吳繼飛, 徐來(lái)武, 郭洪濤, 唐淋偉, 高 鵬

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000； 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽(yáng) 621000)

內(nèi)埋武器艙艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)模擬試驗(yàn)技術(shù)研究

吳繼飛1,2,*, 徐來(lái)武2, 郭洪濤2, 唐淋偉2, 高 鵬2

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000； 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽(yáng) 621000)

在高速風(fēng)洞中對(duì)內(nèi)埋武器艙艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)模擬試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了研究，彈艙長(zhǎng)深比(L/D)為6.5。分析了艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)風(fēng)洞模擬準(zhǔn)則，研制了氣缸驅(qū)動(dòng)和電機(jī)驅(qū)動(dòng)兩種艙門(mén)開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，發(fā)展了艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)與數(shù)據(jù)處理方法，獲得了艙門(mén)運(yùn)動(dòng)特性及武器艙系統(tǒng)動(dòng)態(tài)載荷特性。本文給出了Ma=0.6,Re=1.28×107/m的試驗(yàn)結(jié)果。研究結(jié)果表明：運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)合理，氣缸驅(qū)動(dòng)與電機(jī)驅(qū)動(dòng)兩種方式均可實(shí)現(xiàn)艙門(mén)的快速開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)，采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)時(shí)，艙門(mén)運(yùn)動(dòng)速度可在較寬范圍內(nèi)調(diào)節(jié)；測(cè)試系統(tǒng)可靠，可準(zhǔn)確獲得高速氣流條件下艙門(mén)開(kāi)閉過(guò)程中的動(dòng)態(tài)載荷及艙門(mén)運(yùn)動(dòng)規(guī)律；數(shù)據(jù)處理方法可行，獲得了測(cè)點(diǎn)的能量分布特性及頻譜特性，并對(duì)彈艙流場(chǎng)及艙門(mén)動(dòng)態(tài)載荷特性進(jìn)行了研究。

內(nèi)埋武器艙；動(dòng)態(tài)模擬；動(dòng)態(tài)載荷；氣動(dòng)驅(qū)動(dòng)；電機(jī)驅(qū)動(dòng)

0 引 言

超聲速巡航和隱身是新一代戰(zhàn)斗機(jī)追求的目標(biāo)，為了實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)，其在布局上均采用了武器內(nèi)埋式裝載方式。武器內(nèi)埋裝載引發(fā)了許多空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，如流動(dòng)分離、剪切層流動(dòng)、激波/旋渦干擾等[1-3]。國(guó)外從20世紀(jì)50年代就開(kāi)始了對(duì)彈艙流場(chǎng)的研究，研究主要集中在彈艙流動(dòng)機(jī)理及流場(chǎng)類(lèi)型劃分[4-6]、彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)噪聲自持振蕩機(jī)制[7-9]、內(nèi)埋武器分離特性[10-12]以及旨在改善彈艙流場(chǎng)特性的主/被動(dòng)流動(dòng)控制方法研究[13-16]等。國(guó)內(nèi)在該方面的研究起步較晚，手段多以數(shù)值模擬為主[17-20]，研究模型主要為簡(jiǎn)化彈艙模型。

為了充分發(fā)揮內(nèi)埋式裝載的優(yōu)點(diǎn)，在內(nèi)埋武器發(fā)射前后，都必須采用艙門(mén)將內(nèi)埋武器艙進(jìn)行遮蓋。戰(zhàn)斗機(jī)武器艙門(mén)甚至需要在全飛行包線范圍內(nèi)具備快速開(kāi)閉的能力，在高速飛行狀態(tài)下，艙門(mén)運(yùn)動(dòng)會(huì)引起彈艙流場(chǎng)發(fā)生劇烈變化，而流場(chǎng)的劇烈變化又會(huì)對(duì)艙門(mén)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)及艙門(mén)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響，嚴(yán)重時(shí)將導(dǎo)致艙門(mén)運(yùn)動(dòng)器械失效或艙門(mén)結(jié)構(gòu)破壞。目前，針對(duì)艙門(mén)氣動(dòng)載荷及其影響方面的研究較少[21-22]，且基本是以靜態(tài)模擬開(kāi)展的，為較真實(shí)地獲取艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)載荷特性，需發(fā)展和建立相應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。

