尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学研究
发布时间：2020-09-22 13:02
尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS,,armor-piercing,fin-stabilized discarding sabot)脱壳动力学过程非常复杂、具有高瞬态特性,且弹托分离姿态千变万化,并与弹体之间具有强耦合性,两者之间相互作用,最终影响弹体的自由飞行。虽然APFSDS已制式化,但因对其脱壳动力学过程没有完全清楚,导致应用过程中还存在一些缺陷。另外,随着计算流体动力学的进一步发展,利用计算流体动力学技术来数值模拟APFSDS脱壳动力学过程的细节已成为可能,因此开展数值研究弹托分离与运动规律等对改进现有制式弹以及设计新一代APFSDS具有非常重要的意义。本文主要研究内容与成果如下:通过耦合计算流体动力学控制方程和六自由度(6DOF,Six Degree of Freedom)外弹道方程,利用基于压力梯度的网格自适应加密技术与改进的动网格技术,结合高精度AUSM+格式对三维可压流体力学控制方程进行数值求解,同时利用Runge-Kutta方法和线性多步法对6DOF弹道方程进行数值求解,得到了可对三维超声速变体6DOF飞行进行研究的数值方法。其中通过引入弹性常数因子以及改进弹簧倔强系数提高了网格质量与变形能力,减小了因网格间插值产生的耗散,可有效提高对流场中激波捕捉能力。利用以上数值计算方法对空心弹外形数值设计、机载导弹投放以及APFSDS弹丸飞行过程的拉伸变形进行数值模拟,验证了以上方法的可行性以及对超声速三维流场的激波捕捉能力与弹丸六自由度运动计算的可行性。对理想无扰动分离条件下的APFSDS的脱壳动力学进行了数值模拟,结果表明随着弹托分离姿态和位置的变化,流场发生急剧变化,根据弹托与弹体分离过程中的相互作用而分为三个阶段。初始分离时,由于弹托与弹体之间缝隙极小,形成壅塞流,且弹托前方形成弓形激波。随着间隙增大,弹托弓形激波在弹体与弹托之间发生多次碰撞与反射,使相应表面产生高压,从而影响两者之间的飞行稳定性。随着间隙的进一步增大,分离进入弱耦合阶段,此时弹体尾部虽受弹托表面斜激波的影响,但其强度较弱,弹丸最终摆脱斜激波的作用进入自由飞行阶段。弹丸气动系数的分析表明弹托分离过程的气动干扰是弹丸的最大扰动源之一。数值研究了起始扰动与气象风对APFSDS脱壳动力学过程的影响,同样获得了弹丸与弹托分离过程不同时间段的流场细节、六自由度运动参数以及相关气动参数。数值结果表明在起始扰动与气象风条件下,脱壳动力学过程与理想条件下具有一定的相似性,且同样可分为三个阶段,然而不同阶段内由于起始扰动及气象风所导致的各弹托与弹体间相互作用过程则有所不同,此时弹托对弹体的影响不再同步,各弹托分离过程的姿态不再对称,并使弹丸的气动系数变化加剧,从而对弹丸的稳定性影响加大。通过数值模拟膛口高压燃气射流对APFSDS脱壳动力学过程的影响,结果清晰揭示了高压欠膨胀射流追赶APFSDS以及最终APFSDS穿越射流的整个过程。结果表明,燃气作用前,弹托的分离运动以后仰为主,当燃气追至弹托尾部时,由于在尾部形成高压区并产生径向分离力与负的俯仰力矩,使弹托出现前倾,而当弹托穿越燃气流时,燃气作用开始减弱,弹托角运动恢复到以后仰为主,因而此过程中弹托的翻转运动不明显,而是与弹丸几乎平行地产生径向分离。燃气使弹托六自由度运动变化远大于弹丸,有利于弹托分离。另外,燃气使弹丸产生较小的自转角速度,有利于弹丸的飞行稳定性,而弹丸的俯仰角及偏航角均较小。
【学位单位】：南京理工大学
【学位级别】：博士
【学位年份】：2015
【中图分类】：TJ410
【部分图文】：
＾逦图１．２．１阻力型尾翼稳定脱壳穿甲弹的典型结构逡逑ＳＤＳ脱壳机理逡逑ＳＤＳ能否实现迅速和顺利脱壳，取决于弹托的设计。＂马鞍型＂ＡＰＦＳ般分为两种形式，一种是靠空气动为脱壳（Ｗ阻力为主的阻力型或Ｗ），弹托与弹体的分离较慢，且在脱壳过程中弹托各瓣可能与弹体相度，但此类脱壳方式容易实现；另外一种靠火药燃气及空气动力共同较快，但由于此类方式在膛内就开始相互分离，故弹托、弹体和膛壁影响弹丸的射击密集度。本文主要研究阻力型ＡＰＦＳＤＳ的脱壳动力学脱壳过程。逡逑１．２．１知，弹托后部圆柱面Ａ、锥面Ｃ在膛内火药气体作用下产生使的力，从而保证了在膛内运动时弹体与弹托牢靠地合为一整体。锥面力有使弹托发生分离的趋势。逡逑内密封作用的弹带一出炮口，大量的火药燃气便沿着弹托Ａ面与炮膛
