董金剛,張晨凱,謝 峰,秦永明,馬漢東

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074

0 引 言

新型戰(zhàn)斗機(jī)要求具有較小的超聲速飛行阻力和較小的雷達(dá)反射面積RCS,實(shí)現(xiàn)超聲速巡航能力以及高隱身性能。傳統(tǒng)武器外掛的布局形式很難滿足以上要求。研究表明[1-3]:內(nèi)埋彈艙可以使飛機(jī)超聲速飛行阻力降低近30%,還能顯著降低RCS。武器內(nèi)埋已經(jīng)成為新型戰(zhàn)斗機(jī)布局形式的首選。

在超聲速條件下,內(nèi)埋彈艙帶來(lái)了復(fù)雜的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題[4-8],對(duì)載彈分離特性產(chǎn)生了很大影響。當(dāng)高速氣流流過(guò)內(nèi)埋武器艙,會(huì)出現(xiàn)激波/剪切層干擾以及旋渦流動(dòng)等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象,艙口剪切層與艙內(nèi)流動(dòng)相互作用,給載彈安全分離帶來(lái)很大挑戰(zhàn),可能導(dǎo)致載彈碰撞載機(jī),危及載機(jī)安全。內(nèi)埋武器超聲速機(jī)彈分離相容性問(wèn)題是制約新一代戰(zhàn)斗機(jī)及內(nèi)埋武器發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題[9]。

針對(duì)彈艙長(zhǎng)深比對(duì)流動(dòng)特性的影響,國(guó)內(nèi)外開(kāi)展了一系列基礎(chǔ)性研究[7,10-14]。按照不同的彈艙長(zhǎng)深比,彈艙流動(dòng)可分為閉式流動(dòng)、過(guò)渡式流動(dòng)和開(kāi)式流動(dòng)等3種類型,其中開(kāi)式流動(dòng)對(duì)武器分離最為有利。針對(duì)開(kāi)式內(nèi)埋彈艙,研究者采用數(shù)值模擬方法對(duì)不同參數(shù)下的機(jī)彈分離運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行了研究[15-18];而內(nèi)埋彈艙機(jī)彈分離運(yùn)動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)主要包括捕獲軌跡(CTS)、網(wǎng)格測(cè)力和模型投放風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù),可以根據(jù)不同的研究目的選用[19-24]。研究者在相似準(zhǔn)則、分離投放機(jī)構(gòu)以及光路布置等方面開(kāi)展了一系列研究,建立了內(nèi)埋武器機(jī)彈分離模型投放風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。文獻(xiàn)[23]針對(duì)典型工況下的內(nèi)埋武器分離運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行了模型投放風(fēng)洞試驗(yàn)研究,得到了載彈模型的宏觀運(yùn)動(dòng)特性。

風(fēng)洞模型投放試驗(yàn)很難直接準(zhǔn)確地獲得載彈氣動(dòng)特性,必須借助圖像識(shí)別及參數(shù)辨識(shí)等輔助手段,因此,對(duì)載機(jī)干擾流場(chǎng)下載彈氣動(dòng)特性的研究目前還比較缺乏。在模型投放風(fēng)洞試驗(yàn)中,相似參數(shù)的近似處理會(huì)對(duì)內(nèi)埋彈艙機(jī)彈分離運(yùn)動(dòng)特性產(chǎn)生一定影響[24]。在超聲速條件下的機(jī)彈分離過(guò)程中,由于存在載機(jī)及內(nèi)埋彈艙復(fù)雜流動(dòng)的干擾效應(yīng),載彈氣動(dòng)特性、運(yùn)動(dòng)特性都呈現(xiàn)出與自由流場(chǎng)中顯著不同的特征。捕獲軌跡(CTS,Captive Trajectory Simulation)試驗(yàn)技術(shù)可以同時(shí)準(zhǔn)確獲得機(jī)彈分離過(guò)程中強(qiáng)干擾作用下的載彈氣動(dòng)特性和運(yùn)動(dòng)特性[19-20]。

針對(duì)超聲速條件下新型布局戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)埋武器機(jī)彈分離過(guò)程中存在的復(fù)雜流動(dòng)干擾效應(yīng),本文采用基于并聯(lián)機(jī)構(gòu)構(gòu)型的CTS試驗(yàn)技術(shù),在有/無(wú)載機(jī)干擾、不同分離角速度和分離高度、載彈尾舵折疊/展開(kāi)等條件下,對(duì)載機(jī)及內(nèi)埋彈艙強(qiáng)干擾作用下的載彈俯仰力矩/運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行研究,同時(shí)采用風(fēng)洞紋影觀測(cè)技術(shù)直觀捕獲干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

