薛飛，金鑫，王譽(yù)超，楊益農(nóng)，＊

內(nèi)埋武器高速投放風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)

薛飛1，金鑫2，王譽(yù)超1，楊益農(nóng)1，＊

1．中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074
2．中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

在0．6m×0．6m量級(jí)亞跨超聲速風(fēng)洞開(kāi)展了內(nèi)埋武器彈射試驗(yàn)技術(shù)研究。研制的風(fēng)洞雙視角、高亮度光路系統(tǒng)和六自由度（6DOF）圖像分析系統(tǒng)，可獲得飛行器內(nèi)埋武器彈射投放物全軌跡圖像和氣動(dòng)參數(shù)。此試驗(yàn)技術(shù)可獨(dú)立調(diào)節(jié)投放物彈射速度和角速度，并可保證彈射速度誤差≤5%，角速度誤差≤10%，重復(fù)率≥95%；新研制的高亮度光源系統(tǒng)使拍攝圖像清晰度更高，模型迎角辨識(shí)精度≤0．2°，有利于模型運(yùn)動(dòng)軌跡分析；光路系統(tǒng)得到合理設(shè)計(jì)，便于使用雙視角技術(shù)得到模型運(yùn)動(dòng)軌跡及6DOF數(shù)據(jù)。新技術(shù)已完成亞跨超聲速、多體干擾復(fù)雜氣動(dòng)力條件下的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，各項(xiàng)參數(shù)均達(dá)到或優(yōu)于已有技術(shù)指標(biāo)，并多次為型號(hào)試驗(yàn)服務(wù)，滿(mǎn)足飛行器內(nèi)埋武器彈射投放風(fēng)洞試驗(yàn)研究需求。

高速投放；內(nèi)埋武器發(fā)射；機(jī)彈干擾；多體分離；六自由度

內(nèi)埋武器投放具有諸多優(yōu)勢(shì)，包括降低雷達(dá)發(fā)現(xiàn)率、減小氣動(dòng)阻力、增加轟炸機(jī)航程等，從老式B－25到最新的F－22，美軍多種飛行器都使用內(nèi)埋彈艙攜帶武器［1－2］。然而研究表明內(nèi)埋彈艙內(nèi)表面具有復(fù)雜動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷［3－6］，特別是亞跨聲速條件下，艙內(nèi)流動(dòng)最為復(fù)雜，給飛行安全帶來(lái)重大隱患［7－8］。彈艙內(nèi)氣流流動(dòng)是不穩(wěn)定的，但掛載物分離必須絕對(duì)可靠［9－11］，因此針對(duì)內(nèi)埋彈艙掛載物分離的研究是相當(dāng)必要的。

對(duì)此，國(guó)內(nèi)外多家研究機(jī)構(gòu)進(jìn)行了較多探索。1983年NASA蘭利研究中心的Stallings等用風(fēng)洞試驗(yàn)方法研究了馬赫數(shù)Ma＝2．36狀態(tài)下，不同尺寸內(nèi)埋彈艙對(duì)導(dǎo)彈分離效果的影響［12］。2004年美國(guó)阿諾德空軍基地的Baker等對(duì)F－22的內(nèi)埋彈艙外掛物投放進(jìn)行了數(shù)值模擬，并結(jié)合飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較［8］。2009年洛克希德·馬丁的Purdon等進(jìn)行了F－35內(nèi)埋武器投放數(shù)值模擬，并對(duì)不同掛載物進(jìn)行了掛載測(cè)力試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)等工作［13］。2012年美國(guó)空軍技術(shù)研究所的Flora建造了模擬內(nèi)埋彈艙的試驗(yàn)平臺(tái)，在Ma＝2．94狀態(tài)下進(jìn)行了懸掛物初始釋放速度為零的超聲速自由投放試驗(yàn)，研究了鋸齒形流動(dòng)控制裝置對(duì)壁面剪切層和下落物體運(yùn)動(dòng)軌跡的影響，并對(duì)試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬驗(yàn)證［2］。國(guó)內(nèi)多家單位也對(duì)內(nèi)埋武器投放問(wèn)題進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。

