,彈頭迎風(fēng)面壓力增大,導(dǎo)致阻力與升力系數(shù)增大,但隨著船尾長(zhǎng)度的增大逐漸遞減;升力系數(shù)隨著船尾偏角的增大呈遞減趨勢(shì),而阻力系數(shù)在船尾偏角大于5°后,呈周期性小幅波動(dòng);馬格努斯系數(shù)隨著船尾長(zhǎng)度及船尾偏角的增大,均呈遞增趨勢(shì);另外,從整體氣動(dòng)系數(shù)的變化趨勢(shì)可知,旋轉(zhuǎn)彈丸的船尾長(zhǎng)度合理區(qū)間為0.8-cal～1.2-cal,船尾偏角的合理區(qū)間為7°～10°,這一結(jié)論與現(xiàn)在的常規(guī)旋轉(zhuǎn)彈丸相吻合。在標(biāo)準(zhǔn)122mm火箭彈和155mm旋轉(zhuǎn)彈丸彈肩前端分別加裝PVGs(微楔),數(shù)值模擬邊界層流體分離的控制過(guò)程,并對(duì)比分析了兩種旋轉(zhuǎn)彈箭微楔控制效果的差異。通過(guò)在155mm標(biāo)準(zhǔn)彈丸的基礎(chǔ)上,分別安裝了微楔與微葉片兩種PVGs,討論了兩種PVGs控制機(jī)理以及控制效果的差異。結(jié)果表明:旋轉(zhuǎn)彈箭加裝微楔后,微楔尾渦產(chǎn)生的流向渦串結(jié)構(gòu)附在彈體表面,可抑制邊界層的流動(dòng)分離;添加微楔后彈箭的升力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)明顯穩(wěn)定很多,幾乎消除了隨時(shí)間的波動(dòng),從而提高彈箭的飛行穩(wěn)定性。微楔和微葉片兩種PVGs的尾渦結(jié)構(gòu)差異很大,作用機(jī)理大同小異,均能有效地抑制彈體表面的流體分離,消除升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)隨時(shí)間的波動(dòng),提高彈丸的飛行穩(wěn)定性。數(shù)值研究了主動(dòng)式射流渦發(fā)生器對(duì)122mm火箭彈與155mm彈丸的邊界層流體分離控制效果,模擬了旋轉(zhuǎn)彈箭加裝射流控制前后的流場(chǎng),分析了射流對(duì)邊界層流體分離的抑制機(jī)理及其對(duì)旋轉(zhuǎn)彈箭氣動(dòng)特性的改良效果,并探討了射流的各參數(shù)對(duì)旋轉(zhuǎn)彈丸控制效果的影響。結(jié)果表明:射流控制有利于抑制彈體表面流體分離,減少氣動(dòng)系數(shù)波動(dòng),有利于提高彈箭穩(wěn)定性并減少?gòu)椛碚駝?dòng)。對(duì)于火箭彈,射流控制可使其升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)明顯增大,從而彈軸可以更加快速向速度矢量方向靠攏,提高火箭彈飛行穩(wěn)定性和射擊精度;對(duì)于旋轉(zhuǎn)彈丸,射流控制可以提高升力,維持阻力系數(shù)保持不變,達(dá)到增程的目的,且降低俯仰力矩系數(shù),提高其靜穩(wěn)定性。對(duì)比分析了射流各出口條件對(duì)控制效果的影響,綜合可知在馬赫數(shù)Ma1.5,射流出口壓力Pj=latm以及射流偏角θ30°工況下控制效果較好。
【學(xué)位授予單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類(lèi)號(hào)】：TJ415;TJ760
【圖文】：

流動(dòng)方向突然發(fā)生一定角度的變化，就會(huì)形成度（５的斜楔來(lái)說(shuō)明斜波的形成。假設(shè)超聲速氣流角度為３的斜楔，如題２．１．２．ａ所示。將折轉(zhuǎn)點(diǎn)無(wú)限靠近Ａ點(diǎn)）組成，氣流每經(jīng)過(guò)一個(gè)折轉(zhuǎn)ＡＢ，就會(huì)在Ａ點(diǎn)產(chǎn)生無(wú)限道微弱壓縮波。第夾角為馬赫角波后氣流的降，所以，波后氣流的馬赫數(shù)Ｍ２小于Ａ／，。第／／＾片，如圖２．１．２．ｂ所示。由于縮波ＡｉＢ，和Ａ２Ｂ２相互疊加在一起。氣流連續(xù)馬赫角不斷增大，最終使無(wú)限多道壓縮波彼此波。逡逑

來(lái)流方向／／＾片，如圖２．１．２．ｂ所示。由于點(diǎn)Ａ２和點(diǎn)八丨都無(wú)限逡逑靠近Ａ點(diǎn)，導(dǎo)致兩條壓縮波ＡｉＢ，和Ａ２Ｂ２相互疊加在一起。氣流連續(xù)經(jīng)過(guò)極小折轉(zhuǎn)角似，逡逑其馬赫數(shù)不斷降低，馬赫角不斷增大，最終使無(wú)限多道壓縮波彼此疊合在一起形成突躍逡逑式壓縮波，形成斜激波。逡逑

有：逡逑Ｈｓｉｎ０Ｖ］ｆ＝Ｖ｝邋ｃｏｓ邋ｐＶ２ｎ邋＝邋Ｖ２ｓｍ｛ｐ－８）Ｖ２Ｉ邋＝邋Ｖ２邋ｃｏｓ［／３￣Ｓ）程有：逡逑Ｐ＼Ｖ＼ｎ邋＝Ｐ２Ｖ２ｎ有：逡逑向（《方向逡逑Ｐ＼邋Ｖ＼ｎ邋￣邋ＰｌＶ２ｎ邋＝邋Ｐｉ邋￣Ｐ＼向方向）：逡逑切向壓強(qiáng)的變化，故：逡逑

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本文編號(hào)：2780720