空空导弹温度-高度环境适应性模拟试验方法研究

杨军锋，孙 敏

（63876 部队，华阴 714200）

引言

空空导弹作为典型的机载武器系统，在其寿命期内运输、贮存、使用（挂飞和自主飞行）等多个阶段，将经受多种复杂的自然的或诱发的环境因素的综合作用。根据空空导弹及其武器系统的使用特点，本文以温度和高度两个环境因素为研究对象展开研究。

GJB 150A取消了GJB 150中的温度-高度试验项目，修订了低气压试验和温度-湿度-高度-振动试验等多个试验项目，但GJB 150.24A并不是真正的四综合，而是单个或多个因素的组合试验，温度-高度试验就是其中一环。GJB 150.24A试验方法的应力使用不再强调极值准则，剖面设计方法与可靠性试验剖面设计方法类似，基本上没有为综合试验的试验应力条件剪裁和如何实施做出详细的指导，许多地方不明确，可操作性差[1，2]，在具体试验时必将存在着工作不系统、照搬参考试验条件等问题，这就对温度-高度试验项目的贯彻实施带来了困难。因此，有必要对空空导弹温度-高度环境适应性模拟试验方法进行研究。

1 空空导弹典型任务剖面分析

1.1 空空导弹典型寿命剖面分析

空空导弹具有“长期贮存、一次使用”的特点，其寿命期内要反复经历包装、装卸、运输、贮存、检测、维修、挂机飞行等过程，直至发射、引炸。空空导弹典型寿命剖面见图1。

空空导弹在寿命期内要经受各个过程中存在及产生的振动、冲击、高温、低温、高湿、高度、盐雾、霉菌、沙尘等一系列自然的或诱发的机械的、气候的、化学的、生物的及其它特殊的单个或多个环境因素的作用，从而使空空导弹处于十分恶劣的、大幅变化的环境当中，由此可能会对空空导弹造成不可逆转的功能性损伤[3，4]。因此，对空空导弹进行试验室环境适应性模拟试验以获取其在特定的环境条件下自身的材料、结构、功能、性能的变化，以及空空导弹对其所经受的环境应力的物理响应特性和耐环境能力极限等方面的信息显得尤为重要。

1.2 空空导弹典型任务剖面确定

空空导弹一般是要经历空运、高海拔机场/地域的储存及使用、挂机飞行、自主飞行等经受温度和低气压综合作用的状态过程。其中挂机飞行是空空导弹主要的任务形式，且具有多次挂飞的特点。伴随着载机起飞、爬升、俯冲、着陆等技、战术动作的实现，导弹所处环境中的温度、气压不断发生变化。

空空导弹典型任务剖面主要是温度和低气压综合作用的空中温度环境（暂不涉及湿度、振动），受温度与高度综合效应的影响，可能产生更加复杂的物理或化学效应、产生电效应。低温-低气压可能造成弹体及内部材料的收缩、变脆甚至断裂，影响弹体的密闭性，也可造成内部液体的冻结等；高温-低气压降低了空气的热传导能力，引起过热，膨胀、变形甚至破裂，加速了内部构件的老化及润滑油等油液的挥发，同时造成了空气电介质强度明显降低，使电晕起始电压和击穿电压明显降低，从而使飞弧、表面放电或电晕放电的危险性增加；如弹体结构密封性受到影响，弹体内外部温度差及压差会通过泄露通道“呼”出或“吸”入，可能会造成潮气等腐蚀气体的进入，产生腐蚀或氧化，重者导致绝缘下降和断路现象。综上所述，温度、高度综合应力会使空空导弹的机械和电气性能受到很大影响，必须开展温度-高度环境模拟试验来进行研究。

2 空空导弹挂飞阶段（含贮存/运输）应力量值确定

环境应力及其量值的选择与确定是考核空空导弹挂飞阶段温度-高度环境适应性的关键。空空导弹通常挂载在飞机下表面，完全处于自然环境（不控温、不控压）当中，直接受载机的飞行高度及所在高度上的大气温度、飞行速度、飞机爬升率、飞行时间等因素的影响；贮运依据载机的最高飞行高度，舱温、舱压是否受控等情况分成各种类别。通常在两类主要高度上进行温度-高度试验[5，6]，一是在载机的最高升限上；另一种是在典型的常用高度上。首先应依据载机的空间状态参数分阶段的给出载机的阶段高度、阶段速度、阶段持续时间以及各稳定状态之间的转换速率，绘制出载机的飞行任务剖面，并依此拟定出载机的环境应力及温度和压力应力量值、相应的持续或转换时间以及导弹所处的环境状态。部分数据来源于飞行任务剖面，其它数据根据飞行任务剖面提供的高度、速度、持续时间并参考经验值等进行计算[7]。

