内埋武器投放分离相容性的风洞投放试验预测与评估

2020-07-02 13:22宋威艾邦成蒋增辉鲁伟

航空学报 2020年6期

宋威，艾邦成，蒋增辉，鲁伟

中国航天空气动力技术研究院，北京 100074

新一代先进战斗机要求具有超声速巡航、敏捷性、隐身性、高机动性、超视距作战等战术性能。传统外挂式武器装载的战斗机飞行时存在较大气动阻力，难以实现超声速巡航，也严重影响着飞机的机动性与敏捷性，且外挂物发射的雷达波能量通过叠加后使飞机的雷达散射截面(RCS)大幅增加，使战斗机隐身性能大打折扣，因此武器内埋装载成为新一代先进战斗机的最优选择和发展趋势[1-5]，如美国的F-22、F-35，无人作战飞机X-45、X-47，法国的神经元，俄罗斯的T-50，中国的J-20、J-31均采用武器内埋式装载[6-7]。

保证内埋武器与载机分离相容性是先进战斗机研制过程中的关键技术之一，机弹分离相容性研究任务主要是验证武器与载机的安全分离并确保分离后武器具有良好的飞行姿态，确定飞机的武器发射包络线[8]。以前研究发现内埋武器弹舱中的强涡流可引起舱内压力急剧变化，导致武器在与载机分离的过程中产生抬头、翘尾、横向滚动等不稳定状态，甚至碰撞舱壁或舱门，威胁载机的安全。内埋式弹舱内表面具有复杂动态气动载荷，内埋武器在投放时受弹舱的气动影响非常严重，加上载机流场与武器周围流场的复杂性，使得内埋武器的分离运动轨迹更加难以预测[9-12]。因此预测和评估内埋武器投放分离相容性具有十分重要的工程应用价值，可为中国未来新型先进战斗机配套武器的研制和生产提供技术支撑。

风洞投放试验是预测与评估内埋武器投放分离相容性的一种非定常风洞试验手段，由于内埋式投放物分离后处于不受约束的自由飞行状态，不受支架干扰，同时可实现多个模型的连续投放，不受机构运动范围的限制，且能模拟内埋投放物在武器舱内的运动状态，在真实模拟内埋武器投放分离过程方面具有独特的优越性[13-14]，故国内外学者采用风洞投放试验技术对内埋武器投放分离相容性开展了较多的研究。如Rudy等[15]通过风洞投放试验研究了导弹模型从B-1B轰炸机内埋弹舱投放分离后的运动轨迹及姿态角，研究了舱口非定常气动力对内埋武器投放分离弹道的影响，舱口剪切层对内埋武器弹道的影响较弱。Stallings[16]在兰利研究中心对超声速下典型翼控导弹的分离特性进行研究，分析了弹舱长深比对内埋武器投放分离运动特性的影响，发现对于浅弹舱，平板与弹舱流场之间出现比较大的相互干扰从而导致导弹模型出现不利的分离特性，深弹舱时的平板与弹舱流场间干扰较小，对于内埋武器投放分离比较有利。江宗辉等[17]采用低速风洞投放试验预测了变深度舱内埋投放物分离运动特性，分析了投放舱在各种姿态角、速度、高度、投放物外形、助投力等参数下对投放物分离轨迹和姿态角的影响。金时彧[18]采用低速风洞投放试验技术研究内埋导弹从类B-52轰炸机上投放分离的运动轨迹和姿态角，并与数值模拟结果进行比较。文献[19]对内埋武器高速风洞弹射投放模型试验关键技术进行了研究，主要对高速风洞轻模型相似设计方法不足进行改进和完善，并针对内埋导弹在3种不同初始分离角速度下投放分离的运动轨迹及姿态角进行分析。

以上研究的特点是影响因素比较单一且主要集中在低速状态，如Rudy等[15]只研究舱口非定常气动力的影响，Stallings[16]只研究弹舱长深比的影响，文献[19]也只是分析内埋导弹初始分离角速度的影响，以至于无法确定载机武器发射包络线。即使江宗辉等[17]和金时彧[18]的研究因素比较多(包括载机飞行马赫数、攻角、高度、投放物外形等)，但其仅限制在低速状态下，对先进战斗机超声速巡航状态下的可能开舱投弹情况并无参考价值。

本文主要对影响先进战斗机内埋武器高速投放分离相容性的多种因素进行系统而又深入的分析，试图找出内埋武器投放分离相容性的最佳状态，给先进战斗机研制部门的工程设计提供参考。

