宋威，艾邦成，蔣增輝，魯偉

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

新一代先進戰(zhàn)斗機要求具有超聲速巡航、敏捷性、隱身性、高機動性、超視距作戰(zhàn)等戰(zhàn)術性能。傳統(tǒng)外掛式武器裝載的戰(zhàn)斗機飛行時存在較大氣動阻力，難以實現(xiàn)超聲速巡航，也嚴重影響著飛機的機動性與敏捷性，且外掛物發(fā)射的雷達波能量通過疊加后使飛機的雷達散射截面(RCS)大幅增加，使戰(zhàn)斗機隱身性能大打折扣，因此武器內埋裝載成為新一代先進戰(zhàn)斗機的最優(yōu)選擇和發(fā)展趨勢[1-5]，如美國的F-22、F-35，無人作戰(zhàn)飛機X-45、X-47，法國的神經元，俄羅斯的T-50，中國的J-20、J-31均采用武器內埋式裝載[6-7]。

保證內埋武器與載機分離相容性是先進戰(zhàn)斗機研制過程中的關鍵技術之一，機彈分離相容性研究任務主要是驗證武器與載機的安全分離并確保分離后武器具有良好的飛行姿態(tài)，確定飛機的武器發(fā)射包絡線[8]。以前研究發(fā)現(xiàn)內埋武器彈艙中的強渦流可引起艙內壓力急劇變化，導致武器在與載機分離的過程中產生抬頭、翹尾、橫向滾動等不穩(wěn)定狀態(tài)，甚至碰撞艙壁或艙門，威脅載機的安全。內埋式彈艙內表面具有復雜動態(tài)氣動載荷，內埋武器在投放時受彈艙的氣動影響非常嚴重，加上載機流場與武器周圍流場的復雜性，使得內埋武器的分離運動軌跡更加難以預測[9-12]。因此預測和評估內埋武器投放分離相容性具有十分重要的工程應用價值，可為中國未來新型先進戰(zhàn)斗機配套武器的研制和生產提供技術支撐。

風洞投放試驗是預測與評估內埋武器投放分離相容性的一種非定常風洞試驗手段，由于內埋式投放物分離后處于不受約束的自由飛行狀態(tài)，不受支架干擾，同時可實現(xiàn)多個模型的連續(xù)投放，不受機構運動范圍的限制，且能模擬內埋投放物在武器艙內的運動狀態(tài)，在真實模擬內埋武器投放分離過程方面具有獨特的優(yōu)越性[13-14]，故國內外學者采用風洞投放試驗技術對內埋武器投放分離相容性開展了較多的研究。如Rudy等[15]通過風洞投放試驗研究了導彈模型從B-1B轟炸機內埋彈艙投放分離后的運動軌跡及姿態(tài)角，研究了艙口非定常氣動力對內埋武器投放分離彈道的影響，艙口剪切層對內埋武器彈道的影響較弱。Stallings[16]在蘭利研究中心對超聲速下典型翼控導彈的分離特性進行研究，分析了彈艙長深比對內埋武器投放分離運動特性的影響，發(fā)現(xiàn)對于淺彈艙，平板與彈艙流場之間出現(xiàn)比較大的相互干擾從而導致導彈模型出現(xiàn)不利的分離特性，深彈艙時的平板與彈艙流場間干擾較小，對于內埋武器投放分離比較有利。江宗輝等[17]采用低速風洞投放試驗預測了變深度艙內埋投放物分離運動特性，分析了投放艙在各種姿態(tài)角、速度、高度、投放物外形、助投力等參數(shù)下對投放物分離軌跡和姿態(tài)角的影響。金時彧[18]采用低速風洞投放試驗技術研究內埋導彈從類B-52轟炸機上投放分離的運動軌跡和姿態(tài)角，并與數(shù)值模擬結果進行比較。文獻[19]對內埋武器高速風洞彈射投放模型試驗關鍵技術進行了研究，主要對高速風洞輕模型相似設計方法不足進行改進和完善，并針對內埋導彈在3種不同初始分離角速度下投放分離的運動軌跡及姿態(tài)角進行分析。

以上研究的特點是影響因素比較單一且主要集中在低速狀態(tài)，如Rudy等[15]只研究艙口非定常氣動力的影響，Stallings[16]只研究彈艙長深比的影響，文獻[19]也只是分析內埋導彈初始分離角速度的影響，以至于無法確定載機武器發(fā)射包絡線。即使江宗輝等[17]和金時彧[18]的研究因素比較多(包括載機飛行馬赫數(shù)、攻角、高度、投放物外形等)，但其僅限制在低速狀態(tài)下，對先進戰(zhàn)斗機超聲速巡航狀態(tài)下的可能開艙投彈情況并無參考價值。