本文分析了艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)風(fēng)洞模擬準(zhǔn)則，研制了相關(guān)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)及裝置，發(fā)展了艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)與數(shù)據(jù)處理方法，獲得了艙門(mén)運(yùn)動(dòng)特性及動(dòng)態(tài)載荷特性，為開(kāi)展相關(guān)型號(hào)艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)打下良好基礎(chǔ)。

1 試驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則分析

要做到對(duì)飛行器機(jī)動(dòng)飛行條件下內(nèi)埋武器艙艙門(mén)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中動(dòng)態(tài)特性的真實(shí)模擬，風(fēng)洞試驗(yàn)必須要滿(mǎn)足試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驼鎸?shí)飛行器的流動(dòng)和運(yùn)動(dòng)相似，以及試驗(yàn)?zāi)Ｐ团撻T(mén)和真實(shí)艙門(mén)的運(yùn)動(dòng)相似。但在現(xiàn)有的條件下，要完全滿(mǎn)足這些相似準(zhǔn)則非常困難，因此目前在研究?jī)?nèi)埋武器艙艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)特性時(shí)，通常采用簡(jiǎn)化模型，只模擬武器艙一個(gè)部件而不考慮整個(gè)飛行器，這樣處理后飛行器本身的運(yùn)動(dòng)相似就不用考慮，只需考慮武器艙艙門(mén)的運(yùn)動(dòng)相似和周?chē)@流的流場(chǎng)相似。由于艙門(mén)開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)屬于有動(dòng)力條件下的定軌跡運(yùn)動(dòng)，因此艙門(mén)的運(yùn)動(dòng)相似條件就需要滿(mǎn)足試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驼鎸?shí)艙門(mén)的斯特勞哈爾數(shù)(St)相等以及運(yùn)動(dòng)的起始和終止角度相等，而在高速風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)艙門(mén)周?chē)鲌?chǎng)相似，則需在滿(mǎn)足試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驼鎸?shí)艙門(mén)的斯特勞哈爾數(shù)相等的基礎(chǔ)上還需滿(mǎn)足Ma、Re以及比熱比γ相等。

在高速風(fēng)洞中開(kāi)展試驗(yàn)，比熱比γ相似條件一般是滿(mǎn)足的，但Ma與Re同時(shí)滿(mǎn)足則十分困難，由于風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷奶卣鞒叽绫葘?shí)物小若干倍，若在來(lái)流溫度及密度保持不變的情況下保證Re相等，就要求風(fēng)洞中的來(lái)流速度V∞比真實(shí)來(lái)流的速度V∞要大同樣的倍數(shù)，這就破壞了Ma相等的相似準(zhǔn)則，而Ma是高速風(fēng)洞試驗(yàn)通常首先必須要保證的一個(gè)相似準(zhǔn)則，艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)也不例外，Re通常只有在粘性起主要作用時(shí)才需對(duì)其進(jìn)行完全模擬。

通過(guò)上述分析，本文認(rèn)為，在高速風(fēng)洞中開(kāi)展艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)必須基于部分相似(條件相似)進(jìn)行，艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)風(fēng)洞模擬的相似準(zhǔn)則為：

(1) 滿(mǎn)足艙門(mén)外形幾何相似；

(2) 艙門(mén)起始/終止角度相等：

(1)

(3) 3個(gè)相似參數(shù)相等：

(2)

式中：LD表示艙門(mén)長(zhǎng)度；ΔT表示艙門(mén)完成1次開(kāi)啟或關(guān)閉動(dòng)作的作用時(shí)間；V∞表示來(lái)流速度。

2 試驗(yàn)?zāi)M方法研究

在高速風(fēng)洞中建立內(nèi)埋武器艙艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)需解決3個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題: (1) 如何得到按預(yù)定規(guī)律變化的非定常流場(chǎng)和模型姿態(tài)；(2) 如何準(zhǔn)確記錄艙門(mén)運(yùn)動(dòng)及非定常流場(chǎng)數(shù)據(jù)；(3) 如何正確處理試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

2.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

研究基于中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所FL-23風(fēng)洞開(kāi)展，該風(fēng)洞為直流暫沖式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段橫截面尺寸為0.6m×0.6m，試驗(yàn)段長(zhǎng)度為2.5m，跨聲速時(shí)上下壁是60°斜孔壁，開(kāi)孔率為4.3%，左右為實(shí)壁；超聲速時(shí)，四壁均為實(shí)壁。風(fēng)洞試驗(yàn)Ma范圍為0.4～4.5。試驗(yàn)段左右壁的光學(xué)觀察窗可整體取下，從而形成一個(gè)尺寸為1.014m×0.54m矩形安裝平臺(tái)，本研究即利用該平臺(tái)安裝研究模型。