1 试验方法和条件

1.1 风洞投放试验

风洞投放试验是预测飞机外挂物(内埋武器也是外挂物的一种)投放分离特性的一种地面风洞试验方法，风洞试验过程将载机模型采用支撑固定在风洞支架上，外挂物模型常常采用易熔金属丝(如康铜丝等)或挂钩安装在载机模型的相应位置上，待风洞气流稳定后，启动控制设备令外挂物脱离载机，同时用高速摄像机或多次曝光摄影等记录设备拍摄投放外挂物下落的图像运动，然后对外挂物动态运动图像进行数字处理得到外挂物运动轨迹和姿态角随时间变化规律，确定外挂物安全投放的参数范围，为飞机外挂物的布局设计和投放参数控制提供试验依据[13]。

1.2 相似准则

对于外挂物风洞投放试验，为保证模型和全尺寸实物投放运动轨迹和姿态角相似，除风洞模型的几何外形与实物相似，风洞气流的马赫数Ma和雷诺数Re与实物相等外，还需保证模型和实物的动力相似性。根据马赫数范围的不同，可分为低速风洞投放试验(通常可不考虑马赫数和雷诺数的影响，主要保证弗劳德数Fr相等)和高速风洞投放试验(保证马赫数Ma相等)。由于本文所研究的内埋武器投放分离的试验马赫数为Ma=1.5，故属于高速风洞投放试验[13]。

高速风洞投放试验在保证马赫数相等的前提下，通常有两种相似模拟方法：重模型法和轻模型法。前者常用于无初始弹射的模型，即自由投放试验；后者常用于有初始弹射的投放试验，即加助投力，也是本文在内埋导弹模型相似设计过程中所采用的方法[13]。

根据动力相似条件，轻模型法中模型质量和转动惯量与实物之间的关系为[13]

Mm=MfK3Δ

(1)

Im=IfK5Δ

(2)

式中：M为质量；I为广义转动惯量(可表示俯仰、偏航和滚转方向的转动惯量)；K为模型缩尺比，K=Lm/Lf；Δ为空气相对密度，Δ=ρm/ρf；下标m表示模型，f表示全尺寸实物。

1.3 试验条件

试验条件见表1。

表1 风洞投放试验条件

2 试验模型和设备

2.1 试验模型

内埋武器投放分离的载机模型采用类F22战机气动外形，缩尺比为1/20，缩比后长945 mm，翼展682.5 mm，高254 mm，载机模型在风洞中固定不动，通过尾部支撑与风洞刀架相连。载机模型结构主要由：机鼻、机身前段、进气道、前盖板、中盖板、后盖板、左右垂尾和翼身融合件等组成，其中载机模型的中盖板可拆卸，需要在此处安装弹射投放机构，两个孔为进气口，如图1所示。

图1 载机模型结构设计图

导弹模型是类AIM-120先进中距空空导弹外形，模型设计过程中对导弹舵面和翼面展长进行缩短，以适用弹舱的尺寸要求，导弹为大长细比、小翼展、尾部控制的正常式气动布局，具有体积小、重量轻等特点，能有效降低飞行阻力。导弹模型采用分段设计法，保证导弹的气动布局外形，弹身内部挖孔并或施加高密度配重材料，以满足导弹的质量特性参数(质心位置、质量、转动惯量等)要求。导弹主要由弹身前段、弹身后段、前配重、后配重、螺杆、前止动杆、后止动杆、挂钩、弹翼、堵块、弹舵等组成，弹身前段和弹身后段内部中空，便于加入配重调整模型质量、质心及转动惯量，如图2所示。其中弹身前段与弹身后段采用普通螺纹连接，前后配重分别与螺杆螺纹连接，前后止动杆插入移动挂架上防止导弹前后左右移动。

图2 导弹模型的结构示意图

2.2 试验设备

试验在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞完成，该风洞是一座暂冲式亚跨超三声速风洞，试验段横截面为1.2 m×1.2 m，马赫数范围为Ma=0.3～4.0，风洞雷诺数范围为Re=1.2×107～7.9×107/m。可实现的攻角变化范围为α= -15°～25°。试验段的侧壁各有两个观察窗，如图3所示，观察窗的直径为500 mm。

记录设备采用的是Photron公司的SA5高速摄像机，如图4所示。其最高分辨率1 024×1 024像素，最大拍摄速度为7 000帧/s，高速摄像机布置在观察窗侧面进行单平面拍摄，本次试验选择拍摄速度为2 000帧/s，相邻两帧的时间间隔Δt=0.5ms。