針對(duì)內(nèi)埋武器投放問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外機(jī)構(gòu)進(jìn)行了較為細(xì)致的探討。但大多數(shù)研究方法使用的是定?；驕?zhǔn)定常手段，這與真實(shí)分離過(guò)程中非定常氣動(dòng)力占主導(dǎo)影響的特征不符。而且真實(shí)飛行時(shí)為確保機(jī)彈安全分離，大多數(shù)導(dǎo)彈都采用彈射方式發(fā)射［14－16］，導(dǎo)彈需要在短時(shí)間內(nèi)獲得較大分離速度和角速度［16］。顯然使用定?；驕?zhǔn)定常手段研究?jī)?nèi)埋武器投放問(wèn)題存在缺陷，急需一種依據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)相似理論設(shè)計(jì)的風(fēng)洞投放非定常試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行研究。本文將以此為重點(diǎn)，建立一套能夠真實(shí)模擬內(nèi)埋武器投放過(guò)程的試驗(yàn)技術(shù)。

1 技術(shù)要求

試驗(yàn)在某0．6m×0．6m風(fēng)洞進(jìn)行，此類(lèi)風(fēng)洞是一種直流暫沖式亞跨超聲速風(fēng)洞。

試驗(yàn)所使用的飛行器模型進(jìn)行了相似縮比，針對(duì)縮比模型的內(nèi)埋武器高速投放技術(shù)指標(biāo)為：①導(dǎo)彈彈射速度（模型質(zhì)心豎直向下速度）為2．20～5．10m／s；② 彈 射角速度 為 －100～800（°）／s；③彈射速度誤差≤5%；④ 角速度誤差≤10%；⑤ 重復(fù)率≥80%；⑥ 模擬高度為4km、10km；⑦ Ma 取值 0．6、0．9、1．1、1．5；⑧ 連續(xù)2幅拍攝畫(huà)面時(shí)間間隔≤1ms；⑨ 模型迎角α辨識(shí)精度≤0．2°。

2 技術(shù)難點(diǎn)

2．1 彈射機(jī)構(gòu)

1）為了確保機(jī)彈安全分離，大多數(shù)導(dǎo)彈采用彈射方式發(fā)射。F－22彈射裝置能將AIM120C導(dǎo)彈以40g過(guò)載和8．1m／s速度彈出武器艙，并保證導(dǎo)彈穿過(guò)機(jī)體表面附面層后以合適姿態(tài)飛向目標(biāo)。整個(gè)過(guò)程在0．1s內(nèi)完成，掛架彈射行程0．23m。并且保證即使掛架不收回，艙門(mén)也能順利關(guān)閉［17］。風(fēng)洞試驗(yàn)為達(dá)到與真實(shí)分離情形相似，導(dǎo)彈彈射也要達(dá)到類(lèi)似指標(biāo)，每項(xiàng)參數(shù)經(jīng)過(guò)相似換算后需滿(mǎn)足技術(shù)要求。特別是彈射速度和角速度，試驗(yàn)中要求二者能夠獨(dú)立調(diào)節(jié)，增加了彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)難度。

2）F－22彈射架外形如圖1所示［18］。為達(dá)到機(jī)械運(yùn)動(dòng)相似，試驗(yàn)用彈射機(jī)構(gòu)采用類(lèi)似原理的彈射架。

3）大量資料顯示彈艙長(zhǎng)深比L／D［19－21］對(duì)武器分離具有重要影響，因此彈射機(jī)構(gòu)應(yīng)結(jié)合實(shí)際艙內(nèi)尺寸進(jìn)行設(shè)計(jì)。內(nèi)埋彈艙參數(shù)如圖2所示，v∞表示自由來(lái)流速度。

2．2 光路系統(tǒng)

1）由于被拍攝物處在高速運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，使得畫(huà)面曝光時(shí)間很短。為保證圖像清晰度，拍攝物及背景要有足夠亮度，否則圖像偏暗無(wú)法辨識(shí)。特別是仰視光路，如何在光滑洞壁上布置光源是一大難點(diǎn)。

