吳繼飛，羅新福，徐來武，范召林

（1.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)埋武器艙關(guān)鍵氣動(dòng)及聲學(xué)問題研究

吳繼飛1，2，＊，羅新福2，徐來武2，范召林2

（1.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）

以風(fēng)洞試驗(yàn)為手段，在高速風(fēng)洞中對(duì)內(nèi)埋武器艙關(guān)鍵氣動(dòng)問題進(jìn)行了深入研究。利用靜態(tài)壓力測(cè)量、脈動(dòng)壓力測(cè)量、網(wǎng)格測(cè)力等測(cè)試手段，獲取了典型彈艙流場(chǎng)靜壓分布特性、氣動(dòng)聲學(xué)特性以及武器分離特性。研究結(jié)果表明：艙內(nèi)靜壓分布變化明顯，可以此定義彈艙流場(chǎng)類型；開式彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)環(huán)境惡劣，總聲壓級(jí)強(qiáng)度可達(dá)170dB以上，且頻譜曲線上存在多個(gè)明顯的能量尖峰；武器從艙內(nèi)分離過程中可能產(chǎn)生較大的抬頭力矩，影響機(jī)／彈安全分離；在彈艙前緣施以流動(dòng)控制能降低艙內(nèi)靜壓梯度、抑制氣動(dòng)噪聲，且有利于改善武器分離特性。

內(nèi)埋武器艙；氣動(dòng)噪聲；壓力梯度；武器分離特性；聲壓級(jí)；質(zhì)量射流

0 引 言

為了提高作戰(zhàn)半徑及突防能力，先進(jìn)飛行器往往把高速與隱身作為其重要技戰(zhàn)指標(biāo)，而為了實(shí)現(xiàn)上述指標(biāo)，飛行器所攜帶的武器通常會(huì)采用內(nèi)埋式裝載方式，如美國(guó)的F－22／F－35、俄羅斯的T－50以及中國(guó)的殲－20等均采用了內(nèi)埋式武器裝載方式。武器內(nèi)埋式裝載在帶來顯著收益的同時(shí)也引發(fā)了許多新的空氣動(dòng)力學(xué)／氣動(dòng)聲學(xué)問題：如艙門開啟或武器投放瞬間可能產(chǎn)生較大的動(dòng)態(tài)沖擊載荷；某些幾何布局的彈艙壓力梯度較大，武器分離時(shí)存在機(jī)／彈相互碰撞的危險(xiǎn)；艙門開啟后，武器艙內(nèi)部及周圍產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)噪聲，可引發(fā)結(jié)構(gòu)振動(dòng)并造成結(jié)構(gòu)疲勞；處于復(fù)雜流場(chǎng)且快速運(yùn)動(dòng)的武器艙艙門可能發(fā)生振動(dòng)及變形，嚴(yán)重時(shí)甚至存在艙門被撕裂或吹飛的危險(xiǎn)。

自20世紀(jì)50年代以來，內(nèi)埋武器艙系統(tǒng)引發(fā)的復(fù)雜流動(dòng)［1－2］、氣動(dòng)聲學(xué)［3－4］以及武器分離安全性［5－6］等問題一直是空氣動(dòng)力學(xué)界研究的熱點(diǎn)。美國(guó)國(guó)家航空航天局以及阿諾德工程發(fā)展中心兩家單位對(duì)內(nèi)埋武器艙系統(tǒng)進(jìn)行了系統(tǒng)而深入的研究，為F－22／F－35戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)埋武器艙關(guān)鍵氣動(dòng)及聲學(xué)問題的解決提供了有力的技術(shù)支持，但涉及到高度機(jī)密，其公開發(fā)表的文獻(xiàn)很少。為改善內(nèi)埋武器艙系統(tǒng)的氣動(dòng)特性，國(guó)外學(xué)者進(jìn)行了多種流動(dòng)控制方法研究［7－9］，但從公開發(fā)表的文獻(xiàn)看，利用多種試驗(yàn)手段進(jìn)行綜合研究的文獻(xiàn)很少。