也常被称为弓形激波。逡逑２N１．１正激波逡逑图２N１揭示了正激波的形成过程。活塞不断向右方做加速运动，形成第一道压缩逡逑波Ｗ当地声速ａ0向右方运动，使得波后的温度升高；这时形成第二道足缩波继续向右方逡逑运动，但是因为其传播的介质温度和运动速度升高，所其传播速度为当地声逡逑速）＋ｗｉ（介质的传播速度）＞口0，此类推，每道压缩波不断Ｗ高于前面压缩波的速度向右逡逑传播，后面的压缩波最终会追上前面的压缩波，一定时间后，无数压缩波叠加在一起逡逑突跃形成激波。此时，激波的波阵面和来流的速度方向垂直，为正激波。逡逑Ｈｈ－逡逑ｐ＼——，逡逑＼逦＞逦？／｜＋打１逡逑逦邋
当超声速气流的流动方向突然发生一定角度的变化，就会形成斜激波。通过研究超逡逑声速气流经过一定角度Ｓ的斜模来说明斜激波的形成。假设超声速气流沿０Ａ做定常流逡逑动，在Ａ点存在一个有限角度为Ｓ的斜模，如图２Ｊ．２．ａ所示。将折转角＜５看成是由无逡逑限多个极小折转角４＜５（其顶点无限靠近Ａ点）组成，气流每经过一个折转角舶，就会产逡逑生一道微弱的扰动压缩波ＡＢ，就会在Ａ点产生无限道微弱压缩波。第一道压缩波Ａ巧１逡逑与来流方向所形成的夹角为马赫角Ｍ＝ｓｉｉＴ，（ｌ／Ｍｊ），波后气流的温度上升，当地声逡逑速上升，而气流速度下降，所１＾＞１，波后气流的马赫数始小于必１。第二道压缩波Ａ２Ｂ２逡逑与来流方向户２成Ａ＝ｓｉｎ－ｉ（ｌ／始２），如图２．１．２．ｂ所示。由于点Ａ２和点Ａｉ都无逡逑限靠近Ａ点，导致两条压缩波ＡｉＢ，和Ａ２Ｂ２相互叠加在一起。气流连续经过极小折转角逡逑舶，其马赫数不断降低，马赫角不断增大，最终使无限多道压缩波彼此叠合在一起形成逡逑突跃式压缩波
本文编号：2824424
【学位单位】：南京理工大学
【学位级别】：博士
【学位年份】：2015
【中图分类】：TJ410
【部分图文】：
＾逦图１．２．１阻力型尾翼稳定脱壳穿甲弹的典型结构逡逑ＳＤＳ脱壳机理逡逑ＳＤＳ能否实现迅速和顺利脱壳，取决于弹托的设计。＂马鞍型＂ＡＰＦＳ般分为两种形式，一种是靠空气动为脱壳（Ｗ阻力为主的阻力型或Ｗ），弹托与弹体的分离较慢，且在脱壳过程中弹托各瓣可能与弹体相度，但此类脱壳方式容易实现；另外一种靠火药燃气及空气动力共同较快，但由于此类方式在膛内就开始相互分离，故弹托、弹体和膛壁影响弹丸的射击密集度。本文主要研究阻力型ＡＰＦＳＤＳ的脱壳动力学脱壳过程。逡逑１．２．１知，弹托后部圆柱面Ａ、锥面Ｃ在膛内火药气体作用下产生使的力，从而保证了在膛内运动时弹体与弹托牢靠地合为一整体。锥面力有使弹托发生分离的趋势。逡逑内密封作用的弹带一出炮口，大量的火药燃气便沿着弹托Ａ面与炮膛
也常被称为弓形激波。逡逑２N１．１正激波逡逑图２N１揭示了正激波的形成过程。活塞不断向右方做加速运动，形成第一道压缩逡逑波Ｗ当地声速ａ0向右方运动，使得波后的温度升高；这时形成第二道足缩波继续向右方逡逑运动，但是因为其传播的介质温度和运动速度升高，所其传播速度为当地声逡逑速）＋ｗｉ（介质的传播速度）＞口0，此类推，每道压缩波不断Ｗ高于前面压缩波的速度向右逡逑传播，后面的压缩波最终会追上前面的压缩波，一定时间后，无数压缩波叠加在一起逡逑突跃形成激波。此时，激波的波阵面和来流的速度方向垂直，为正激波。逡逑Ｈｈ－逡逑ｐ＼——，逡逑＼逦＞逦？／｜＋打１逡逑逦邋
当超声速气流的流动方向突然发生一定角度的变化，就会形成斜激波。通过研究超逡逑声速气流经过一定角度Ｓ的斜模来说明斜激波的形成。假设超声速气流沿０Ａ做定常流逡逑动，在Ａ点存在一个有限角度为Ｓ的斜模，如图２Ｊ．２．ａ所示。将折转角＜５看成是由无逡逑限多个极小折转角４＜５（其顶点无限靠近Ａ点）组成，气流每经过一个折转角舶，就会产逡逑生一道微弱的扰动压缩波ＡＢ，就会在Ａ点产生无限道微弱压缩波。第一道压缩波Ａ巧１逡逑与来流方向所形成的夹角为马赫角Ｍ＝ｓｉｉＴ，（ｌ／Ｍｊ），波后气流的温度上升，当地声逡逑速上升，而气流速度下降，所１＾＞１，波后气流的马赫数始小于必１。第二道压缩波Ａ２Ｂ２逡逑与来流方向户２成Ａ＝ｓｉｎ－ｉ（ｌ／始２），如图２．１．２．ｂ所示。由于点Ａ２和点Ａｉ都无逡逑限靠近Ａ点，导致两条压缩波ＡｉＢ，和Ａ２Ｂ２相互叠加在一起。气流连续经过极小折转角逡逑舶，其马赫数不断降低，马赫角不断增大，最终使无限多道压缩波彼此叠合在一起形成逡逑突跃式压缩波
【引证文献】
相关硕士学位论文 前1条
1 熊镐;枪弹气动特性计算及外弹道仿真[D];中北大学;2019年
本文编号：2824424
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