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一种HEML的弹丸受力仿真谢腾;刘少克;魏维【期刊名称】《四川兵工学报》【年(卷),期】2014(035)003【摘要】利用Ansoft Maxwell有限元分析软件建立了一种螺旋线圈型电磁发射器(Helical electro-magnetic launcher,HEML)弹丸的受力仿真模型,该种弹丸含有两个线圈,能产生更大的加速力;对弹丸线圈与驱动线圈的相对位置、尺寸对弹丸受力的影响,以及两个弹丸线圈间相互作用力、弹丸所受法向力进行了仿真计算;结果表明,弹丸的受力大小与弹丸线圈与驱动线圈的相对位置有关,且有一个受力最大位置;弹丸的最大受力大小随着弹丸线圈长度、驱动线圈长度增大而增大,且增大趋势逐渐变缓;在选择弹丸材料及加工工艺时,需考虑前、后弹丸线圈间的相互作用力,以及弹丸线圈所受法向力对弹丸的影响.【总页数】3页(P52-54)【作者】谢腾;刘少克;魏维【作者单位】国防科学技术大学机电工程与自动化学院,长沙410073;国防科学技术大学机电工程与自动化学院,长沙410073;国防科学技术大学机电工程与自动化学院,长沙410073【正文语种】中文【中图分类】TM303.1【相关文献】1.螺旋线圈电磁炮中一种新型弹丸的受力仿真分析 [J], 蒋雅琴;刘振祥;杨丽佳;沈志;杨栋2.一种螺旋线圈电磁发射器弹丸受力的仿真研究 [J], 杨栋;刘振祥;杨丽佳;沈志;欧阳建明;蒋雅琴3.一种杆式周向多爆炸成型弹丸战斗部仿真及实验研究 [J], 李鹏;袁宝慧;李刚;周涛;梁争峰;孙兴昀;任新联4.一种展平式弹丸挤进简化模型仿真分析 [J], 高岩;李强;谭庆;5.一种展平式弹丸挤进简化模型仿真分析 [J], 高岩;李强;谭庆因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
冲压增程弹丸进气道内外流场分区数值模拟
陈雄;周长省;郑亚
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2004(024)004
【摘要】采用二阶隐式TVD格式,结合区域分解算法对固体火箭冲压发动机增程弹丸超音速进气道内外复杂流场进行了数值模拟.通过对Emery问题的算例分析验证了文中所采用的算法和编制的程序是可靠的,能够准确预报相关流场流动规律.最后,通过数值模拟得到了不同来流马赫数以及不同出口反压条件下超音速进气道流场复杂的波系结构,分析了来流马赫数和出口反压对进气道性能的影响.为进一步深入研究超音速进气道内外复杂流场提供了可靠手段.
【总页数】4页(P59-62)
【作者】陈雄;周长省;郑亚
【作者单位】南京理工大学,南京,210094;南京理工大学,南京,210094;南京理工大学,南京,210094
【正文语种】中文
【中图分类】V211.48
【相关文献】
1.高速旋转冲压增程弹用进气道复杂流场数值模拟 [J], 陈雄;朱福亚;鞠玉涛
2.应用TTM网格研究冲压增程弹丸进气道内外流场 [J], 陈雄;周长省;郑亚
3.冲压增程弹丸进气道复杂湍流流场数值仿真 [J], 陈雄;郑亚;周长省;鞠玉涛
4.含侧向支柱冲压增程弹用进气道复杂流场数值模拟 [J], 陈雄;周长省;郑亚
5.应用TVD格式研究冲压增程弹丸进气道复杂流场 [J], 陈雄;郑亚;周长省;鞠玉涛因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
基于锥膛发射弹裙挤压过程的仿真分析张涛;侯健;魏平【摘要】为了研究射弹在锥膛段的挤压变形过程,以带有锥膛结构的火炮和水下射弹为研究对象,对射弹弹裙挤进过程进行了研究.建立了射弹在膛内运动的力学模型,运用非线性有限元分析软件ABAQUS建立了射弹和锥膛结构模型,塑性材料选择Johnson-Cook本构模型,并且大变形区域采取了自适应网格技术.仿真结果表明,前、后弹裙由尾部开始逐渐向前部弹塑性变形,总挤压阻力随两弹裙阻力变化,射弹速度升至最大后,又会有一小段变化.【期刊名称】《火力与指挥控制》【年(卷),期】2018(043)009【总页数】5页(P147-151)【关键词】锥膛;弹裙;挤压;变形;ABAQUS【作者】张涛;侯健;魏平【作者单位】海军驻侯马八七四厂军事代表室,山西侯马043000;海军工程大学兵器工程学院,武汉430033;海军工程大学兵器工程学院,武汉430033【正文语种】中文【中图分类】TJ012.10 引言20世纪70年代开始各国逐渐发展次口径脱壳穿甲弹，如今坦克发射脱壳穿甲弹的脱壳技术已经比较成熟，但在水下发射超空泡次口径射弹，脱壳技术还不成熟，为此带有锥膛结构的滑膛炮（以下简称锥膛炮）和有特殊结构的射弹成为目前的解决方法。
目前大部分学者对弹丸挤进过程研究较多，文献[1]用二阶系统模拟弹丸挤进过程，采用龙格库塔法求解挤进阻力，但其求解的阻力是静态条件下的。
文献[2-3]针对依靠理论和实验无法解决挤进过程中动态阻力的问题，运用ABAQUS模拟了小口径弹丸运动过程，分析了挤进过程中弹壳的应力应变，描述了弹丸的变性特征。
文献[4-5]建立了大口径火炮的有限元挤进模型，发现挤进压力与经典的启动压力有较大的差异，从摩擦的角度分析了“首发近弹”现象。
文献[6]对挤压过程进行了理论分析，得到挤压阻力随接触面增大而增大的规律。
上述研究都是弹丸挤进坡膛的相关研究，而带有弹裙的射弹在锥膛挤压变形研究很少，本文以锥膛炮和射弹为研究对象，将研究弹裙在锥膛段的挤压变形过程，运用非线性有限元软件ABAQUS建立射弹和锥膛炮身管的耦合模型，分析前、后弹裙的力学特性和射弹的运动。