2）試驗(yàn)采用雙視角圖像采集技術(shù)，兩條光路獨(dú)立完成拍攝工作，由于風(fēng)洞內(nèi)空間狹小，仰視光路的相機(jī)安裝和光路布置是一大難題。

3 解決途徑及實(shí)施方案

3．1 彈射機(jī)構(gòu)

試驗(yàn)所用彈射機(jī)構(gòu)與圖1所示機(jī)構(gòu)類(lèi)似，機(jī)構(gòu)使用單汽缸提供模型彈射速度。試驗(yàn)用彈射機(jī)構(gòu)在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了角速度調(diào)節(jié)裝置，可實(shí)現(xiàn)模型彈射速度、角速度的獨(dú)立連續(xù)調(diào)節(jié)。當(dāng)彈射氣缸向下運(yùn)動(dòng)彈射模型時(shí)，彈射器推動(dòng)導(dǎo)彈模型向下運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生分離速度，同時(shí)通過(guò)多連桿機(jī)構(gòu)產(chǎn)生角運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)彈模型獲得分離角速度。

彈射架外形采用類(lèi)似圖1所示外形，同時(shí)可調(diào)整彈射架高度使彈射架彈出模型后其最底端仍未露出母機(jī)下表面，達(dá)到與真實(shí)彈射相類(lèi)似的效果。彈射機(jī)構(gòu)地面調(diào)試如圖3所示。調(diào)試試驗(yàn)使用兩臺(tái)相機(jī)同時(shí)對(duì)運(yùn)動(dòng)模型進(jìn)行拍攝。

表1給出彈射架連續(xù)3次彈射的測(cè)試結(jié)果及精度。預(yù)期彈射角速度為 300（°）／s、速度為2．28m／s。由表1可知，彈射機(jī)構(gòu)連續(xù)3次彈射導(dǎo)彈的速度、角速度誤差值都滿(mǎn)足技術(shù)要求，重復(fù)率達(dá)100%。此套試驗(yàn)裝置速度、角速度、誤差和重復(fù)度滿(mǎn)足技術(shù)要求。

表1 地面調(diào)試主要參數(shù)結(jié)果Table 1 Main parameter results of ground test

3．2 光路系統(tǒng)

3．2．1 仰視光路

仰視光源需安裝在光滑洞壁上，為解決這一難題，LED光源板安裝在重新加工的風(fēng)洞下壁板凹槽內(nèi)，以減少光源板對(duì)流場(chǎng)的干擾，如圖4所示。光源使用49個(gè)LED光源板，光源板功率為100W，光通量達(dá)40萬(wàn)流明。

仰視光源強(qiáng)度較高，高速相機(jī)快門(mén)頻率為2 000Hz仍可保證拍攝物清晰。曝光時(shí)間為0．2ms，滿(mǎn)足技術(shù)要求。圖5為仰視光源風(fēng)洞效果圖。

圖6為仰視光路示意圖。仰視相機(jī)安裝在風(fēng)洞下壁板下側(cè)的安全區(qū)域內(nèi)。仰視相機(jī)通過(guò)安裝在彎刀上的反光鏡捕捉導(dǎo)彈模型下落圖像。

3．2．2 水平光路

水平光路較為簡(jiǎn)單，如圖5所示。左側(cè)觀察窗作為光源，風(fēng)洞外架設(shè)水平方向高速相機(jī)，水平相機(jī)通過(guò)右側(cè)觀察窗拍攝導(dǎo)彈下落過(guò)程。

3．3 模型姿態(tài)標(biāo)定

姿態(tài)標(biāo)定可在得到拍攝畫(huà)面后辨識(shí)出導(dǎo)彈六自由度參數(shù)。標(biāo)定是將一個(gè)已知六自由度參數(shù)模型擺在導(dǎo)彈下落區(qū)域，通過(guò)兩臺(tái)相機(jī)拍攝圖像，再將圖像與六自由度分量進(jìn)行匹配，從而得到圖像與模型六自由度參數(shù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