2.2 模型及運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)

戰(zhàn)斗機(jī)艙門(mén)長(zhǎng)度可達(dá)4～5m，為了在空中格斗中占據(jù)先機(jī)，要求艙門(mén)可在1～2s左右完成開(kāi)啟或關(guān)閉動(dòng)作[23]。若模型縮比為1∶10左右，為保證St數(shù)與真實(shí)飛行條件接近，則要求縮比模型在0.1～0.2s左右完成開(kāi)啟或關(guān)閉動(dòng)作，這是模型及運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)需解決的關(guān)鍵技術(shù)。

2.2.1 模型設(shè)計(jì)

彈艙模型安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段側(cè)壁上，其長(zhǎng)度(L)為325mm，單側(cè)彈艙寬度(W)為70.5mm，深度(D)為50mm，即彈艙長(zhǎng)深比(L/D)為6.5。艙門(mén)簡(jiǎn)化成平板，在門(mén)軸處艙門(mén)外形采用橢圓方程曲線進(jìn)行過(guò)渡，艙門(mén)門(mén)軸周邊進(jìn)行相應(yīng)處理，以保證艙門(mén)開(kāi)閉過(guò)程中部件間不產(chǎn)生干涉，艙門(mén)完全閉合狀態(tài)下與周?chē)矫纨R平，此時(shí)艙門(mén)開(kāi)啟角定義為零度，艙門(mén)完全打開(kāi)時(shí)的角度為126°，艙門(mén)厚度為6mm。模型安裝于風(fēng)洞中的照片如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛨D片F(xiàn)ig.1 Photo of testing models

測(cè)點(diǎn)主要分布在下側(cè)彈艙，沿彈艙底部中軸線上分布有12個(gè)測(cè)點(diǎn)，下側(cè)艙門(mén)上布置有42個(gè)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)在艙門(mén)內(nèi)外表面對(duì)稱(chēng)分布，測(cè)點(diǎn)分布情況如圖2所示。

圖2 艙門(mén)測(cè)點(diǎn)分布圖Fig.2 Distribution of measurement points on door

2.2.2 氣缸驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)

采用差動(dòng)雙葉結(jié)構(gòu)將氣缸—連桿機(jī)構(gòu)的動(dòng)力轉(zhuǎn)化為艙門(mén)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所需的驅(qū)動(dòng)力，如圖3所示，艙門(mén)與門(mén)軸后方耳片之間的夾角為126°，耳片隱藏于平板下方的風(fēng)洞駐室內(nèi)，通過(guò)活塞伸縮運(yùn)動(dòng)帶動(dòng)艙門(mén)開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)。

圖3 氣缸驅(qū)動(dòng)方案示意圖Fig.3 Sketch of cylinder driven scheme

氣缸行程為80mm，內(nèi)徑Φ40mm，壓力為15MPa時(shí)氣缸的安全系數(shù)為10。通過(guò)三維建模模擬了機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)過(guò)程，結(jié)果表明，該四連桿機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)合理，運(yùn)動(dòng)中不存在死點(diǎn)，系統(tǒng)工作正常。利用0.2～1.0MPa高壓氮?dú)庾鳛轵?qū)動(dòng)氣缸活塞運(yùn)動(dòng)的氣源。開(kāi)關(guān)艙門(mén)的兩條氣路各由一個(gè)電磁閥進(jìn)行控制，通過(guò)電磁閥開(kāi)關(guān)氣路對(duì)氣缸兩端分別加壓，實(shí)現(xiàn)雙側(cè)艙門(mén)同時(shí)開(kāi)閉；通過(guò)氣路切換，將要求保持靜止的艙門(mén)所對(duì)應(yīng)的氣缸單端加壓，實(shí)現(xiàn)單側(cè)艙門(mén)開(kāi)閉；通過(guò)調(diào)節(jié)減壓閥改變驅(qū)動(dòng)壓力以改變艙門(mén)的開(kāi)啟和閉合速度。

2.2.3 電機(jī)驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)

艙門(mén)后端的門(mén)軸上設(shè)計(jì)有齒輪，該齒輪與安裝在駐室內(nèi)的齒輪組相配合，由計(jì)算機(jī)控制兩臺(tái)伺服電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)，從而帶動(dòng)艙門(mén)開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)。該機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖如圖4所示。