试验要求高速摄影机启动拍摄和模型投放动作具有良好的同步性。试验通过HT型多通道延时仪(如图5所示)来实现系统联调，包括对气压控制、高速摄像机采集系统控制等。该延时仪具有7个延时通道，可以实现7路不同时间的延时与保持，其延时和保持时间均在1～999 s之间随意设定，可精确到ms，延时时间到达后，每个通道可以分别产生TTL高电平、TTL低电平、开关信号、直流固态继电器驱动、交流固态继电器驱动5种输出，分别用于触发和驱动不同类型的负载，其输出持续时间为所设定的保持时间。

图3 FD-12风洞示意图

图4 SA5高速摄像机

图5 同步控制仪示意图

2.3 坐标系定义

惯性平面坐标系Oxyz如图6所示，x、y、z表示弹体质心坐标在3个方向上的分量；θ表示弹体俯仰角;O取在导弹投放瞬间初始质心位置上，沿风洞气流方向为x正向，垂直气流向下为y正方向；V∞为气流速度。内埋导弹投放分离相容性分析主要关心导弹能否快速远离载机底部(y向运动轨迹)以及在起控瞬时的俯仰姿态角θ，因此下文的分析中主要给出y和θ随分离时间t的变化图。

图6 惯性平面坐标系Oxyz

3 试验结果与影响参数分析

3.1 载机飞行马赫数

图7和图8分别是风洞来流马赫数Ma=1.5，0.9，0.6，载机攻角α=2°，侧滑角β=0°，弹舱长深比h=7.76，初始分离速度Vy0=7 m/s，初始分离角速度ωz0=15(°)/s条件下，内埋导弹投放分离运动图像序列和运动轨迹y、俯仰姿态角θ随分离时间t变化的曲线图。

从图7可观察到，在3种不同的风洞来流马赫数Ma下，内埋导弹均能安全地从载机腹部弹舱内投放分离，未出现碰撞载机底部现象，俯仰姿态角θ的运动状态有些差异。从图8的曲线变化可知，内埋导弹的向下运动轨迹y变化不显著，这主要是由于内埋导弹具有一定的下抛初速度Vy0，导弹快速向下运动远离载机底部。俯仰姿态角θ的变化比较大，当马赫数Ma=1.5时，在整个内埋导弹投放分离过程中，内埋导弹始终受到抬头俯仰力矩，由于导弹具有一定的初始分离角速度ωz0=15(°)/s，弹体先低头后抬头，曲线上表现为俯仰姿态角θ由正→负→正，此状态下空空导弹攻击处于战机前上方的敌机是有利的，不需要调整导弹姿态，但对自身载机的安全性具有一定的威胁，在飞向敌方目标过程中可能会碰撞载机的前端。当马赫数Ma=0.9时，弹体先低头后抬头，不同的是俯仰姿态角未出现负值，且幅值也不大。

图7 不同马赫数下内埋导弹投放分离图像序列

图8 不同马赫数下内埋导弹投放分离轨迹及姿态角时间历程

3.2 载机攻角

图9和图10分别为载机攻角α=0°，2°，3°，来流马赫数Ma=1.5，侧滑角β=0°，弹舱长深比h= 7.76，初始分离速度Vy0=7 m/s，初始分离角速度ωz0=15 (°)/s条件下，内埋导弹投放分离运动图像序列和运动轨迹y、俯仰姿态角θ随分离时间t变化的曲线图。

从图9和图10可看出，当载机攻角α=0°,2°,3°时，内埋导弹均能远离载机干扰流场，未出现回碰载机的现象，且俯仰方向均处于低头状态，这对攻击载机前下方的敌方目标是有利的，不需要调整导弹姿态，直接俯冲飞向敌方目标。从图10可看出，随着载机攻角α的增大，由于内埋导弹受到的气动升力变大，y向运动随着载机攻角增大而变缓，俯仰姿态角θ的变化趋势一致，但在数值上有些差距。由于载机攻角不同，导致内埋导弹投放分离后相对来流攻角不同，从而导致作用在导弹上的俯仰力矩不同，进而对内埋导弹投放分离后俯仰方向运动有影响。