王雪飞，尹建平锥角对具有PELE 效应的EFP 成型影响的数值仿真分析王雪飞，尹建平（中北大学机电工程学院，山西太原030051）摘要：为增强反轻型装甲目标弹药的毁伤能力，提出了一种内含低密度装填材料的变壁厚弧锥结合药型罩。
使用有限元软件LS‐DYNA 分析了各锥角对爆炸成型弹丸（EFP ）成型的影响规律和EFP 对靶板的侵彻效应，拟合得到EFP 成型参数曲线与EFP 成型速度的曲线方程。
结果表明，药型罩内锥角α1取166°~170.2°，装填物内锥角α2取160°~166°，装填物外锥角α3取140°~152°，药型罩外锥角α4取132°~140°时EFP 成型速度较快、成型效果较好；α3对EFP 成型速度、长度与径向尺寸影响最大，α1对EFP 中心厚度影响最大。
基于研究结果对药型罩结构进行优化，优化后的药型罩能够形成具有明显横向效应增强型侵彻体（PELE ）效应的EFP ，在射入靶板时对其扩孔，并在穿透靶板后碎裂形成高速破片对目标内部进行二次毁伤。
关键词：爆炸成型弹丸（EFP ）；弧锥结合药型罩；锥角；横向效应增强型侵彻体（PELE ）；侵彻；数值模拟中图分类号：TJ55；TJ413文献标志码：ADOI ：10.11943/CJEM20181391引言作为一种反坚固目标技术，爆炸成型弹丸（EFP ）在末敏弹武器系统中发挥了重要的作用，随着各种新型防护技术的快速发展［1］，对EFP 的技术要求也越来越高。
Arnold 等［2］提出了EFP /PELE （Penetrator withEnhanced Lateral Efficiency ）轴向模式可转换战斗部并进行了相关试验，但试验结果表明，使用双层药形罩形成PELE 时药形罩之间无法紧密地粘结，从而导致仿真与试验结果差距较大。
目前，已有学者就等壁厚药型罩结构参数对EFP 成型的影响进行了研究，如D.Cardoso 等［3］研究了EFP 成型方式与影响其性能的因素，李伟兵等［4］研究了弧锥结合药型罩的结构参数对EFP 成型的影响，但仅通过观察仿真结果总结了EFP 成型的趋势，并未从微元的角度分析现象发生的原理，且国内对于变壁厚药型罩［5］形成具有PELE 效应EFP 的研究较少。
DOI：10.16660/ki.1674-098X.2106-5640-1168某炮射弹丸气动力参数仿真计算曾晶 卢连军 郑灿杰 李青泽 张玲娜(山东特种工业集团有限公司军品研究所 山东淄博 255201)摘 要：为了优化某炮射弹丸气动性结构设计，获得弹丸飞行过程中准确的气动力参数。
本文建立了弹丸外流场模型并生成可计算的结构化网格，并采用了外流场数值计算方法；通过FLUENT软件，针对不同来流马赫数，不同攻角的条件下；对弹丸的流场分布和气动特性进行了计算与分析，符合超音速弹丸阻力气动规律；计算结果为弹丸飞行稳定性和弹道仿真分析提供了重要理论依据。
关键词：弹丸 气动性能 外流场 稳定性中图分类号：TJ413 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2021)06(a)-0034-04Simulation Calculation of Aerodynamic Parameters of a Projectileby GunZENG Jing LU Lianjun ZHENG Canjie LI Qingze ZHANG Lingna(Institute of Military Products. Shandong Special Industrial Group Co., Ltd., Zibo, Shandong Province,255201 China)Abstract: In order to optimize the aerodynamic structure design of a projectile, obtain the accurate aerodynamic parameters of the projectile during f light. In this paper, it establishes a projectile outf low field model and generate a computable structured grid. To adopt the numerical calculation method of outf low field. Under the conditions of different incoming Mach number and different attack angle, the f low field distribution and aerodynamic characteristics of the projectile are calculated and analyzed by the FLUENT software. It accords with the aerodynamic law of supersonic projectile drag. The calculated results provide an important theoretical basis for the projectile f light stability and ballistic simulation analysis.Key Words: Projectile; Aerodynamic performance; Outer f low filed; Stability作者简介：曾晶（1987—），男，硕士，工程师，研究方向为常规弹丸总体设计。
旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算3刘 巍 , 李 理 , 杨 涛(国防科学技术大学 航天与材料工程学院 , 湖南 长沙 410073)摘 要 : 为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响 , 对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行 了理论推导 , 得到了旋流数的解析计算式 。
为了检验理论分析各项假设的合理性 , 并对旋流数解析式的误差进行分 析 , 使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算 。
分析发现 , 冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小 , 因 此旋转对进气流量影响很小 ; 理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大 , 且背压越低偏差越大 ; 普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于 012 , 由于在此弱旋流进气条件下 , 固体燃料冲压发动机工作状态与直流 进气状态接近 , 因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小 。
关键词 : 冲压增程弹 + ; 进气道 ; 旋流数 + ; 理论分析 + ; 数值仿真 中图分类号 : V211148文献标识码 : A文章编号 : 100124055 ( 2009) 02 20149 205Sw i rl nu m ber ca l cul a t i on i n the i n l et of sp i n n i n gram jet a s si st ed range projecti leL IU W e i , L I L i, Y AN G Tao( I n s t . of A e r o s p a ce and M a t e r ia l Enginee r ing, N a t iona l U n i v . of D e fence Techno l og y, Changsha 410073, Ch i na )I n o r de r to study the h i g h 2s p e ed s p inn i ng effec t on the ram je t a s sisted rang e p r o j ec t ile, the s w i rl nu m be r inA b s tra c t :the in le t wa s theo re tica lly ana lyzed a t the cond ition of ze r o angle of a ttack . The ana lytica l fo r m u la of s w irl nu m b e r w a s ob 2 ta ined . I n o rde r to te st the ra t iona lity of the hypo t he sis and ana lyze the e rr o r of the ana lytica l fo r m u la, the fl o w fie ld of an axi 2 sy mm e tric d oub le cone 2shap ed in le t wa s nu m e rica lly si m u la ted . It wa s conc luded tha t the s w irl nu m be r a t the fr on t of the i n l e t wa s ve ry s m a ll, the a ir m a ss fl o w ra te wa s nea rly the sam e a s the cond ition of no s p inn ing . The s w irl nu m be r a t the ou t l e t o f the in le t ca lcu la ted w ith the ana lytica l f o r m u la wa s a lways la rge r than tha t of nu m e rica l si m u la tion, and the e r ro r of the ana l y ti c a l fo r m u la inc rea sed w ith dec rea sin g the back p re ssu re . The s w irl nu m be r a t the ou tle t of the s p inn ing ram je t a ssisted r ang e p r o 2 jec t ile in l e t wa s u sua l ly s m a l le r than 012 and the flow fie l d in the so l id fue l ram je t wa s weak sw i rl f l o w . Thu s , the s p inn i ng ha s little effec t on the ra m je t .Key word s :R a m je t a s sisted rang e p r o j ec t ile +; In l e t ; S w i rl nu m b e r +; Theo r e t ia l ana l ysis +; N u m e r ica l si m u l a t ionω 下标0 1 2 xθr弹丸滚转角速度 ( rad / s ) S T u ¯u x V pM a ρ η旋流数 温度 气流速度分量轴向面积平均速度 弹丸速度 马赫数 空气密度 总压恢复系数符号表面积旋流数分母积分项 旋流数分子积分项 进气道空气流量 压强旋转气团外半径 径向坐标A F x M θ m ´a pRr滞止参数 自由来流参数 进气道出口参数 轴向分量 切向分量 径向分量3 收稿日期 : 2008203 221; 修订日期 : 2008206 218。