圖4 電機(jī)驅(qū)動(dòng)方案示意圖Fig.4 Sketch of motor driven scheme

選用松下MINAS-A4系列高性能交流伺服驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。該伺服系統(tǒng)具有高達(dá)1kHz的速度響應(yīng)頻率，可實(shí)現(xiàn)電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)的高速化，伺服電機(jī)標(biāo)準(zhǔn)對(duì)應(yīng)全閉環(huán)控制并具備自動(dòng)調(diào)諧功能，配備2500P/R增量編碼器。自行開(kāi)發(fā)了運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)軟件，參數(shù)設(shè)置包括選擇艙門(mén)控制方案(雙艙門(mén)同步、單艙門(mén)運(yùn)動(dòng)、艙門(mén)定角度階梯運(yùn)動(dòng)等)、設(shè)置艙門(mén)開(kāi)閉全程的角度及對(duì)應(yīng)的控制脈沖數(shù)、設(shè)置艙門(mén)動(dòng)作的間隔時(shí)間等功能?？刂浦鹘缑姘ìF(xiàn)場(chǎng)信息、試驗(yàn)信息、參數(shù)校對(duì)、運(yùn)行信息、脈沖板信息和操作區(qū)等6大部分。

2.3 測(cè)試系統(tǒng)

2.3.1 艙門(mén)開(kāi)啟角度測(cè)量

艙門(mén)開(kāi)啟角度采用旋轉(zhuǎn)絕對(duì)式編碼器進(jìn)行測(cè)量，編碼器的旋轉(zhuǎn)軸通過(guò)聯(lián)軸節(jié)以及兩級(jí)傳動(dòng)齒輪與艙門(mén)門(mén)軸相連，從而保證編碼器旋轉(zhuǎn)軸與艙門(mén)門(mén)軸同步運(yùn)動(dòng)，編碼器的旋轉(zhuǎn)軸與艙門(mén)旋轉(zhuǎn)軸的傳動(dòng)比為1，編碼器反饋信號(hào)經(jīng)分壓電路變壓處理后與脈動(dòng)壓力信號(hào)同步采集，從而保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)時(shí)間上的一致性。

編碼器采用宜科公司生產(chǎn)的標(biāo)準(zhǔn)軸型絕對(duì)單圈編碼器，該編碼器適合用于工業(yè)環(huán)境，具有良好的抗機(jī)械損傷性能，能夠承受較高的軸向和徑向負(fù)載，其分辨率為13位，對(duì)應(yīng)的角度測(cè)量精度為0.044°。

2.3.2 動(dòng)態(tài)載荷測(cè)量

艙內(nèi)脈動(dòng)壓力使用德國(guó)Endevco公司生產(chǎn)的8514-20型壓阻式傳感器進(jìn)行測(cè)量，其量程為20PSI，固有頻率為180kHz，名義靈敏度為2.18×10-3mV/Pa。由于艙門(mén)較薄，傳感器安裝以及線路布置等空間有限，因此需選用尺寸較小的傳感器。最終確定選用美國(guó)Kulite公司生產(chǎn)的LE-062型絕對(duì)式傳感器，該傳感器具有較小的外形尺寸，厚度僅為0.76mm，出口直徑僅為1.6mm，量程為10PSI，固有頻率為175kHz，名義靈敏度為1.45×10-3mV/Pa。

脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)采用奧地利DEWETRON數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進(jìn)行采集，系統(tǒng)采樣率設(shè)置為20kHz。

2.4 數(shù)據(jù)處理方法研究

艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)過(guò)程中，脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)屬于非平穩(wěn)信號(hào)，不具有統(tǒng)計(jì)平均量，因此不能用傳統(tǒng)的脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行處理，需分析該動(dòng)態(tài)信號(hào)的自身特點(diǎn)，發(fā)展合適的數(shù)據(jù)處理方法。

內(nèi)埋彈艙流場(chǎng)動(dòng)態(tài)信號(hào)具有頻帶寬、單頻峰值分量多、噪聲干擾嚴(yán)重等特點(diǎn)。針對(duì)某典型非平穩(wěn)仿真信號(hào)，選用STFT、WT、WVD、SPWVD 4種時(shí)頻分析方法對(duì)其進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算得到的時(shí)頻分布如圖5所示。