國(guó)內(nèi)在內(nèi)埋武器艙系統(tǒng)方面研究起步較晚，相關(guān)的試驗(yàn)設(shè)備及技術(shù)尚不完備，目前僅開展了少量的試驗(yàn)研究［10－12］，研究的深度及廣度都有待進(jìn)一步深入。本文以靜壓測(cè)量、脈動(dòng)壓力測(cè)量以及網(wǎng)格測(cè)力等手段，對(duì)彈艙流場(chǎng)穩(wěn)態(tài)壓力分布特性、氣動(dòng)聲學(xué)特性以及內(nèi)埋武器分離特性等進(jìn)行了分析，同時(shí)研究了在彈艙前緣施以流動(dòng)控制對(duì)上述特性的影響。

1 風(fēng)洞及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所FL－21風(fēng)洞進(jìn)行本項(xiàng)試驗(yàn)研究，F(xiàn)L－21風(fēng)洞為亞跨超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段開口尺寸為0.6m×0.6m，試驗(yàn)段長(zhǎng)度為1.775m，馬赫數(shù)范圍為0.4～3.5。

1.2 彈艙模型

彈艙模型安裝在矩形平板上，試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼w安裝于試驗(yàn)段側(cè)壁，圖1為試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b于風(fēng)洞中的照片。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌現(xiàn)ig.1 Sketch of testing model

風(fēng)洞側(cè)壁與平板上表面的間距為0.040m，彈艙長(zhǎng)度（L）為0.267m、寬度（W）為0.104m，深度（D）可在0～0.06m范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。彈艙底板沿中軸線上等間隔分布有27個(gè)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)和26個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)，X／L表示彈艙底部上的相對(duì)位置，零點(diǎn)位于彈艙底板與前壁相交位置，順氣流方向?yàn)檎?/p>

1.3 武器模型

圖2給出了武器模型簡(jiǎn)圖。

圖2 武器模型Fig.2 Sketch of weapon model

武器為細(xì)長(zhǎng)體導(dǎo)彈模型，武器模型全長(zhǎng)0.232m，等直段直徑（d）為0.011m，武器分離平面距彈艙中軸面距離為0.015m。武器模型采用尾支撐方式，利用電機(jī)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)武器模型在垂直方向上運(yùn)動(dòng)，利用5分量?jī)?nèi)式天平測(cè)量武器模型的氣動(dòng)力。以Zs／d表示武器模型與平板的相對(duì)距離，Zs為正時(shí)武器模型在艙外，為負(fù)時(shí)武器模型在艙內(nèi)。

1.4 流動(dòng)控制器件

本文設(shè)計(jì)了一種主動(dòng)控制措施——質(zhì)量射流。在彈艙前緣0.006m處設(shè)計(jì)一排射流孔，共11個(gè)，射流孔直徑為0.0025m，射流氣源為高壓氮?dú)馄?，通過流量計(jì)測(cè)量射流流量，文中給出了射流流量為27.3 kg／h條件下的部分試驗(yàn)結(jié)果。

圖3 流動(dòng)控制器件Fig.3 Sketch of flow control model

1.5 試驗(yàn)測(cè)量設(shè)備

靜態(tài)壓力傳感器單通道采樣頻率為100Hz，量程為103kPa，精確度為±0.15%。動(dòng)態(tài)壓力傳感器為8514－10型壓阻式傳感器，量程為10Psi，固有頻率為200kHz，名義靈敏度為4.35×10－3mv／Pa.。武器模型的力和力矩采用氣動(dòng)中心高速所研制的2N5－6DC天平進(jìn)行測(cè)量，測(cè)量不確定度為5‰。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 彈艙流場(chǎng)穩(wěn)態(tài)壓力分布特性