本文主要對影響先進戰(zhàn)斗機內埋武器高速投放分離相容性的多種因素進行系統(tǒng)而又深入的分析，試圖找出內埋武器投放分離相容性的最佳狀態(tài)，給先進戰(zhàn)斗機研制部門的工程設計提供參考。

1 試驗方法和條件

1.1 風洞投放試驗

風洞投放試驗是預測飛機外掛物(內埋武器也是外掛物的一種)投放分離特性的一種地面風洞試驗方法，風洞試驗過程將載機模型采用支撐固定在風洞支架上，外掛物模型常常采用易熔金屬絲(如康銅絲等)或掛鉤安裝在載機模型的相應位置上，待風洞氣流穩(wěn)定后，啟動控制設備令外掛物脫離載機，同時用高速攝像機或多次曝光攝影等記錄設備拍攝投放外掛物下落的圖像運動，然后對外掛物動態(tài)運動圖像進行數(shù)字處理得到外掛物運動軌跡和姿態(tài)角隨時間變化規(guī)律，確定外掛物安全投放的參數(shù)范圍，為飛機外掛物的布局設計和投放參數(shù)控制提供試驗依據(jù)[13]。

1.2 相似準則

對于外掛物風洞投放試驗，為保證模型和全尺寸實物投放運動軌跡和姿態(tài)角相似，除風洞模型的幾何外形與實物相似，風洞氣流的馬赫數(shù)Ma和雷諾數(shù)Re與實物相等外，還需保證模型和實物的動力相似性。根據(jù)馬赫數(shù)范圍的不同，可分為低速風洞投放試驗(通?？刹豢紤]馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的影響，主要保證弗勞德數(shù)Fr相等)和高速風洞投放試驗(保證馬赫數(shù)Ma相等)。由于本文所研究的內埋武器投放分離的試驗馬赫數(shù)為Ma=1.5，故屬于高速風洞投放試驗[13]。

高速風洞投放試驗在保證馬赫數(shù)相等的前提下，通常有兩種相似模擬方法：重模型法和輕模型法。前者常用于無初始彈射的模型，即自由投放試驗；后者常用于有初始彈射的投放試驗，即加助投力，也是本文在內埋導彈模型相似設計過程中所采用的方法[13]。

根據(jù)動力相似條件，輕模型法中模型質量和轉動慣量與實物之間的關系為[13]

Mm=MfK3Δ

(1)

Im=IfK5Δ

(2)

式中：M為質量；I為廣義轉動慣量(可表示俯仰、偏航和滾轉方向的轉動慣量)；K為模型縮尺比，K=Lm/Lf；Δ為空氣相對密度，Δ=ρm/ρf；下標m表示模型，f表示全尺寸實物。

1.3 試驗條件

試驗條件見表1。

表1 風洞投放試驗條件

2 試驗模型和設備

2.1 試驗模型

內埋武器投放分離的載機模型采用類F22戰(zhàn)機氣動外形，縮尺比為1/20，縮比后長945 mm，翼展682.5 mm，高254 mm，載機模型在風洞中固定不動，通過尾部支撐與風洞刀架相連。載機模型結構主要由：機鼻、機身前段、進氣道、前蓋板、中蓋板、后蓋板、左右垂尾和翼身融合件等組成，其中載機模型的中蓋板可拆卸，需要在此處安裝彈射投放機構，兩個孔為進氣口，如圖1所示。

圖1 載機模型結構設計圖

導彈模型是類AIM-120先進中距空空導彈外形，模型設計過程中對導彈舵面和翼面展長進行縮短，以適用彈艙的尺寸要求，導彈為大長細比、小翼展、尾部控制的正常式氣動布局，具有體積小、重量輕等特點，能有效降低飛行阻力。導彈模型采用分段設計法，保證導彈的氣動布局外形，彈身內部挖孔并或施加高密度配重材料，以滿足導彈的質量特性參數(shù)(質心位置、質量、轉動慣量等)要求。導彈主要由彈身前段、彈身后段、前配重、后配重、螺桿、前止動桿、后止動桿、掛鉤、彈翼、堵塊、彈舵等組成，彈身前段和彈身后段內部中空，便于加入配重調整模型質量、質心及轉動慣量，如圖2所示。其中彈身前段與彈身后段采用普通螺紋連接，前后配重分別與螺桿螺紋連接，前后止動桿插入移動掛架上防止導彈前后左右移動。