圖5 不同時(shí)頻分析方法處理結(jié)果Fig.5 Results of different time-frequency methods

圖5表明，盡管4種時(shí)頻分析方法均能反映仿真信號(hào)的能量密度的時(shí)域及頻域分布，但其計(jì)算效果卻不太一樣。表1根據(jù)實(shí)際應(yīng)用中對(duì)時(shí)頻分析比較關(guān)心的4個(gè)方面進(jìn)行了比較。

表1 不同時(shí)頻分析方法特性Table 1 Characteristics of different time-frequency methods

總體上講，SPWVD雖然各單項(xiàng)特性不是最突出的，但沒(méi)有明顯的缺點(diǎn)，其余3種方法雖有單項(xiàng)突出優(yōu)勢(shì)，但存在明顯的缺點(diǎn)，從而限制了其應(yīng)用。從圖5(d)可以看出，采用SPWVD時(shí)頻分析方法進(jìn)行計(jì)算能夠清晰地反映仿真信號(hào)的時(shí)頻特性，故以SPWVD時(shí)頻分析方法對(duì)艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理是一個(gè)較好的選擇，研制了數(shù)據(jù)處理軟件，實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)的批量處理。

3 研究結(jié)果

3.1 艙門(mén)運(yùn)動(dòng)特性

3.1.1 氣缸驅(qū)動(dòng)

圖6給出了Ma=0.6，驅(qū)動(dòng)壓力分別為0.2、0.3以及0.5MPa時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。圖中表明，采用氣缸驅(qū)動(dòng)可實(shí)現(xiàn)艙門(mén)快速開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)，艙門(mén)開(kāi)啟與關(guān)閉最短作用時(shí)間約為0.1s；通過(guò)改變驅(qū)動(dòng)壓力可實(shí)現(xiàn)艙門(mén)開(kāi)啟/關(guān)閉作用時(shí)間變化，但其變化范圍有限；艙門(mén)開(kāi)啟過(guò)程曲線表明，隨驅(qū)動(dòng)壓力增大，曲線線性增強(qiáng)，而艙門(mén)關(guān)閉過(guò)程曲線則表明，隨驅(qū)動(dòng)壓力增大，艙門(mén)運(yùn)動(dòng)初期速度變化較劇烈。其它Ma數(shù)下的艙門(mén)運(yùn)動(dòng)曲線特性與Ma=0.6時(shí)相似，文中不再給出。

圖6 艙門(mén)運(yùn)動(dòng)特性曲線Fig.6 Characteristic curves of weapons bay’s door movement

3.1.2 電機(jī)驅(qū)動(dòng)

以4種不同速度控制率實(shí)現(xiàn)了艙門(mén)開(kāi)啟/關(guān)閉運(yùn)動(dòng)，所有試驗(yàn)馬赫數(shù)下，艙門(mén)運(yùn)動(dòng)曲線規(guī)律基本一致，文中僅給Ma=0.6時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果(見(jiàn)圖7)。

圖7表明，4種速度控制率下艙門(mén)開(kāi)啟/關(guān)閉作用時(shí)間呈等間隔增長(zhǎng)趨勢(shì)，實(shí)現(xiàn)了艙門(mén)運(yùn)動(dòng)作用時(shí)間在較寬范圍內(nèi)變化；艙門(mén)加減速過(guò)程所用時(shí)間略長(zhǎng)，限制了艙門(mén)運(yùn)動(dòng)作用時(shí)間的進(jìn)一步減小，艙門(mén)開(kāi)啟與關(guān)閉最短作用時(shí)間約為0.15s；艙門(mén)運(yùn)動(dòng)加速到最大速度后，曲線線性度較好，即艙門(mén)運(yùn)動(dòng)中間過(guò)程速度較均勻；同一速率控制率下，艙門(mén)開(kāi)啟運(yùn)動(dòng)曲線與艙門(mén)關(guān)閉運(yùn)動(dòng)曲線具有良好的對(duì)稱(chēng)性。這種方案有利于開(kāi)展St數(shù)影響研究。

圖7 艙門(mén)運(yùn)動(dòng)特性曲線Fig.7 Characteristic curves of weapons bay’s door movement

3.2 艙內(nèi)動(dòng)態(tài)載荷特性

圖8給出了Ma=0.6，雙側(cè)艙門(mén)同時(shí)運(yùn)動(dòng)時(shí)艙內(nèi)典型測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)壓力能量在時(shí)域內(nèi)的分布情況，為便于分析，將時(shí)間t轉(zhuǎn)化成其對(duì)應(yīng)的艙門(mén)開(kāi)啟角度θ。