圖4給出了亞跨聲速條件下，艙底穩(wěn)態(tài)壓力分布隨彈艙長(zhǎng)深比L／D變化。

圖4 艙底靜壓分布曲線Fig.4 Static pressure distributions of cavity floor

圖4 表明，彈艙長(zhǎng)深比變化均對(duì)艙底穩(wěn)態(tài)壓力分布影響明顯，隨L／D增大，外流向艙內(nèi)擴(kuò)張的幅度逐漸增強(qiáng)，當(dāng)彈艙長(zhǎng)深比大于某一值時(shí)，氣流不僅進(jìn)入彈艙并且在彈艙底部形成附著區(qū)域，在到達(dá)彈艙后壁之前氣流向艙外分離并向彈艙后方流動(dòng)。隨彈艙長(zhǎng)深比增大，艙底穩(wěn)態(tài)壓力分布變化規(guī)律為，當(dāng)L／D較小時(shí)，彈艙中前段壓力分布較平直，量值在0附近，后段壓力由于氣流撞擊及壓縮增大，隨L／D增大，氣流在彈艙前緣向艙內(nèi)擴(kuò)張趨勢(shì)增大，艙底前壁附近穩(wěn)態(tài)壓力逐漸降低，氣流在彈艙后壁附近撞擊及壓縮強(qiáng)度增大，彈艙后部穩(wěn)態(tài)壓力進(jìn)一步升高，當(dāng)L／D達(dá)到某一值時(shí)，氣流開始撞擊彈艙底部并形成附著區(qū)，位于彈艙中段的穩(wěn)態(tài)壓力曲線上開始一個(gè)近似平臺(tái)區(qū)，艙底前壁附近穩(wěn)態(tài)壓力達(dá)到最小值，之后，隨L／D進(jìn)一步增大，彈艙前壁附近最小壓力值以及彈艙后壁之前的最大壓力均無(wú)明顯變化，彈艙中部的近似壓力平臺(tái)區(qū)長(zhǎng)度增大，且沿X／L增大方向，穩(wěn)態(tài)壓力有降低的趨勢(shì)，理論上講，如果艙底附著區(qū)域足夠長(zhǎng)，穩(wěn)態(tài)壓力應(yīng)降低至0附近。

圖5給出了超聲速條件下，艙底穩(wěn)態(tài)壓力分布隨彈艙長(zhǎng)深比L／D變化。

超聲速時(shí)的情況略有不同，差異在于：隨L／D增大過程中，艙底穩(wěn)態(tài)壓力梯度的增大不是逐漸增大的過程，而是一個(gè)突變的過程。如Ma＝1.5時(shí)，L／D＝9時(shí)艙底穩(wěn)態(tài)壓力梯度較小，對(duì)應(yīng)流場(chǎng)類型為開式流動(dòng)，而L／D＝12時(shí)，流場(chǎng)類型對(duì)應(yīng)為過渡／閉式流動(dòng)，艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)壓力梯度大大升高，Ma＝1.8時(shí)，L／D＝12時(shí)艙底穩(wěn)態(tài)壓力梯度較小，對(duì)應(yīng)流場(chǎng)類型為過渡／開式流動(dòng)，而L／D＝15時(shí)，流場(chǎng)類型對(duì)應(yīng)為閉式流動(dòng)。

通過上述分析可知：L／D變化對(duì)艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)壓力分布影響明顯，該參數(shù)是決定彈艙流場(chǎng)類型主要參數(shù)；對(duì)應(yīng)每個(gè)馬赫數(shù)均可確定兩個(gè)臨界長(zhǎng)深比（L／Dcr），當(dāng)L／D＜L／Dcr1時(shí)，隨長(zhǎng)深比減小，彈艙流場(chǎng)類型將保持為開式流動(dòng)而不發(fā)生變化，而當(dāng)L／D＞L／Dcr2時(shí)，隨長(zhǎng)深比增大，彈艙流場(chǎng)類型均保持為閉式流動(dòng)。

2.2 彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)特性

氣動(dòng)噪聲本質(zhì)上是由壓力脈動(dòng)產(chǎn)生的［13］，因此本文利用動(dòng)態(tài)壓力數(shù)據(jù)對(duì)流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)特性進(jìn)行分析是合適的，文中給出了艙底總聲壓級(jí)分布以及X／L＝0.99處的測(cè)點(diǎn)聲壓頻譜曲線。

圖6為亞聲速（Ma＝0.6）時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。圖中表明，隨L／D減小，彈艙底部最大總聲壓級(jí)強(qiáng)度增大，聲壓頻譜曲線上開始出現(xiàn)峰值單調(diào)聲。從靜壓分布可知，該馬赫數(shù)下，隨L／D減小，彈艙流場(chǎng)類型從閉式流動(dòng)向過渡式流動(dòng)轉(zhuǎn)變，對(duì)應(yīng)閉式流動(dòng)時(shí)（L／D＝12、15），氣流在艙底再附，阻礙聲波前傳，艙內(nèi)不存在產(chǎn)生自持振蕩的機(jī)制，艙內(nèi)最大總聲壓級(jí)較小，聲壓頻譜曲線上無(wú)能量尖峰。