1 試驗(yàn)方法與設(shè)備

1.1 試驗(yàn)方法

本文所采用的捕獲軌跡(CTS)試驗(yàn)技術(shù)的流程如圖1所示。在風(fēng)洞中,以六自由度運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)支撐載彈處于分離投放初始位置,在載機(jī)干擾流場(chǎng)中測(cè)量得到載彈的氣動(dòng)力/力矩系數(shù);再根據(jù)真實(shí)飛行狀態(tài)下的動(dòng)壓和載彈參數(shù),得到全尺寸載彈所受氣動(dòng)力/力矩,在程序中對(duì)彈體運(yùn)動(dòng)角速度和線速度附加的氣動(dòng)力/力矩進(jìn)行修正;求解載彈運(yùn)動(dòng)方程得到載彈下一時(shí)刻的位置和姿態(tài),控制六自由度系統(tǒng)將載彈移動(dòng)至該位姿;在新位姿重復(fù)上述測(cè)量和計(jì)算,循環(huán)完成規(guī)定時(shí)間序列下的操作。

圖1 CTS試驗(yàn)方法流程圖Fig.1 Flow chart of the CTS test method

選擇載機(jī)內(nèi)埋武器彈艙作為慣性坐標(biāo)系,試驗(yàn)結(jié)果中載彈的位姿參考坐標(biāo)原點(diǎn)為相對(duì)于彈艙的初始分離位置,下落位移z以下為正,如圖2所示。

圖2 坐標(biāo)系示意圖Fig.2 Schematic diagram of the coordinate system for CTS system

載彈運(yùn)動(dòng)方程如式(1)所示。采用四階龍格-庫(kù)塔法求其數(shù)值解,積分步長(zhǎng)取0．001 s。

式中:F為載彈所受合力,M為相對(duì)載彈質(zhì)心的力矩,m為載彈質(zhì)量,v為載彈質(zhì)心線速度,h為角動(dòng)量,ω為載彈質(zhì)心角速度。

載彈在縱向平面內(nèi)所受力和力矩的計(jì)算公式為:

式中:Wz為載彈重量沿體軸系z(mì)軸的分量,CN為載彈法向力系數(shù),qs為載彈飛行狀態(tài)氣流動(dòng)壓,S為載彈參考面積,Cm為載彈俯仰力矩系數(shù),Cmω為載彈俯仰阻尼導(dǎo)數(shù),l為載彈參考長(zhǎng)度,ωz為俯仰角速度,U為載彈相對(duì)固定點(diǎn)的總速度。

風(fēng)洞紋影方法是氣流折射率變化的可視化觀測(cè)方法。風(fēng)洞紋影系統(tǒng)由光源、準(zhǔn)直鏡、紋影鏡、成像系統(tǒng)等組成,如圖3所示。

圖3 風(fēng)洞紋影示意圖Fig.3 Schematic diagram of the schlieren system for the wind tunnel

1.2 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-12風(fēng)洞中開(kāi)展。該風(fēng)洞試驗(yàn)段截面尺寸1．2 m×1．2 m,馬赫數(shù)范圍0．3～4．0。試驗(yàn)中使用了FD-12風(fēng)洞CTS試驗(yàn)系統(tǒng)(如圖4所示),該系統(tǒng)的六自由度機(jī)構(gòu)采用并聯(lián)機(jī)構(gòu)的構(gòu)型形式,經(jīng)地面標(biāo)定及風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證,具有位姿定位精準(zhǔn)度高、機(jī)構(gòu)剛度高等特點(diǎn)[25](位置定位精度＜0．1 mm,姿態(tài)定位精度＜0．05°)。

圖4 FD-12風(fēng)洞CTS試驗(yàn)系統(tǒng)[25]Fig.4 CTS for FD-12 wind tunnel[25]

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c狀態(tài)