3．4 圖像數(shù)據(jù)分析方法

試驗(yàn)所得圖像經(jīng)背景減除、中值濾波、陰影去除、數(shù)學(xué)形態(tài)學(xué)處理和連通域分析得到所需前景目標(biāo)。通過(guò)正視圖和仰視圖識(shí)別得到模型質(zhì)心的x、y、z軸坐標(biāo)以及俯仰角和偏航角，再通過(guò)模型匹配得到模型滾轉(zhuǎn)角。

圖像辨識(shí)受圖像清晰度、像素、目標(biāo)定位方法、模型邊界辨識(shí)算法等因素影響，是本試驗(yàn)技術(shù)的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

作為數(shù)據(jù)分析的直接來(lái)源，模型角度辨識(shí)精度越高、數(shù)據(jù)分析越準(zhǔn)確。如表2所示，本次迎角分析精度可控制在0．2°之內(nèi)。真實(shí)值為模型固定迎角的真實(shí)角度值；辨識(shí)值為相機(jī)拍攝圖像后辨識(shí)出的角度值。

表2 迎角辨識(shí)精度Table 2 Identification precision of angle of attack

3．5 相似率

投放模型幾何外形、質(zhì)量、質(zhì)心位置和慣性矩滿(mǎn)足動(dòng)力相似。試驗(yàn)采用輕模型法，滿(mǎn)足動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)相似。模型投放具有一定彈射速度，在一定程度上彌補(bǔ)了輕模型法垂直加速度不足的缺點(diǎn)［22］。

輕模型法模型質(zhì)量為

式中：K＝lf／lex，Δ＝ρf／ρex，下標(biāo)f表示真實(shí)飛行器參數(shù)，下標(biāo)ex為試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛥?shù)，l為參考長(zhǎng)度，ρ為流體密度。

采用運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)相似準(zhǔn)則基本形式，保證減縮頻率相等，即

式中：ω為模型運(yùn)動(dòng)的角速度；v為速度。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

0．6m×0．6m亞跨超聲速風(fēng)洞內(nèi)埋武器彈射投放試驗(yàn)已順利進(jìn)行。水平相機(jī)拍攝效果如圖7所示。共完成20種不同狀態(tài)下的試驗(yàn)，試驗(yàn)車(chē)次超過(guò)60，包括變Ma、變迎角、變動(dòng)壓及變導(dǎo)彈姿態(tài)等試驗(yàn)。

試驗(yàn)各項(xiàng)參數(shù)均達(dá)到設(shè)定技術(shù)指標(biāo)。特別是實(shí)現(xiàn)了彈射速度和角速度的獨(dú)立、連續(xù)調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)了任意風(fēng)載、Ma下導(dǎo)彈可靠彈射。

圖8為某次彈射投放所辨識(shí)出的模型六自由度隨時(shí)間變化曲線(xiàn)。導(dǎo)彈初始位置質(zhì)心與坐標(biāo)系原點(diǎn)重合，沿氣流方向?yàn)閤軸正向，垂直向上為y軸正向，根據(jù)右手系確定z軸坐標(biāo)軸。取彈長(zhǎng)長(zhǎng)度為參考長(zhǎng)度l＝150mm，角度參考值θ＝10°，時(shí)間參考值t0＝50ms，α為迎角，β為偏航角，φ為滾轉(zhuǎn)角。取導(dǎo)彈模型完全顯現(xiàn)在畫(huà)面，且與彈射架分離時(shí)刻為t＝0ms。

從圖8中可以看出，導(dǎo)彈模型彈射出艙后主要運(yùn)動(dòng)軌跡是向飛機(jī)下部和后部運(yùn)動(dòng)。運(yùn)動(dòng)特性具體表現(xiàn)為：側(cè)向運(yùn)動(dòng)不大；偏航不明顯；俯仰運(yùn)動(dòng)顯著。在初始低頭角速度的作用下，導(dǎo)彈模型先低頭，后在自身穩(wěn)定性作用下迎角有回零趨勢(shì)；試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂幸欢L轉(zhuǎn)特性。

5 結(jié) 論

本文針對(duì)國(guó)內(nèi)外內(nèi)埋武器投放試驗(yàn)不足提出投放試驗(yàn)改進(jìn)點(diǎn)，并針對(duì)改進(jìn)點(diǎn)研制了全新彈射技術(shù)。