圖7 氣動(dòng)聲學(xué)特性曲線（Ma＝1.2）Fig.7 Curves of aero－acoustic characteristics（Ma＝1.2）

圖8 氣動(dòng)聲學(xué)特性曲線（Ma＝1.5）Fig.8 Curves of aero－acoustic characteristics（Ma＝1.5）

圖7為跨聲速（Ma＝1.2）時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。

圖7表明，L／D減小過程中，典型測(cè)點(diǎn)聲壓頻譜曲線上逐漸開始出現(xiàn)峰值單調(diào)聲，隨L／D減小，對(duì)應(yīng)相同模態(tài)的峰值單調(diào)聲幅值增大，但其對(duì)應(yīng)頻率基本不變，這與Rossiter半經(jīng)驗(yàn)公式一致［14］。彈艙長(zhǎng)深比L／D從15減小至7時(shí)，艙內(nèi)最大總聲壓級(jí)增大近10dB，典型測(cè)點(diǎn)聲壓能量明顯增大并出現(xiàn)了四處明顯的峰值單調(diào)聲，這顯示彈艙流場(chǎng)形成了較強(qiáng)烈的自持振蕩。

圖8為超聲速（Ma＝1.5）時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。

圖8表明，Ma＝1.5時(shí)，彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)特性隨L／D變化規(guī)律與Ma＝1.2時(shí)的情況相似，在此不加贅述。

綜上所述，相對(duì)閉式彈艙流場(chǎng)，開式彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)環(huán)境較惡劣，艙內(nèi)最大聲壓級(jí)可高出近10dB，且聲壓頻譜曲線上存在多個(gè)明顯的能量尖峰。筆者認(rèn)為，對(duì)于開式彈艙流場(chǎng)，彈艙前緣的剪切層在形成初期包含有多種擾動(dòng)因子，有多種尺度的白噪聲擾動(dòng)在渦卷起階段被放大，放大的擾動(dòng)有很寬的頻譜，該階段擾動(dòng)因子對(duì)外部激勵(lì)很敏感，在某一外在激勵(lì)作用下，將存在一個(gè)功率譜峰值，其對(duì)應(yīng)的頻率fn可稱之為彈艙自然頻率，它與彈艙幾何參數(shù)以及來流參數(shù)關(guān)系密切，此時(shí)擾動(dòng)的動(dòng)力學(xué)特性不是內(nèi)稟的，流動(dòng)本身將起到擾動(dòng)放大器的作用，此后流動(dòng)逐步為此優(yōu)勢(shì)模態(tài)所主導(dǎo)，并形成頻率與彈艙自然頻率一致的K－H渦，彈艙后壁可看成是噪聲放大器，氣流在該處撞擊形成強(qiáng)烈的壓力脈動(dòng)，誘發(fā)產(chǎn)生強(qiáng)氣動(dòng)噪聲的同時(shí)并產(chǎn)生聲輻射，聲輻射以一定頻率向前傳播，亞聲速時(shí)其在整個(gè)空間流場(chǎng)內(nèi)傳播，超聲速時(shí)在剪切層以及艙內(nèi)向前傳播，聲輻射傳播到彈艙前緣時(shí)將對(duì)剪切層產(chǎn)生激勵(lì)，在該激勵(lì)作用下，對(duì)應(yīng)彈艙自然頻率的擾動(dòng)因子被放大，從而再次產(chǎn)生K－H渦，形成了自持振蕩回路［15］。