带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析骆晓臣;周长省;鞠玉涛【摘要】The characteristics of mixed-compression inlets used for ramjet projectiles with single-cone and double-cone external compression were analyzed.The external aerodynamic drag act on the projectiles and characteristics of the two inlets were calculated by method of numerical simulations.The variation of external aerodynamic drag was presented when the flight Mach number ranged from 2.65 to 1.75.The total pressure recovery and mass flow ratio at critical operational conditions were discussed comparatively between the two inlets with the decrease of the flight Mach number.Results of numerical simulations show that the drag acts on the projectile with different inlet was comparable; both inlets can start at the Mach number of 1.75; when the flight Mach number was below the design Mach number, both the total pressure recovery and mass flow ratio of the mixed compression inlet with single-cone external compression were superior to those of the mixed compression inlet with double-cone external compression.Then, mixed compression inlet with single-cone external compression is preferable for ramjet projectile.%针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点.采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性.研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同；在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动；在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2013(031)001【总页数】5页(P110-114)【关键词】冲压增程弹丸;进气道;数值模拟;阻力【作者】骆晓臣;周长省;鞠玉涛【作者单位】南京理工大学机械工程学院,江苏南京 210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京 210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京 210094【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言近年来，超远程弹药技术日益受到各国重视。
其中固体燃料冲压发动机具有比冲高、自适应调节特性、结构简单、可靠性高、安全性高等优点，在增程弹丸等弹种有广泛应用前景［1］。
在弹丸冲压增程应用方面，世界许多国家已经完成概念论证，正在向实用化方向迈进［2－4］。
冲压增程弹丸由于头部进气道的存在而与常规弹丸在设计上有了质的区别［5］。
由于弹体处于进气道压缩锥面产生的激波影响之下，不同参数设计的进气道对冲压发动机性能和弹丸外部气动阻力都有不同程度的影响。
为减小外部阻力，降低进气道起动难度，冲压增程弹丸采用混压式进气道。
对于轴对称混压式进气道的外压缩部分，到底采用双锥压缩还是单锥压缩值得深入研究。
从外压缩激波损失的角度考虑，将同样的超声速来流减速为相同的超声速马赫数，采用双锥外压缩比单锥外压缩损失更小。