圖2 導彈模型的結構示意圖

2.2 試驗設備

試驗在中國航天空氣動力技術研究院FD-12風洞完成，該風洞是一座暫沖式亞跨超三聲速風洞，試驗段橫截面為1.2 m×1.2 m，馬赫數(shù)范圍為Ma=0.3～4.0，風洞雷諾數(shù)范圍為Re=1.2×107～7.9×107/m。可實現(xiàn)的攻角變化范圍為α= -15°～25°。試驗段的側壁各有兩個觀察窗，如圖3所示，觀察窗的直徑為500 mm。

記錄設備采用的是Photron公司的SA5高速攝像機，如圖4所示。其最高分辨率1 024×1 024像素， 最大拍攝速度為7 000幀/s，高速攝像機布置在觀察窗側面進行單平面拍攝，本次試驗選擇拍攝速度為2 000幀/s， 相鄰兩幀的時間間隔Δt=0.5ms。

試驗要求高速攝影機啟動拍攝和模型投放動作具有良好的同步性。試驗通過HT型多通道延時儀(如圖5所示)來實現(xiàn)系統(tǒng)聯(lián)調，包括對氣壓控制、高速攝像機采集系統(tǒng)控制等。該延時儀具有7個延時通道，可以實現(xiàn)7路不同時間的延時與保持，其延時和保持時間均在1～999 s之間隨意設定，可精確到ms，延時時間到達后，每個通道可以分別產生TTL高電平、TTL低電平、開關信號、直流固態(tài)繼電器驅動、交流固態(tài)繼電器驅動5種輸出，分別用于觸發(fā)和驅動不同類型的負載，其輸出持續(xù)時間為所設定的保持時間。

圖3 FD-12風洞示意圖

圖4 SA5高速攝像機

圖5 同步控制儀示意圖

2.3 坐標系定義

慣性平面坐標系Oxyz如圖6所示，x、y、z表示彈體質心坐標在3個方向上的分量；θ表示彈體俯仰角;O取在導彈投放瞬間初始質心位置上，沿風洞氣流方向為x正向，垂直氣流向下為y正方向；V∞為氣流速度。內埋導彈投放分離相容性分析主要關心導彈能否快速遠離載機底部(y向運動軌跡)以及在起控瞬時的俯仰姿態(tài)角θ，因此下文的分析中主要給出y和θ隨分離時間t的變化圖。

圖6 慣性平面坐標系Oxyz

3 試驗結果與影響參數(shù)分析

3.1 載機飛行馬赫數(shù)

圖7和圖8分別是風洞來流馬赫數(shù)Ma=1.5，0.9，0.6，載機攻角α=2°，側滑角β=0°，彈艙長深比h=7.76，初始分離速度Vy0=7 m/s，初始分離角速度ωz0=15(°)/s條件下，內埋導彈投放分離運動圖像序列和運動軌跡y、俯仰姿態(tài)角θ隨分離時間t變化的曲線圖。

從圖7可觀察到，在3種不同的風洞來流馬赫數(shù)Ma下，內埋導彈均能安全地從載機腹部彈艙內投放分離，未出現(xiàn)碰撞載機底部現(xiàn)象，俯仰姿態(tài)角θ的運動狀態(tài)有些差異。從圖8的曲線變化可知，內埋導彈的向下運動軌跡y變化不顯著，這主要是由于內埋導彈具有一定的下拋初速度Vy0，導彈快速向下運動遠離載機底部。俯仰姿態(tài)角θ的變化比較大，當馬赫數(shù)Ma=1.5時，在整個內埋導彈投放分離過程中，內埋導彈始終受到抬頭俯仰力矩，由于導彈具有一定的初始分離角速度ωz0=15(°)/s，彈體先低頭后抬頭，曲線上表現(xiàn)為俯仰姿態(tài)角θ由正→負→正，此狀態(tài)下空空導彈攻擊處于戰(zhàn)機前上方的敵機是有利的，不需要調整導彈姿態(tài)，但對自身載機的安全性具有一定的威脅，在飛向敵方目標過程中可能會碰撞載機的前端。當馬赫數(shù)Ma=0.9時，彈體先低頭后抬頭，不同的是俯仰姿態(tài)角未出現(xiàn)負值，且幅值也不大。