2.3 內(nèi)埋武器分離氣動(dòng)力特性

圖9給出了亞聲速（Ma＝0.6）時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。法向力系數(shù)（CN）及俯仰力矩系數(shù)（Cm）曲線表明，隨L／D增大，曲線波動(dòng)逐漸增大，最大俯仰力矩系數(shù)明顯增加，這主要是因?yàn)長(zhǎng)／D變化影響了彈艙流場(chǎng)壓力分布，隨L／D增大，艙內(nèi)壓力梯度逐漸升高，彈艙流場(chǎng)類型逐漸向閉式流動(dòng)轉(zhuǎn)變，艙內(nèi)壓力梯度主要影響武器縱向氣動(dòng)力特性，使武器在出艙段產(chǎn)生抬頭力矩，L／D＝9時(shí)，武器模型最大俯仰力矩出現(xiàn)在其離開彈艙約兩倍彈徑位置處，整體來講，在所研究的分離區(qū)域內(nèi)，彈艙流場(chǎng)對(duì)武器模型始終有一定影響；隨L／D增大，側(cè)向力系數(shù)（Cc）曲線波動(dòng)有所降低，造成這種現(xiàn)象的原因是，武器側(cè)向力主要源自彈艙前后端與自由來流垂直方向（Z軸方向）的橫流作用，且彈艙前后端橫流作用產(chǎn)生Cc方向相反，L／D較小時(shí)，彈艙前緣附近氣流分離不明顯，Cc主要由彈艙后端橫流作用而產(chǎn)生，隨L／D增大，彈艙前緣氣流分離加劇，這樣部分平衡了彈艙后端的橫流作用，故Cc曲線波動(dòng)降低；而對(duì)于偏航力矩系數(shù)（Cn）曲線，彈艙前后端橫流作用產(chǎn)生的效果一致，因此，隨L／D增大，Cn曲線波動(dòng)增加。

跨聲速時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果與亞聲速時(shí)相似，文中不再給出。

圖10為超聲速（Ma＝1.5）時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。圖中表明，與亞、跨聲速相比，超聲速時(shí)，L／D變化對(duì)武器模型縱向氣動(dòng)力特性影響減弱，這主要是因?yàn)樵擇R赫數(shù)下，對(duì)應(yīng)L／D＝7、8、9時(shí)彈艙流場(chǎng)類型均為開式流動(dòng)，艙內(nèi)壓力梯度差異較小，值得注意的是，在Zs／d≈0～3.0范圍內(nèi)，CN曲線出現(xiàn)了向上的跳動(dòng)點(diǎn)，而Cm曲線出現(xiàn)了向下的跳動(dòng)點(diǎn)（L／D＝9時(shí)表現(xiàn)的最明顯），造成這種現(xiàn)象的原因可能是，武器模型離開彈艙到達(dá)某一位置時(shí)，其頭部產(chǎn)生的激波在彈艙下方剪切層上發(fā)生反射，形成膨脹波并作用于武器模型后端，從而使該處壓力降低，故產(chǎn)生正法向力和低頭力矩；由于該馬赫數(shù)下，上述三種長(zhǎng)深比彈艙流場(chǎng)均具有開式流動(dòng)特征，因此，彈艙前端氣流的三維效應(yīng)不明顯，武器模型橫、航向氣動(dòng)特性差異主要源自彈艙后端橫流作用效果不同，隨L／D增大，彈艙后端橫流作用明顯，Cn曲線在出艙段波動(dòng)較大。

圖9 武器分離時(shí)氣動(dòng)力特性曲線（Ma＝0.6）Fig.9 Weapon separation characteristics graphs

圖10 武器分離特性曲線（Ma＝1.5）Fig.10 Weapon separation characteristics graphs

2.4 流動(dòng)控制效果

鑒于篇幅，本節(jié)僅給出射流流量為27.3kg／h、Ma＝1.5時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。

圖11給出了前緣射流對(duì)艙內(nèi)靜態(tài)壓力分布影響。

圖11 艙底靜壓分布曲線Fig.11 Static pressure distributions of cavity floor

圖11表明，采用流動(dòng)控制后，彈艙前壁附近壓力略有增大，艙內(nèi)壓力上升點(diǎn)相對(duì)位置后移，彈艙中后段壓力明顯降低，艙底壓力分布更具開式流動(dòng)特征。

圖12給出了L／D＝9時(shí)，前緣射流對(duì)彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)特性影響。