試驗(yàn)載機(jī)模型具有典型隱身布局飛機(jī)特征(如圖5所示),采用背支撐方式。內(nèi)埋彈艙位于機(jī)腹下方,彈艙長(zhǎng)4400 mm,深700 mm,長(zhǎng)深比為6．3,屬于開(kāi)式流動(dòng)空腔。載彈模型類似AIM-120空空導(dǎo)彈外形(如圖6所示),旋成體彈身、彈翼加尾舵布局形式,對(duì)尾舵進(jìn)行了折疊設(shè)計(jì)。載彈長(zhǎng)3600 mm,直徑180 mm,質(zhì)量190 kg,轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Iz＝Iy＝180 kg·m2。模型縮比1∶20。

圖5 試驗(yàn)載機(jī)模型Fig.5 The test aircraft model

圖6 試驗(yàn)載彈模型Fig.6 The test missile model

試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma＝1．5,載機(jī)迎角2．2°,載彈相對(duì)載機(jī)俯仰姿態(tài)低頭2．0°。數(shù)據(jù)中的時(shí)間序列和載彈相對(duì)載機(jī)下落位移均按照全尺寸飛行狀態(tài)處理。

2.2 載機(jī)干擾流場(chǎng)對(duì)載彈俯仰力矩/運(yùn)動(dòng)特性的影響

圖7為載彈的俯仰力矩系數(shù)隨下落位移的變化曲線,圖8為載彈下落過(guò)程中俯仰運(yùn)動(dòng)特性、俯仰力矩特性以及典型位置的紋影照片,載彈保持0°迎角、尾舵折疊,相對(duì)載機(jī)的初始分離角速度ω0＝－30°/s、初始分離線速度v0＝7 m/s,θ為載彈俯仰角?？梢钥闯?在載機(jī)干擾流場(chǎng)中,載彈俯仰力矩系數(shù)Cm隨下落位移呈非線性變化,這主要是因?yàn)槌曀贄l件下載機(jī)干擾流場(chǎng)存在復(fù)雜的激波系結(jié)構(gòu),對(duì)載彈俯仰力矩影響較大;當(dāng)激波作用于尾舵或彈頭時(shí),載彈俯仰力矩系數(shù)絕對(duì)值超過(guò)了自由流狀態(tài)下、迎角±10°時(shí)的俯仰力矩系數(shù)絕對(duì)值。

圖7 載彈俯仰力矩系數(shù)隨下落位移的變化曲線Fig.7 Variation of the pitching moment characteristics along with the falling displacement of the missile model

圖8 有/無(wú)載機(jī)干擾的載彈俯仰力矩/運(yùn)動(dòng)特性(ω0＝－30°/s,v0＝7 m/s)Fig.8 Comparisons of pitching motion characteristics of the missile with or without the aircraft interference(ω0＝－30°/s,v0＝7 m/s)

從圖8的紋影照片可以看到,載機(jī)干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)中有兩道較強(qiáng)的激波,第一道由載機(jī)進(jìn)氣道引起,第二道由內(nèi)埋彈艙以及載彈掛架引起。載彈距離載機(jī)較近時(shí),尾舵受彈艙激波干擾,導(dǎo)致俯仰力矩增大;載彈尾舵穿過(guò)第二道激波區(qū)后,由于載彈處于低頭姿態(tài)且彈頭處于載機(jī)第一道激波區(qū),其俯仰力矩開(kāi)始負(fù)向增大。載彈下落位移在2．0～4．5 m范圍內(nèi)時(shí),彈頭處于載機(jī)干擾流場(chǎng)第一道激波區(qū),載彈俯仰力矩負(fù)向增大;在載彈迎角小于自由流狀態(tài)的情況下,俯仰力矩絕對(duì)值遠(yuǎn)大于自由流狀態(tài)。這說(shuō)明載機(jī)對(duì)載彈俯仰力矩特性的干擾作用較強(qiáng),在較大范圍的下落位移內(nèi),載機(jī)干擾流場(chǎng)誘導(dǎo)的俯仰力矩絕對(duì)值大于由載彈迎角產(chǎn)生的俯仰力矩。載彈俯仰力矩特性的劇烈變化,會(huì)對(duì)其運(yùn)動(dòng)特性產(chǎn)生較大影響,嚴(yán)重時(shí)會(huì)危及載機(jī)安全。