圖7 不同馬赫數(shù)下內埋導彈投放分離圖像序列

圖8 不同馬赫數(shù)下內埋導彈投放分離軌跡及姿態(tài)角時間歷程

3.2 載機攻角

圖9和圖10分別為載機攻角α=0°，2°，3°，來流馬赫數(shù)Ma=1.5，側滑角β=0°，彈艙長深比h= 7.76，初始分離速度Vy0=7 m/s，初始分離角速度ωz0=15 (°)/s條件下，內埋導彈投放分離運動圖像序列和運動軌跡y、俯仰姿態(tài)角θ隨分離時間t變化的曲線圖。

從圖9和圖10可看出，當載機攻角α=0°,2°,3°時，內埋導彈均能遠離載機干擾流場，未出現(xiàn)回碰載機的現(xiàn)象，且俯仰方向均處于低頭狀態(tài)，這對攻擊載機前下方的敵方目標是有利的，不需要調整導彈姿態(tài)，直接俯沖飛向敵方目標。從圖10可看出，隨著載機攻角α的增大，由于內埋導彈受到的氣動升力變大，y向運動隨著載機攻角增大而變緩，俯仰姿態(tài)角θ的變化趨勢一致，但在數(shù)值上有些差距。由于載機攻角不同，導致內埋導彈投放分離后相對來流攻角不同，從而導致作用在導彈上的俯仰力矩不同，進而對內埋導彈投放分離后俯仰方向運動有影響。

圖9 不同載機攻角下內埋導彈投放分離圖像序列

圖10 不同載機攻角下內埋導彈投放分離軌跡及姿態(tài)角時間歷程

3.3 彈艙長深比

圖11和圖12分別為不同彈艙長深比h=7.76， 14.12，載機攻角α=2°、馬赫數(shù)Ma=1.5，側滑角β=0°，初始分離速度Vy0=7 m/s，初始分離角速度ωz0=15 (°)/s條件下，內埋導彈投放分離運動圖像序列和運動軌跡y、俯仰姿態(tài)角θ隨分離時間t變化的曲線圖。

從圖11可觀察到，在不同彈艙長深比h下，內埋導彈也能安全分離，由于導彈具有一定的下拋分離速度Vy0，且所受氣動升力不足以使彈體質心抬升，導彈一直向下運動遠離載機底部，但是俯仰方向運動差距較大。從圖12曲線圖得知，當彈艙長深比h=7.76時，導彈俯仰姿態(tài)角θ一直處于低頭狀態(tài)，此狀態(tài)內埋導彈投放分離有利于攻擊戰(zhàn)機前下方的敵機。當h=14.12時，導彈的俯仰姿態(tài)角變化幅度不顯著(|θ|<2.5°)，從曲線上看有先低頭后抬頭的趨勢。

圖11 不同彈艙長深比下內埋導彈投放分離圖像序列

圖12 不同彈艙長深比下內埋導彈投放分離軌跡及姿態(tài)角時間歷程

3.4 彈艙內武器剩余數(shù)量

圖13和圖14分別為彈艙內武器剩余數(shù)量n= 2，1，0，載機攻角α=2°、馬赫數(shù)Ma=1.5，側滑角β=0°，彈艙長深比h為7.76，初始分離速度Vy0=7 m/s，初始分離角速度ωz0=15 (°)/s條件下，內埋導彈投放分離運動圖像序列和運動軌跡y、俯仰姿態(tài)角θ隨分離時間t變化的曲線圖。

從圖13可看出在不同的武器剩余數(shù)量n下，內埋導彈的運動狀態(tài)幾乎一致，俯仰方向運動一直是低頭的，導彈在垂直方向持續(xù)下落，遠離載機，表明武器剩余數(shù)量對內埋導彈分離特性影響較小。從圖14知，不同的武器剩余數(shù)量n下，內埋導彈的y向運動軌跡基本一致，俯仰方向運動趨勢是一致的，俯仰角θ一直低頭，變化比較明顯。

3.5 導彈彈射力

圖15和圖16分別為不同彈射力P=18,22,28 Pa，載機攻角α=2°、馬赫數(shù)Ma=1.5，側滑角β=0°，彈艙長深比h為7.76，初始分離角速度ωz0= 15 (°)/s條件下，內埋導彈投放分離運動圖像序列和運動軌跡y、俯仰姿態(tài)角θ隨分離時間t變化的曲線圖。