圖12表明：采用該措施進(jìn)行流動(dòng)控制后，艙內(nèi)所有測(cè)點(diǎn)的總聲壓級(jí)強(qiáng)度均有所降低，最大降低約4 dB；分析頻域范圍內(nèi)，典型測(cè)點(diǎn)聲壓能量均有所降低，聲壓頻譜曲線上的峰值單調(diào)聲均得到不同程度的抑制，第三峰值單調(diào)聲降低超過3dB，彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)環(huán)境得到較明顯的改善。造成上述現(xiàn)象的原因有兩方面，一方面射流改變了彈艙前緣來流方向，氣流在到達(dá)彈艙之前將先壓縮后擴(kuò)張，上述作用將首先引發(fā)大范圍的對(duì)流混合，進(jìn)而產(chǎn)生小尺度渦導(dǎo)致小范圍的對(duì)流混合，并最終因分子擴(kuò)散而導(dǎo)致分子層次的混合，通過上述混合作用，流動(dòng)中的不穩(wěn)定因子被消除，流動(dòng)的感受性大大降低，因此，當(dāng)反饋信號(hào)激勵(lì)彈艙前緣流動(dòng)時(shí)，該處流動(dòng)基本不會(huì)產(chǎn)生反映，故彈艙流場(chǎng)自持振蕩機(jī)制完全被破壞，另外，該流動(dòng)控制方法還將使彈艙前緣邊界層厚度增大，來流抬升，氣流在彈艙后緣撞擊強(qiáng)度也有一定程度減弱，因此，反饋信號(hào)強(qiáng)度有所降低，這對(duì)彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)噪聲回路亦有一定破壞作用。

圖13給出了L／D＝9時(shí)，前緣射流對(duì)內(nèi)埋武器分離特性影響。

圖13表明，采用前緣射流進(jìn)行流動(dòng)控制后，CN、Cm曲線變化均更平緩，初離彈艙的附近區(qū)域內(nèi)，武器模型產(chǎn)生的抬頭力矩顯著降低，Cc、Cn曲線波動(dòng)也一定程度降低。造成上述現(xiàn)象的原因可能是，前緣射流將產(chǎn)生垂直來流方向的速度，兩者合成后形成一股斜向外的氣流，為改變氣流方向，在彈艙前緣將產(chǎn)生一道斜激波，武器模型離開彈艙的一段區(qū)域內(nèi)，該激波打在彈頭上表面，產(chǎn)生低頭力矩，另外，該斜激波還削弱了武器模型頭部激波與彈艙流場(chǎng)剪切層的相互干擾，從而降低了出艙段武器模型法向力及俯仰力矩的波動(dòng)；另外，該流動(dòng)控制措施使彈艙前緣邊界層厚度增加，這有利于減弱彈艙后端三維效應(yīng)，從而使武器模型橫航向氣動(dòng)特性得到改善。

圖12 射流對(duì)氣動(dòng)聲學(xué)特性影響Fig.12 Curves of aero－acoustic characteristics

圖13 前緣射流對(duì)武器分離時(shí)氣動(dòng)力特性影響Fig.13 Weapon separation characteristics graphs

3 結(jié) 論

1）艙內(nèi)靜壓分布變化明顯，隨L／D減小，艙內(nèi)壓力梯度降低，彈艙流場(chǎng)類型向開式流動(dòng)轉(zhuǎn)變；

2）開式彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)環(huán)境惡劣，最大總聲壓級(jí)強(qiáng)度可達(dá)170dB以上，且頻譜曲線上存在多個(gè)明顯的能量尖峰；

3）武器從艙內(nèi)分離過程中可能產(chǎn)生較大的抬頭力矩，影響機(jī)／彈安全分離；

4）在彈艙前緣施加射流能降低艙內(nèi)靜壓梯度、抑制氣動(dòng)噪聲，且有利于改善武器分離特性。

參 考 文 獻(xiàn)：

［1］Charwat A F，Roos J N，Dewey F C，et al.An investigation of separated flow－Part I：The pressure field［J］.Aero.Sciences.1960，28：457－470.

［2］Stallings R L，Wilcox F J.Experimental cavity pressure distributions at supersonic speeds［R］.NASA TP－2683，1987.

［3］Krishnamuty K.Acoustic radiation from two－dimensional rectangular cutouts in aerodynamic surface［R］.NACA TN－3487，1955.

［4］Long D F.An examination of pressure fluctuations in open cavities at transonic speeds［R］.AIAA 2003－3100.

［5］Brooks D L，Hinckley E C.F－111Apredicted weapon separation characteristics［R］.Pt.I，Weapons Loading Priorities I thruⅣ，Weapon Bay Separation.General Dynamics，F(xiàn)ort Worth Div.，Rept.FZM－12－4520，Oct.1966.

［6］Stallings R L.Store separation from cavities at supersonic speeds［R］.AIAA 1982－0372.

［7］Wilcox F J.Passive venting system for modifying cavity flowfields at supersonic speeds［J］.AIAA Journal，1988，26（3）：374－376.