1）通過(guò)使用改進(jìn)彈射方案，可實(shí)現(xiàn)內(nèi)埋武器投放速度和角速度獨(dú)立、連續(xù)調(diào)節(jié)，并成功在亞跨超聲速流場(chǎng)中檢驗(yàn)了此技術(shù)可靠性。

2）通過(guò)改進(jìn)光路照明系統(tǒng)，使圖像清晰度更高，減少圖像虛影產(chǎn)生，有利于模型六自由度參數(shù)辨識(shí)。

3）通過(guò)采用雙視角圖像采集技術(shù)，特別是布置仰視光路系統(tǒng)，從多角度最大程度展示模型運(yùn)動(dòng)細(xì)節(jié)。

新技術(shù)優(yōu)勢(shì)同時(shí)體現(xiàn)在將原有技術(shù)指標(biāo)多項(xiàng)參數(shù)進(jìn)行了拓展：① 導(dǎo)彈模型彈射速度可實(shí)現(xiàn)0～6．2m／s連續(xù)調(diào)節(jié)；② 角速度可從－100～1 000（°）／s連續(xù)調(diào)節(jié)，且速度、角速度調(diào)節(jié)可獨(dú)立進(jìn)行；③ 彈射速度誤差≤5%；④ 角速度誤差≤10%；⑤ 重復(fù)率≥95%；⑥ 模擬高度4～10km；⑦ 已試驗(yàn)Ma范圍為0．4～1．7；⑧ 連續(xù)2幅拍攝畫(huà)面時(shí)間間隔≤0．5ms；⑨ 模型迎角辨識(shí)精度≤0．2°。

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Wind tunnel test technique on high speed weapon delivery from internal weapons bay

XUE Fei1，JIN Xin2，WANG Yuchao1，YANG Yinong1，＊
1．China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China
2．AVIC Chengdu Aircraft Design ＆ Research Institute，Chengdu 610091，China

The investigation of high speed weapon delivery from internal weapons bay is conducted in a 0．6m×0．6msubtransonic and supersonic wind tunnel．The double－perspective technology，brighter optical path system and image analysis system of six degrees of freedom （6DOF）are developed to obtain the models’images and the aerodynamic parameters at a high speed separation from carriers’internal weapons bay．The test technology can adjust the velocity and angular velocity independently，and ensure the speed error≤5%，angular velocity error≤10%，and repetition rate≥95%．The data analysis is reliable because the test images are clearer due to using the brighter light source，and the precision of attack angle≤0．2°．The optical paths are reasonable designed，and the double－perspective technology guarantees that the models’movement path and 6DOF motion data are acquired．The new technology has been tested in a sub－transonic and supersonic wind tunnel，and has completed a complex multi－body separation test．The parameters are at or better than the existing technical indicators．The technology has served for the model test for many times，and meets the requirements of the wind tunnel test and research on the high speed separation from carriers’internal weapons bay．

high speed weapon delivery；missile firing from internal weapons bay；carrier and missile interference；multibody separation；six degrees of freedom

2016－01－25；Revised：2016－05－05；Accepted：2016－06－03；Published online：2016－06－06 16：16

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160606．1616．006．html

Weapon Equipment Fund of Advanced Research

V211．7

A

1000－6893（2017）01－120114－07

http：／hkxb．buaa．edu．cn hkxb＠buaa．edu．cn

10．7527／S1000－6893．2016．0177

2016－01－25；退修日期：2016－05－05；錄用日期：2016－06－03；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2016－06－06 16：16

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160606．1616．006．html

武器裝備預(yù)先研究基金

＊通訊作者 ．E－mail：yyn139e＠139．com

薛飛，金鑫，王譽(yù)超，等．內(nèi)埋武器高速投放風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)［J］．航空學(xué)報(bào)，2017，38（1）：120114．XUE F，JIN X，WANG Y C，et al．Wind tunnel test technique on high speed weapon delivery from internal weapons bay［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2017，38（1）：120114．

（責(zé)任編輯：李明敏）

＊Corresponding author．E－mail：yyn139e＠139．com