圖8表明，艙門(mén)小角度開(kāi)啟范圍內(nèi)，脈動(dòng)壓力系數(shù)較小且變化平緩，當(dāng)艙門(mén)達(dá)到某一角度時(shí)，脈動(dòng)系數(shù)開(kāi)始急劇增大，艙門(mén)處于較大角度開(kāi)啟范圍內(nèi)，脈動(dòng)系數(shù)量值較大并呈不規(guī)則波動(dòng)。上述現(xiàn)象主要是由彈艙流場(chǎng)本身流動(dòng)特性引起的，即只有當(dāng)艙門(mén)開(kāi)啟角度大于某一值時(shí)，彈艙流場(chǎng)自持振蕩回路才能形成。與艙門(mén)關(guān)閉過(guò)程相比，艙門(mén)開(kāi)啟運(yùn)動(dòng)過(guò)程中脈動(dòng)壓力系數(shù)達(dá)到最大值附近時(shí)對(duì)應(yīng)的艙門(mén)開(kāi)啟角度略大，這主要是由艙門(mén)運(yùn)動(dòng)引起的流動(dòng)遲滯效應(yīng)造成的。

圖8 艙內(nèi)能量分布曲線Fig.8 Curves of energy distribution on cavity floor

圖9給出了Ma=0.6，雙側(cè)艙門(mén)同時(shí)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中艙內(nèi)典型測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)壓力能量在頻域內(nèi)的分布，通過(guò)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果分析發(fā)現(xiàn)，脈動(dòng)壓力能量主要集中在2kHz以?xún)?nèi)，故這里進(jìn)行分析時(shí)頻域上限選取為2kHz。 圖9表明，艙門(mén)開(kāi)啟或關(guān)閉運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，艙內(nèi)測(cè)點(diǎn)頻譜曲線上可能出現(xiàn)能量尖峰，相同StD下，艙門(mén)關(guān)閉過(guò)程能量尖峰出現(xiàn)概率及強(qiáng)度較大，頻譜曲線上能量尖峰對(duì)應(yīng)的頻率與無(wú)艙門(mén)狀態(tài)下彈艙流場(chǎng)二階自持振蕩頻率接近，當(dāng)StD增大到一定值時(shí)，頻譜曲線上的能量尖峰消失。

3.3 艙門(mén)動(dòng)態(tài)載荷特性

圖10給出Ma=0.6、StD=0.0028時(shí)，艙門(mén)開(kāi)啟過(guò)程中其內(nèi)外表面典型測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)壓力能量在時(shí)域上的分布情況。圖中表明，艙門(mén)開(kāi)啟運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，不同位置測(cè)點(diǎn)動(dòng)態(tài)載荷變化規(guī)律存在較大差異，艙門(mén)外側(cè)處于前緣附近測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)壓力系數(shù)波動(dòng)范圍較大，θ≈30°時(shí)該測(cè)點(diǎn)動(dòng)態(tài)載荷增至較大值，之后隨θ增大，脈動(dòng)壓力系數(shù)波動(dòng)較小，與其對(duì)應(yīng)的艙門(mén)內(nèi)側(cè)測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)壓力系數(shù)波動(dòng)更劇烈，θ≈50°時(shí)其脈動(dòng)壓力系數(shù)升至最大，之后隨θ增大，脈動(dòng)壓力系數(shù)先降低后趨于穩(wěn)定，艙門(mén)內(nèi)側(cè)壓力脈動(dòng)更明顯。造成這種現(xiàn)象的原因是，該Ma下，氣流容易在艙門(mén)前緣形成分離，艙門(mén)的加、減速運(yùn)動(dòng)可能導(dǎo)致氣流分離加劇，從而產(chǎn)生較強(qiáng)的壓力脈動(dòng)，艙門(mén)內(nèi)側(cè)測(cè)點(diǎn)受彈艙流場(chǎng)影響明顯，因此壓力脈動(dòng)更劇烈。

