尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈(APFSDS,,armor-piercing,fin-stabilized discarding sabot)脫殼動(dòng)力學(xué)過程非常復(fù)雜、具有高瞬態(tài)特性,且彈托分離姿態(tài)千變?nèi)f化,并與彈體之間具有強(qiáng)耦合性,兩者之間相互作用,最終影響彈體的自由飛行。雖然APFSDS已制式化,但因?qū)ζ涿摎?dòng)力學(xué)過程沒有完全清楚,導(dǎo)致應(yīng)用過程中還存在一些缺陷。另外,隨著計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)的進(jìn)一步發(fā)展,利用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)技術(shù)來數(shù)值模擬APFSDS脫殼動(dòng)力學(xué)過程的細(xì)節(jié)已成為可能,因此開展數(shù)值研究彈托分離與運(yùn)動(dòng)規(guī)律等對(duì)改進(jìn)現(xiàn)有制式彈以及設(shè)計(jì)新一代APFSDS具有非常重要的意義。本文主要研究內(nèi)容與成果如下:通過耦合計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)控制方程和六自由度(6DOF,Six Degree of Freedom)外彈道方程,利用基于壓力梯度的網(wǎng)格自適應(yīng)加密技術(shù)與改進(jìn)的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù),結(jié)合高精度AUSM+格式對(duì)三維可壓流體力學(xué)控制方程進(jìn)行數(shù)值求解,同時(shí)利用Runge-Kutta方法和線性多步法對(duì)6DOF彈道方程進(jìn)行數(shù)值求解,得到了可對(duì)三維超聲速變體6DOF飛行進(jìn)行研究的數(shù)值方法。其中通過引入彈性常數(shù)因子以及改進(jìn)彈簧倔強(qiáng)系數(shù)提高了網(wǎng)格質(zhì)量與變形能力,減小了因網(wǎng)格間插值產(chǎn)生的耗散,可有效提高對(duì)流場中激波捕捉能力。利用以上數(shù)值計(jì)算方法對(duì)空心彈外形數(shù)值設(shè)計(jì)、機(jī)載導(dǎo)彈投放以及APFSDS彈丸飛行過程的拉伸變形進(jìn)行數(shù)值模擬,驗(yàn)證了以上方法的可行性以及對(duì)超聲速三維流場的激波捕捉能力與彈丸六自由度運(yùn)動(dòng)計(jì)算的可行性。對(duì)理想無擾動(dòng)分離條件下的APFSDS的脫殼動(dòng)力學(xué)進(jìn)行了數(shù)值模擬,結(jié)果表明隨著彈托分離姿態(tài)和位置的變化,流場發(fā)生急劇變化,根據(jù)彈托與彈體分離過程中的相互作用而分為三個(gè)階段。初始分離時(shí),由于彈托與彈體之間縫隙極小,形成壅塞流,且彈托前方形成弓形激波。隨著間隙增大,彈托弓形激波在彈體與彈托之間發(fā)生多次碰撞與反射,使相應(yīng)表面產(chǎn)生高壓,從而影響兩者之間的飛行穩(wěn)定性。隨著間隙的進(jìn)一步增大,分離進(jìn)入弱耦合階段,此時(shí)彈體尾部雖受彈托表面斜激波的影響,但其強(qiáng)度較弱,彈丸最終擺脫斜激波的作用進(jìn)入自由飛行階段。彈丸氣動(dòng)系數(shù)的分析表明彈托分離過程的氣動(dòng)干擾是彈丸的最大擾動(dòng)源之一。數(shù)值研究了起始擾動(dòng)與氣象風(fēng)對(duì)APFSDS脫殼動(dòng)力學(xué)過程的影響,同樣獲得了彈丸與彈托分離過程不同時(shí)間段的流場細(xì)節(jié)、六自由度運(yùn)動(dòng)參數(shù)以及相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)。數(shù)值結(jié)果表明在起始擾動(dòng)與氣象風(fēng)條件下,脫殼動(dòng)力學(xué)過程與理想條件下具有一定的相似性,且同樣可分為三個(gè)階段,然而不同階段內(nèi)由于起始擾動(dòng)及氣象風(fēng)所導(dǎo)致的各彈托與彈體間相互作用過程則有所不同,此時(shí)彈托對(duì)彈體的影響不再同步,各彈托分離過程的姿態(tài)不再對(duì)稱,并使彈丸的氣動(dòng)系數(shù)變化加劇,從而對(duì)彈丸的穩(wěn)定性影響加大。通過數(shù)值模擬膛口高壓燃?xì)馍淞鲗?duì)APFSDS脫殼動(dòng)力學(xué)過程的影響,結(jié)果清晰揭示了高壓欠膨脹射流追趕APFSDS以及最終APFSDS穿越射流的整個(gè)過程。結(jié)果表明,燃?xì)庾饔们?彈托的分離運(yùn)動(dòng)以后仰為主,當(dāng)燃?xì)庾分翉椡形膊繒r(shí),由于在尾部形成高壓區(qū)并產(chǎn)生徑向分離力與負(fù)的俯仰力矩,使彈托出現(xiàn)前傾,而當(dāng)彈托穿越燃?xì)饬鲿r(shí),燃?xì)庾饔瞄_始減弱,彈托角運(yùn)動(dòng)恢復(fù)到以后仰為主,因而此過程中彈托的翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)不明顯,而是與彈丸幾乎平行地產(chǎn)生徑向分離。燃?xì)馐箯椡辛杂啥冗\(yùn)動(dòng)變化遠(yuǎn)大于彈丸,有利于彈托分離。另外,燃?xì)馐箯椡璁a(chǎn)生較小的自轉(zhuǎn)角速度,有利于彈丸的飛行穩(wěn)定性,而彈丸的俯仰角及偏航角均較小。
【學(xué)位單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位年份】：2015
【中圖分類】：TJ410
【部分圖文】：