在使用过程当中，可能会遇到3 种类型的气候温度，即标准天、冷天和热天的温度，论文只考虑冷、热天温度应力的影响。热天和冷天地面温度取决于所选定的冒极端温度的风险率（论文采用20 %风险极值）。温度可以根据所在高度分别从GB 1920 和HB 5652 中查出；目前用于挂机飞行典型任务剖面中的实测温度数据较少，一般情况下可根据公式：

图1 空空导弹典型寿命剖面示意图

式中：

T0—载机所处高度的大气环境温度；

M—载机的飞行马赫数。

所施加的高度压力应按照载机的任务剖面确定。通常，在某一高度上空气的压力可以用下式来表示：

式中：P—压力，KPa；

H—高度，km。

下面对战斗机、运输机、直升机三类载机的典型飞行任务剖面进行分析，并对与之相对应的温度、高度应力进行分析研究。

2.1 战斗机高-低-高任务剖面及其环境应力确定

从目前世界上典型作战飞机的性能参数可以看出，其飞行包线大多在15 200 m以下，巡航高度大多在9 000 m到15 200 m的范围内。主战飞机的最大飞行高度一般不超过20 000 m，飞机速度最大不超过2.2 M，低空飞行一般不超过音速。

1）高—低—高飞行任务剖面

战斗机有低—低、高—中—低、高—低—高等多种飞行剖面，以飞行高-低-高任务剖面经历的温度、高度变化最为复杂，高-低-高任务剖面示例见图2。最大爬升率参考苏30相关数据。

图2 战斗机高-低-高飞行任务剖面示意图

2）环境应力确定

依据GB 1920、HB 5652，公式（1）、（2）、（3）以及相关文献，得出环境应力数据见表1。

当载机在最高升限作低速飞行时，空空导弹处于低温低气压（最低温、最低压）环境当中；当载机作高速飞行时，受气动加热影响，空空导弹可能会处于高温低压环境当中，通常只要求空空导弹能够承受短时的高温，但绝不允许使之热保透[7]，亚音速飞行一般不涉及气动加热问题。当载机处于快速爬升或俯冲状态时，弹体遭受温度、压力冲击问题十分明显。从已取得的高空挂飞的实测数据来看[8]（H=13.6 km，M=2.2，弹体TMax=139 ℃），一般计算温度稍低或稍高于实测温度且导引头附近温度最高。参照目前实测到的挂飞阶段导引头附近的温度，确定高温温度为150 ℃，最低压力为4.32 KPa，最低温度为-70 ℃；确定常用高度压力为18.8 KPa，温度为-60 ℃；确定高温低压环境条件温度为100℃，压力为4.32 KPa；确定快速爬升至包线最大高度温度为-60 ℃，压力为11.1 KPa。

2.2 运输机高-中-低任务剖面及其环境应力（含贮存/运输）确定

运输机可能用于空空导弹的贮运任务，当运输机处于一定高度时，舱压、温度一般都会处于可控状态，像伊尔76最大飞行速度不超过0.7 M，舱压在达到某一高度之前和外界大气压力一致，超过一定高度保持在3 000 m左右。（根据我国机场海拔数据：目前我国海拔最高的机场为西藏邦达机场，海拔高度为4 334 m，拟建中的西藏那曲机场，海拔高度为4 436 m，目前采取地面军事行动的最高地面高度为4 570 m。导弹在挂飞之前可能会在类似的高海拔机场或野战机场进行贮存与挂机检测等，从而使其在地面上就承受低压环境。）载机在飞行过程当中，可能会遭受飞鸟或不明物的剧烈冲撞甚至穿透以致造成舱压快速或急剧下降的情况，使之承受意外失压带来的严重后果。

表1 高—低—高飞行任务剖面环境应力数据

1）高—中—低飞行任务剖面

运输机执行一次任务一般不超过8 h，且以飞行高-中-低任务剖面最为常见，飞行任务剖面示例见图3。

2）环境应力确定

依据GB 1920、HB 5652，公式（1）、（2）、（3）以及相关文献，得出环境应力数据见表2。

图3 运输机高-中-低飞行任务剖面示意图

表2 高-中-低飞行任务剖面环境应力数据

图4 直升机中-低任务剖面示意图

表3 中-低飞行任务剖面环境应力数据

当在高原环境贮存/使用时，低压条件为57.2 KPa，低温条件为-45 ℃；当处于空运状态时，舱内压力调整到70.1 KPa，温度为25 ℃。当遭受意外失压时，压力条件为18.8 KPa，低温条件为-50 ℃，如损伤严重，失压时间则非常短，可在0.1 s（具有爆炸性）甚至更短的时间内完成；损伤轻微失压时间相对长，但一般不超过15 s（快速性）。