然而实际的冲压增程弹丸进气道设计需要考虑众多的因素，外压缩激波损失的大小并不能代表进气道总体性能的全部。
对于混压式进气道，相比双锥进气道，单锥进气道加工简便，超声速段长度短且边界层发展较为平缓，使得在进气道总长相同的约束下粘性损失较小；采用单锥外压缩的进气道的外压缩段气流偏转总转角较小，使得内压缩负担减轻，外唇罩偏转角度和迎风面积可以更小，因而更利于降低进气道外唇罩阻力；同时外压缩为单锥的进气道外压缩段流动偏转角度的降低使得在低于设计马赫数工作的条件下，进气道的流量捕获能力更佳。
因此，对于冲压增程弹丸所用的混压式进气道，有必要针对相同设计参数（设计马赫数、最低起动马赫数、外罩及前弹体形状、进气道进口面积、进气道总长）约束前提下，对外压缩部分分别采用单锥和双锥的进气道开展仿真研究，讨论两种进气道对弹丸外部气动阻力的影响，并分析、对比两种进气道的综合性能。
1 几何模型与仿真方法仿真分析所用进气道采用混压式布局，外压缩分别采用单锥压缩和双锥压缩。
两种进气道设计马赫数均为2．5、最低起动马赫数均为1．75；外压缩采用单锥的进气道（下文中简称单锥进气道）外压缩半锥角度为24°，外压缩采用双锥的进气道（下文中简称双锥进气道）外压缩半锥角度分别为16°和26°；两种进气道内压缩段前缘与自由来流夹角均为20°，两种进气道外罩和前弹体形线相同，内通道喉道上游唇罩内侧形线相同；通过调整进气道中心锥外压缩锥面与内压缩部分肩部过渡段的曲率半径以及进气道喉道尺寸，使得两种进气道最低起动马赫数1．75条件下，喉道结尾激波前马赫数均在1．2左右。
进气道进口面积相同，约为弹丸最大横截面积的0．42倍；进气道出口面积相同，约为弹丸最大横截面积的0．35倍；单锥进气道进口、喉道面积比为1．59，双锥进气道进口、喉道面积比为1．61；进气道长度（锥尖点到进气道亚声速段出口处）相同，约为全弹总长的0．27倍。
鉴于进气道占用的空间及长度限制，且贫氧推进剂的稳定燃烧需要进气道出口突扩以产生后台阶流动，因此进气道亚声速段面积扩张比不需要很大，设计马赫数下，两种进气道出口马赫数均在0．7左右。
冲压增程弹丸单、双锥进气道及弹体分别如图1中（a）和（b）所示。
图1 带单、双锥进气道的冲压增程弹丸Fig．1 Ramjet projectiles with the single－cone inlet and the double－cone inlet由于进气道的存在，冲压增程弹丸的气流通道分为内部流道和外部流道。
内部流道沿流动方向分别为进气道压缩锥、进气道内通道、燃烧室、喷管；外部流道沿流动方向分别为进气道外罩、前弹体、后弹体以及弹底。
各部位在弹丸上的具体位置见图1（a）所示。
对于刚离开炮口（速度约为马赫数2．68）的弹丸高速飞行段，弹丸的飞行攻角很小，为便于分析对比且减少流动仿真计算量，本文数值研究只针对0°攻角飞行的弹丸，弹丸的高速旋转转速为15000rpm，忽略进气道出口附近的支撑结构对进气道工作特性的影响，即仿真分析只针对弹丸的轴对称旋转流场。
计算域及流动仿真所用结构化网格之一如图2所示，计算域分别向弹丸上、下游延伸了一定距离以方便边界条件的给定。
流动仿真所用边界条件分别为压力远场（指定马赫数、静压101325Pa、静温288K）、压力出口（静压101325Pa、总温根据来流马赫数确定）以及旋转绝热壁面边界。
通过调整冲压发动机喷管喉道尺寸对发动机内部流动节流来模拟燃烧形成的高燃烧室静压，以便计算获得进气道临界状态下的总压。
靠近壁面处及流动变化剧烈的区域进行了适当的局部网格加密。
通过调整近壁面处第一层网格与壁面的距离，使得计算所得y＋绝大部分保持在6左右。
靠近壁面的网格沿壁面法向增长因子控制在1．2左右，且保证沿流动方向绝大部分边界层内至少分布有10层网格。
图2 计算所用结构化网格Fig．2 Structured grids used for calculations流动数值仿真采用商业仿真软件Fluent进行，流动的计算采用二阶迎风格式及Roe平均的矢通量裂解格式；采用二阶标准k－ε湍流模型进行近壁面湍流区域的计算；在与壁面相邻近的粘性边界层中，采用标准壁面函数进行修正。
由以上网格分布策略及对应的数值计算方法，经校核，参照沿平板发展的湍流边界层摩擦阻力半经验公式，所得摩擦阻力计算结果相对误差在6%以内［6］。
鉴于冲压增程弹丸主动段工作在进气道设计马赫数附近，且该状态下弹丸承受的气动阻力也较大，其数值的大小也直接决定着冲压发动机推力的设计及弹丸最大射程，因此本文的研究工作只针对超声速飞行段的高速部分，即飞行马赫数在2．65到1．75之间，数值仿真状态点的飞行马赫数分别为2．65、2．5、2．25、2．0和1．75。
2 仿真结果的分析和讨论2．1 弹体外部阻力的分析为方便下文中结果的讨论，说明如下：外部气动阻力指作用在进气道外罩、前弹体、后弹体以及弹底部端面上的气动力（压力作用力和摩擦力）沿来流方向上的分量。
为统一比较基准且便于弹丸受力的分析，本文压力阻力的计算、讨论均采用绝对压力。
图3给出了不同飞行马赫数条件下、带单、双锥进气道的冲压增程弹丸所受外部气动阻力系数De（以来流动载和弹丸最大横截面积为参考基准）的分布。
由图中数据分布可以看出，两种进气道对弹丸外部气动阻力的影响未见明显差别，飞行马赫数从2．65到1．75的变化过程中，带有两种不同进气道的冲压增程弹丸的外部气动阻力非常接近。
其原因在于两种进气道的外罩及前弹体形线相同，且两种进气道外压缩总锥角较为接近（单锥为24°，双锥为26°），两种进气道外唇罩前锥形激波后的流动静压差别不大，而弹丸外阻又是进气道外罩、前弹体、后弹体以及弹体底部压力作用力与摩擦作用力的轴向分力的积分结果，因此，外部气动阻力作为外部轴向力的宏观表现结果差异并不显著。