图9 不同载机攻角下内埋导弹投放分离图像序列

图10 不同载机攻角下内埋导弹投放分离轨迹及姿态角时间历程

3.3 弹舱长深比

图11和图12分别为不同弹舱长深比h=7.76， 14.12，载机攻角α=2°、马赫数Ma=1.5，侧滑角β=0°，初始分离速度Vy0=7 m/s，初始分离角速度ωz0=15 (°)/s条件下，内埋导弹投放分离运动图像序列和运动轨迹y、俯仰姿态角θ随分离时间t变化的曲线图。

从图11可观察到，在不同弹舱长深比h下，内埋导弹也能安全分离，由于导弹具有一定的下抛分离速度Vy0，且所受气动升力不足以使弹体质心抬升，导弹一直向下运动远离载机底部，但是俯仰方向运动差距较大。从图12曲线图得知，当弹舱长深比h=7.76时，导弹俯仰姿态角θ一直处于低头状态，此状态内埋导弹投放分离有利于攻击战机前下方的敌机。当h=14.12时，导弹的俯仰姿态角变化幅度不显著(|θ|<2.5°)，从曲线上看有先低头后抬头的趋势。

图11 不同弹舱长深比下内埋导弹投放分离图像序列

图12 不同弹舱长深比下内埋导弹投放分离轨迹及姿态角时间历程

3.4 弹舱内武器剩余数量

图13和图14分别为弹舱内武器剩余数量n= 2，1，0，载机攻角α=2°、马赫数Ma=1.5，侧滑角β=0°，弹舱长深比h为7.76，初始分离速度Vy0=7 m/s，初始分离角速度ωz0=15 (°)/s条件下，内埋导弹投放分离运动图像序列和运动轨迹y、俯仰姿态角θ随分离时间t变化的曲线图。

从图13可看出在不同的武器剩余数量n下，内埋导弹的运动状态几乎一致，俯仰方向运动一直是低头的，导弹在垂直方向持续下落，远离载机，表明武器剩余数量对内埋导弹分离特性影响较小。从图14知，不同的武器剩余数量n下，内埋导弹的y向运动轨迹基本一致，俯仰方向运动趋势是一致的，俯仰角θ一直低头，变化比较明显。

3.5 导弹弹射力

图15和图16分别为不同弹射力P=18,22,28 Pa，载机攻角α=2°、马赫数Ma=1.5，侧滑角β=0°，弹舱长深比h为7.76，初始分离角速度ωz0= 15 (°)/s条件下，内埋导弹投放分离运动图像序列和运动轨迹y、俯仰姿态角θ随分离时间t变化的曲线图。

图13 不同武器剩余数量下内埋导弹投放分离图像序列

图14 不同武器剩余数量下内埋导弹投放分离轨迹及姿态角时间历程

从图15和图16可获知，随着内埋导弹弹射力P的增大，导弹在垂直气流方向的运动速度变快，导弹在载机干扰流场中飞行时间缩短，可以更快地进入起控状态，有利于导弹安全分离并准确地命中敌方目标。不同弹射力P作用下，弹体的俯仰方向运动差异较大，表明弹射力的改变对内埋导弹俯仰方向运动有一定的影响，当弹射力P=18 Pa和P=28 Pa时，俯仰角θ先低头后抬头，有利于攻击处于载机前上方的敌方目标，对载机的安全性也有潜在的威胁，弹射力P=22 Pa时，导弹俯仰角θ一直低头趋势，对攻击处于载机前下方的敌方目标是有利的。

3.6 导弹折叠舵状态

图17和图18分别为导弹折叠舵是否展开，载机攻角α=2°，马赫数Ma=1.5，侧滑角β=0°，弹舱长深比h=7.76，初始分离速度Vy0=7 m/s，初始分离角速度ωz0=15 (°)/s条件下，内埋导弹投放分离运动图像序列和运动轨迹y、俯仰姿态角θ随分离时间t变化的曲线图。

从图17可看出两种不同气动布局的内埋导弹从舱内弹出后，一直向载机的下方运动，未出现碰撞载机的现象，但是俯仰姿态角有很大差距。图18显示：内埋导弹的折叠舵是否展开对导弹垂直方向运动轨迹y影响较小，导弹下落比较快，远离载机底部干扰流场，这表明导弹初始分离速度Vy0对y向运动轨迹影响比较显著，升力和导弹自身重力对导弹y向运动轨迹影响不明显。俯仰方向的运动差距突出，当折叠舵展开时，导弹俯仰角θ先低头后抬头，利于攻击处于载机前上方的敌方目标，但也有载机安全隐患。当折叠舵处于折叠状态时，导弹的俯仰角处于一直低头趋势，利于攻击处于载机前下方的载机目标。