2.3 直升机中-低任务剖面

1）中-低飞行任务剖面

直升机飞行包线大多在6 000 m以下，但运输直升机升限可达到8 000 m，通常情况下在几十米至几百米之间飞行，最大飞行速度不超过0.3 M。参考相关标准及文献，中-低飞行任务剖面示例见图4。

2）环境应力确定

依据GB 1920、HB 5652，公式（1）、（2）、（3）以及相关文献，得出环境应力数据见表3。

3 空空导弹温度-高度试验项目及试验条件

空空导弹温度-高度环境适应性模拟试验主要是依据使用过程当中可能遇到的环境条件，通过剪裁分析，以试验高度、温度、温度变化速率、压力变化速率和保温保压时间为主要参数，以考核空空导弹对温度和低气压综合环境应力的适应能力。

3.1 试验项目确定

根据空空导弹贮存、运输、挂飞各阶段的环境应力及其量值的变化特点，确定空空导弹温度-高度环境适应性模拟试验项目。

1）贮存/空运

适用于高海拔地区运输/贮存/使用或在运输/贮存技术状态下空运的空空导弹。

2）气动加热（常压高温）

适用于确定空空导弹挂飞阶段经气动加热后对短时高温变率的高温的适应能力。

3）低温低气压

适用于确定空空导弹挂飞阶段在高空作低速飞行时的工作性能。

4）高温低气压

适用于确定空空导弹挂飞阶段在高空作高速飞行时的工作性能。

5）快速降温降压

适用于确定空空导弹挂飞阶段载机做快速俯冲、快速爬升时的性能。

6）快速减压降温

适用于确定空空导弹周围环境压力和温度的快速降低是否会引起导弹性能变化。

3.2 试验条件

空空导弹温度-高度综合环境试验的试验条件要求[8]见表4。

3.3 试验实施流程

基于真实模拟和影响显著的原则，通过3.2节确定空空导弹温度-高度试验实施流程，见图5和图6。

3.4 试验实施技术

一般低气压试验系统难以满足气动加热试验和快速减压降温试验中所要求的快速升温、快速降压降温的条件，必须开发专门的辅助系统来满足试验要求。

表4 空空导弹温度-高度综合环境试验的试验条件要求

图5 直升机用空空导弹温度-高度试验流程

图6 战斗机用空空导弹温度-高度试验流程

1）由于气动加热试验试验室压力不变，可使用专用的高加速应力试验箱来进行试验；运用辐射加热技术为温度-高度试验系统加装石英灯来进行短时瞬态的热模拟，与此同时还可对加热表面进行分区控制，从而达到气动加热试验的目的。

2）由于系统很难满足快速降压的要求，为此运用理想气体状态方程P1V1+P2V2=P(V1+V2)原理，为温度-高度试验系统加装一套辅助试验箱，该试验箱与温压舱共用一套降温、降压系统，两箱体中间由气动阀联接。快速减压降温试验之前，通过调节气动阀，将温度、压力分别调整到规定值，待初始试验条件满足后，突然打开气动阀，通过控制气动阀的打开速度及阀门开度使两个试验箱在规定时间内达到温度、压力平衡，即可实现快速减压降温试验。

4 结论

平台及平台环境的多样化导致空空导弹在其寿命期内可能会遭受更加复杂的环境条件，其环境适应性必须满足设计和使用要求。本文在对空空导弹寿命期内典型任务剖面分析的基本上，从空空导弹可能要经历的高海拔机场贮存/使用、随机挂飞、备件空运、意外失压等状态事件入手，利用环境分析技术对涉及到的典型的温度、高度环境因素进行了分析研究，确定了空空导弹典型的极限温度和极限低气压环境条件，给出了温度-高度环境适应性试验要求，对空空导弹温度-高度环境试验的开展有一定的指导意义，为进一步研究具体的试验实施技术打下了基础。

[1]祝耀昌,汪启华,等．GJB 150A 中温度、湿度、高度、振动试验分析[J].装备环境工程, 2005,2(5):18-25.

[2]祝耀昌,王建刚,等．GJB 150A 与GJB 150 内容对比和分析（二）[J]. 航天器环境工程, 2011．

[3]GJB 150.24A-2009,中国标准书号[S].

[4]GJB 899A-2009,中国标准书号[S].

[5]冯福来.对机载设备环境试验条件若干问题的探讨[J].航空标准化与质量, 2001(5):30-33．

[6]李尧.飞机温度环境适应性要求分析和确定技术探讨[J].装备环境工程, 2008．

[7]GJB 150《军用设备环境试验方法》实施指南[M].中国航空工业总公司第301 研究所, 1998.

[8]高振声．机载武器气动加热[J].飞机设计, 2001(3):46-54．

[9]魏仲伟,肖军,等.机载导弹弹体隔热层的热应力故障与对策[J].航空兵器, 2006(2):50-52．