＾邐圖１．２．１阻力型尾翼穩(wěn)定脫殼穿甲彈的典型結(jié)構(gòu)逡逑ＳＤＳ脫殼機(jī)理逡逑ＳＤＳ能否實(shí)現(xiàn)迅速和順利脫殼，取決于彈托的設(shè)計(jì)。＂馬鞍型＂ＡＰＦＳ般分為兩種形式，一種是靠空氣動(dòng)為脫殼（Ｗ阻力為主的阻力型或Ｗ），彈托與彈體的分離較慢，且在脫殼過程中彈托各瓣可能與彈體相度，但此類脫殼方式容易實(shí)現(xiàn)；另外一種靠火藥燃?xì)饧翱諝鈩?dòng)力共同較快，但由于此類方式在膛內(nèi)就開始相互分離，故彈托、彈體和膛壁影響彈丸的射擊密集度。本文主要研究阻力型ＡＰＦＳＤＳ的脫殼動(dòng)力學(xué)脫殼過程。逡逑１．２．１知，彈托后部圓柱面Ａ、錐面Ｃ在膛內(nèi)火藥氣體作用下產(chǎn)生使的力，從而保證了在膛內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)彈體與彈托牢靠地合為一整體。錐面力有使彈托發(fā)生分離的趨勢。逡逑內(nèi)密封作用的彈帶一出炮口，大量的火藥燃?xì)獗阊刂鴱椡校撩媾c炮膛

也常被稱為弓形激波。逡逑２N１．１正激波逡逑圖２N１揭示了正激波的形成過程�；钊粩嘞蛴曳阶黾铀龠\(yùn)動(dòng)，形成第一道壓縮逡逑波Ｗ當(dāng)?shù)芈曀伲?向右方運(yùn)動(dòng)，使得波后的溫度升高；這時(shí)形成第二道足縮波繼續(xù)向右方逡逑運(yùn)動(dòng)，但是因?yàn)槠鋫鞑サ慕橘|(zhì)溫度和運(yùn)動(dòng)速度升高，所其傳播速度為當(dāng)?shù)芈曞义纤伲鳎椋ń橘|(zhì)的傳播速度）＞口0，此類推，每道壓縮波不斷Ｗ高于前面壓縮波的速度向右逡逑傳播，后面的壓縮波最終會(huì)追上前面的壓縮波，一定時(shí)間后，無數(shù)壓縮波疊加在一起逡逑突躍形成激波。此時(shí)，激波的波陣面和來流的速度方向垂直，為正激波。逡逑Ｈｈ－逡逑ｐ＼——，逡逑＼邐＞邐？／｜＋打１逡逑邐邋

當(dāng)超聲速氣流的流動(dòng)方向突然發(fā)生一定角度的變化，就會(huì)形成斜激波。通過研究超逡逑聲速氣流經(jīng)過一定角度Ｓ的斜模來說明斜激波的形成。假設(shè)超聲速氣流沿０Ａ做定常流逡逑動(dòng)，在Ａ點(diǎn)存在一個(gè)有限角度為Ｓ的斜模，如圖２Ｊ．２．ａ所示。將折轉(zhuǎn)角＜５看成是由無逡逑限多個(gè)極小折轉(zhuǎn)角４＜５（其頂點(diǎn)無限靠近Ａ點(diǎn)）組成，氣流每經(jīng)過一個(gè)折轉(zhuǎn)角舶，就會(huì)產(chǎn)逡逑生一道微弱的擾動(dòng)壓縮波ＡＢ，就會(huì)在Ａ點(diǎn)產(chǎn)生無限道微弱壓縮波。第一道壓縮波Ａ巧１逡逑與來流方向所形成的夾角為馬赫角Ｍ＝ｓｉｉＴ，（ｌ／Ｍｊ），波后氣流的溫度上升，當(dāng)?shù)芈曞义纤偕仙�，而氣流速度下降，所１＾＞１，波后氣流的馬赫數(shù)始小于必１。第二道壓縮波Ａ２Ｂ２逡逑與來流方向戶２成Ａ＝ｓｉｎ－ｉ（ｌ／始２），如圖２．１．２．ｂ所示。由于點(diǎn)Ａ２和點(diǎn)Ａｉ都無逡逑限靠近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)過極小折轉(zhuǎn)角逡逑舶，其馬赫數(shù)不斷降低，馬赫角不斷增大，最終使無限多道壓縮波彼此疊合在一起形成逡逑突躍式壓縮波

【引證文獻(xiàn)】

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前1條

1 熊鎬;槍彈氣動(dòng)特性計(jì)算及外彈道仿真[D];中北大學(xué);2019年

本文編號(hào)：2824424