［8］Sarpotdar S，Panickar P，Raman G.Cavity tone suppression using a rod in cross flow－investigation of shear layer stability mechanism［R］.AIAA 2009－700..

［9］Grove J，Shaw L.USAF／RAAF F－111flight test with active separation control［R］.AIAA 2003－9.

［10］Wu Jifei，Luo Xinfu，F(xiàn)an Zhaolin.Experimental investigation of cavity flow characteristics at subconic，transonic and super－sonic speeds［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2008，22（1）：71－75.（in Chinese）吳繼飛，羅新福，范召林.亞、跨、超聲速下空腔流場(chǎng)特性實(shí)驗(yàn)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué).2008，22（1）：71－75.

［11］Luo baihua，Hu Zhangwei，Dai Changhui.Experimentalstudy on suppression of cavity oscillation by means of acoustic excitation［J］.Journal of Nanjing University of Aeronautics ＆Astronautics，1999，31（1）：1－5.（in China）羅柏華，胡章偉，戴昌暉.聲激勵(lì)抑制空腔流激振蕩的實(shí)驗(yàn)研究［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1999，31（1）：1－5.

［12］Yang Dangguo，Wu Jifei，Luo Xinfu.Investigation on suppression effect of zero－net－mass－flux jet on aerodynamic noise inside open cavties.Acta Aeronautica Sinica.2011，32（6）：1007－1014.（in Chinese）楊黨國(guó)，吳繼飛，羅新福.零質(zhì)量射流對(duì)開式空腔氣動(dòng)噪聲抑制效果分析［J］.航空學(xué)報(bào)，2011，32（6）：1007－1014.

［13］Muning Aг.Aeroacoustic［M］.Cao Chuanyun translated.Beijing：Beihang University Press，1993.（in Chinese）A.г.穆寧著，曹傳鈞譯.航空聲學(xué)［M］.北京航空航天大學(xué)出版社，1993.

［14］Rossiter J E.Wind－tunnel experimental on the flow over rectangular cavities at subsonic and rransonic speeds［R］.R.＆M.No.3438，1964.

［15］Wu Jifei.Investigation on aerodynamiccharacteristics of internal weapons bay system［D］.PHD thesis.Mianyang：China aerodynamic research and development centre，2013.（in Chinese）吳繼飛.內(nèi)埋彈艙系統(tǒng)氣動(dòng)特性研究［D］.博士學(xué)位論文.綿陽(yáng)：中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，2013.

Investigation on key aerodynamic and aeroacoustic problems of internal weapons bay

Wu Jifei1，2，＊，Luo Xinfu2，Xu Laiwu2，F(xiàn)an Zhaolin2

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

An experimental investigation was conducted in a high speed wind tunnel to explore key aerodynamic and aeroacoustic problems of internal weapons bay.Steady pressure measurement，fluctuation pressure measurement and grid measurement were applied to obtain detailed characteristics of static pressure，fluctuating pressure and internal weapon aerodynamic in this experiment.Results indicated that flow types of internal weapons bay can be defined by the static pressure distributions on its floor.Aeroacoustic environment for open cavity flow is much worse than closed cavity flow，and the maximum sound pressure level can reach up to more than 170dB.Several tones of different modes can be found in the internal weapons bay sound pressure spectra.Internal weapon may occur large positive pitching moment during separating from the bay，and positive pitching moment is harmful to safe separation between fighter plane and weapons.Results also indicated that mass－injection at the fore－edge of internal weapons bay can reduce static pressure gradient，suppress the intensity of noise and improve internal weapon’s aerodynamic separation characteristics.

internal weapons bay；aeroacoustic；pressure gradient；weapon separation characteristics；sound pressure level；mass－injection

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2014.0101

0258－1825（2016）04－0482－08

2014－09－01；

2014－11－19

吳繼飛＊（1980－），男，安徽亳州人，博士，助理研究員，研究方向：試驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)。

吳繼飛，羅新福，徐來武，等.內(nèi)埋武器艙關(guān)鍵氣動(dòng)及聲學(xué)問題研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（4）：483－490.

10.7638／kqdlxxb－2014.0101 Wu J F，Luo X F，Xu L W，et al.Investigation on key aerodynamic and aeroacoustic problems of internal weapons bay［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（4）：483－490.