圖9 能量沿頻域分布曲線Fig.9 Curves of energy distribution with frequency

圖10 艙門(mén)能量分布曲線Fig.10 Curves of energy distribution on cavity door

圖11給出上述典型測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)壓力能量在頻域上的分布情況。圖中表明，對(duì)于艙門(mén)外側(cè)測(cè)點(diǎn)，艙門(mén)開(kāi)啟過(guò)程中，其頻譜曲線上均無(wú)較明顯的能量尖峰，而對(duì)于艙門(mén)內(nèi)側(cè)，艙門(mén)前緣附近測(cè)點(diǎn)盡管脈動(dòng)壓力能量較大，但頻譜曲線上無(wú)較明顯的能量尖峰，這表明該位置壓力脈動(dòng)與彈艙流場(chǎng)自持振蕩無(wú)明顯關(guān)聯(lián)，艙門(mén)內(nèi)側(cè)中、后段測(cè)點(diǎn)頻譜曲線上則存在明顯的能量尖峰，其對(duì)應(yīng)頻譜基本一致，且該頻率與彈艙流場(chǎng)自持振蕩頻率對(duì)應(yīng)，這表明由彈艙流場(chǎng)引發(fā)的自持振蕩會(huì)向彈艙周?chē)鷤鞑ィ幱趶椗撝髟肼曉锤浇呐撻T(mén)結(jié)構(gòu)也可能承受較強(qiáng)的動(dòng)態(tài)載荷。

圖11 能量沿頻域分布曲線Fig.11 Curves of energy distribution with frequency

4 結(jié) 論

(1) 分析了內(nèi)埋武器艙艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)模擬準(zhǔn)則，可用于指導(dǎo)開(kāi)展相關(guān)試驗(yàn)。

(2) 艙門(mén)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)合理，氣缸驅(qū)動(dòng)與電機(jī)驅(qū)動(dòng)2種方式均可實(shí)現(xiàn)艙門(mén)的快速開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)，采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)時(shí)，艙門(mén)運(yùn)動(dòng)速度可在較寬范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。

(3) 測(cè)試系統(tǒng)可靠，可準(zhǔn)確獲得艙門(mén)開(kāi)閉過(guò)程中的動(dòng)態(tài)載荷及艙門(mén)運(yùn)動(dòng)規(guī)律。

(4) 數(shù)據(jù)處理方法可行，獲得了測(cè)點(diǎn)的能量分布特性及頻譜特性，可用于研究彈艙流場(chǎng)及艙門(mén)動(dòng)態(tài)載荷特性。

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(編輯：張巧蕓)

Investigation on dynamic simulation technology of internal weapons bay’s doors opening and closing

Wu Jifei1,2,*, Xu Laiwu2, Guo Hongtao2, Tang Linwei2, Gao Peng2

(1.State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000; 2.China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

An investigation on the dynamic simulation technology of internal weapons bay’s doors opening and closing was conducted in a high speed wind tunnel. The ratio of internal weapons bay length to depth is 6.5. The doors opening and closing dynamic test simulation criteria is analyzed in depth in this paper. The cylinder driven and motor driven institutions were developed to realize the motion of internal weapons bay’s doors. Measurement techniques and data processing methods of this dynamic test were investigated, so that the motion characteristics of the doors and the dynamic loads of internal weapons bay system can be recorded and analyzed well and truly. This paper presents the test results for Mach number of 0.6 and the Reynolds number of 1.28 × 107/m. The results show that the designs of the motion institutions are reasonable and both the cylinder driven and the motor driven institutions can achieve rapid opening and closing motion of the doors. The motion velocity can be adjusted over a large scale by using motor driven devices. The measurement system is reliable which can obtain dynamic loads and motion characteristics of the doors accurately under subsonic, transonic and supersonic conditions. Data processing method is feasible, the energy distribution characteristics and spectral characteristics were obtained by using this method and the flow field and the bay doors dynamic load characteristics were studied.

internal weapons bay;dynamic simulation;dynamic loads;cylinder driven;motor driven

1672-9897(2015)04-0088-07

10.11729/syltlx20140131

2014-11-19;

2015-05-01

WuJF,XuLW,GuoHT,etal.Investigationondynamicsimulationtechnologyofinternalweaponsbay’sdoorsopeningandclosing.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(4): 88-94. 吳繼飛, 徐來(lái)武, 郭洪濤, 等. 內(nèi)埋武器艙艙門(mén)開(kāi)閉動(dòng)態(tài)模擬試驗(yàn)技術(shù)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(4): 88-94.

V211.71

A

吳繼飛(1980-)，男，安徽亳州人，助理研究員。研究方向：試驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)。通信地址：四川北川101信箱202分箱(622750)。E-mail：kkwjf@126.com.

*通信作者 E-mail: kkwjf@126.com