圖13 不同武器剩余數(shù)量下內埋導彈投放分離圖像序列

圖14 不同武器剩余數(shù)量下內埋導彈投放分離軌跡及姿態(tài)角時間歷程

從圖15和圖16可獲知，隨著內埋導彈彈射力P的增大，導彈在垂直氣流方向的運動速度變快，導彈在載機干擾流場中飛行時間縮短，可以更快地進入起控狀態(tài)，有利于導彈安全分離并準確地命中敵方目標。不同彈射力P作用下，彈體的俯仰方向運動差異較大，表明彈射力的改變對內埋導彈俯仰方向運動有一定的影響，當彈射力P=18 Pa和P=28 Pa時，俯仰角θ先低頭后抬頭，有利于攻擊處于載機前上方的敵方目標，對載機的安全性也有潛在的威脅，彈射力P=22 Pa時，導彈俯仰角θ一直低頭趨勢，對攻擊處于載機前下方的敵方目標是有利的。

3.6 導彈折疊舵狀態(tài)

圖17和圖18分別為導彈折疊舵是否展開，載機攻角α=2°，馬赫數(shù)Ma=1.5，側滑角β=0°，彈艙長深比h=7.76，初始分離速度Vy0=7 m/s，初始分離角速度ωz0=15 (°)/s條件下，內埋導彈投放分離運動圖像序列和運動軌跡y、俯仰姿態(tài)角θ隨分離時間t變化的曲線圖。

從圖17可看出兩種不同氣動布局的內埋導彈從艙內彈出后，一直向載機的下方運動，未出現(xiàn)碰撞載機的現(xiàn)象，但是俯仰姿態(tài)角有很大差距。圖18顯示：內埋導彈的折疊舵是否展開對導彈垂直方向運動軌跡y影響較小，導彈下落比較快，遠離載機底部干擾流場，這表明導彈初始分離速度Vy0對y向運動軌跡影響比較顯著，升力和導彈自身重力對導彈y向運動軌跡影響不明顯。俯仰方向的運動差距突出，當折疊舵展開時，導彈俯仰角θ先低頭后抬頭，利于攻擊處于載機前上方的敵方目標，但也有載機安全隱患。當折疊舵處于折疊狀態(tài)時，導彈的俯仰角處于一直低頭趨勢，利于攻擊處于載機前下方的載機目標。

圖15 不同彈射力下內埋導彈投放分離圖像序列

圖16 不同彈射力下內埋導彈投放分離軌跡及姿態(tài)角時間歷程

圖17 不同折疊舵狀態(tài)下內埋導彈投放分離圖像序列

圖18 不同折疊舵狀態(tài)下內埋導彈投放分離軌跡及姿態(tài)角時間歷程

4 結 論

1) 載機飛行馬赫數(shù)Ma和攻角α對內埋導彈分離相容性的影響較大，處于超聲速飛行狀態(tài)下的載機，當發(fā)現(xiàn)敵方目標在前下方時，攻角α=0°，2°，3°，投放內埋導彈后彈體俯仰角處于低頭狀態(tài)，有利于向下俯沖擊中敵方目標，當發(fā)現(xiàn)敵方目標在前上方時，需啟動控制舵面調整彈體姿態(tài)。

2) 在給定的初始分離條件下，對于兩種不同的彈艙長深比h，內埋導彈均能安全分離，但對俯仰方向運動影響比較顯著，當長深比為h=7.76時，彈體俯仰角處于低頭狀態(tài)，利于攻擊載機前下方敵方目標，當長深比為h=14.12時，彈體俯仰角處于抬頭狀態(tài)，對處于載機前上方的敵方目標的攻擊是有利的。

3) 彈艙內武器剩余數(shù)量n對內埋導彈分離特性影響較小，導彈能快速地遠離載機干擾流場，內埋導彈的俯仰角一直處于低頭狀態(tài)，利于攻擊處于載機前下方的敵方目標。

4) 隨著初始下拋速度Vy0(表現(xiàn)為彈射力)增大，可使彈體快速地穿過載機的下洗流場，有利于內埋導彈與載機的安全分離，一定的初始分離角速度ωz0可改變分離過程中的彈體姿態(tài)，初始分離角速度ωz0=15 (°)/s可作為一個較為理想的投放分離初始角速度。

5) 導彈的不同氣動布局對內埋導彈分離相容性有一定的影響。