從圖8可以看出:在自由流狀態(tài)下,載彈在初始分離角速度影響下,一直做“低頭”俯仰運(yùn)動(dòng),受載彈迎角負(fù)向增大的影響,俯仰力矩也一直負(fù)向增大,說(shuō)明尾舵折疊導(dǎo)彈模型是靜不穩(wěn)定布局;受載機(jī)干擾流場(chǎng)影響,在同樣的分離角速度下,載彈俯仰運(yùn)動(dòng)“低頭”速度變小,載彈俯仰力矩呈現(xiàn)先正向增大后減小、最后負(fù)向增大的趨勢(shì)。

2.3 分離角速度對(duì)載彈俯仰力矩/運(yùn)動(dòng)特性的影響

為進(jìn)一步驗(yàn)證載機(jī)干擾流場(chǎng)對(duì)載彈俯仰力矩/運(yùn)動(dòng)特性的影響,并對(duì)比分析有/無(wú)初始分離角速度時(shí)的差異,采用尾舵折疊導(dǎo)彈模型,在初始分離線速度v0＝7 m/s條件下,進(jìn)行了初始分離角速度ω0＝－30°/s與ω0＝0°/s的對(duì)比試驗(yàn)。圖9給出了載彈在載機(jī)干擾流場(chǎng)中下落過(guò)程的俯仰運(yùn)動(dòng)特性、俯仰力矩特性以及典型位置的紋影照片?？梢钥闯?當(dāng)ω0＝－30°/s時(shí),載彈一直做“低頭”俯仰運(yùn)動(dòng);當(dāng)ω0＝0°/s時(shí),載彈在載機(jī)干擾流場(chǎng)作用下,俯仰力矩為正,誘導(dǎo)載彈做“抬頭”俯仰運(yùn)動(dòng),會(huì)出現(xiàn)不安全的分離趨勢(shì)。本文得到的載彈俯仰運(yùn)動(dòng)特性隨分離角速度的變化規(guī)律與文獻(xiàn)[24]相似。在無(wú)初始分離角速度時(shí),載彈存在碰撞載機(jī)的風(fēng)險(xiǎn);由于模型投放風(fēng)洞試驗(yàn)中采用的是輕模型法相似參數(shù),因此機(jī)彈相容性試驗(yàn)結(jié)果較本文偏危險(xiǎn)[23]。

圖9 有/無(wú)分離角速度的載彈俯仰力矩/運(yùn)動(dòng)特性(v0＝7 m/s)Fig.9 Comparisons of pitching motion characteristics of the missile with/without separation angular velocity(v0＝7 m/s)

無(wú)分離角速度時(shí),在距離載機(jī)較遠(yuǎn)時(shí),載彈俯仰力矩逐漸減小直至出現(xiàn)負(fù)值,2．2節(jié)載彈自由流場(chǎng)試驗(yàn)結(jié)果顯示:尾舵折疊導(dǎo)彈模型是靜不穩(wěn)定布局,載彈迎角為正值,在自由流場(chǎng)中俯仰力矩應(yīng)為正值,而在載機(jī)干擾流場(chǎng)中為負(fù)值,這也說(shuō)明載機(jī)對(duì)載彈俯仰力矩特性干擾作用較強(qiáng)。

2.4 分離高度對(duì)載彈俯仰運(yùn)動(dòng)特性的影響

圖10給出了載機(jī)干擾流場(chǎng)中尾舵折疊導(dǎo)彈模型下落過(guò)程的俯仰運(yùn)動(dòng)特性(分離高度8與10 km,v0＝7 m/s,ω0＝0°/s)?？梢钥闯?分離高度降低,分離動(dòng)壓增大,載彈所受氣動(dòng)干擾效應(yīng)更強(qiáng),而全尺寸導(dǎo)彈所受氣動(dòng)力矩更大,迎角變化更加劇烈,更容易出現(xiàn)機(jī)彈不安全分離的趨勢(shì)。

圖10 不同分離高度下的載彈俯仰運(yùn)動(dòng)特性(ω0＝0°/s,v0＝7 m/s)Fig.10 Comparisons of pitching motion characteristics of missiles with different separating altitudes(ω0＝0°/s,v0＝7 m/s)

2.5 尾舵布局對(duì)載彈運(yùn)動(dòng)特性的影響

圖11給出了載機(jī)干擾流場(chǎng)中尾舵折疊與尾舵展開(kāi)導(dǎo)彈模型的垂直運(yùn)動(dòng)和俯仰運(yùn)動(dòng)特性(ω0＝－30°/s,v0＝7 m/s)。可以看出:載彈下落位移基本一致,與僅考慮初始分離線速度和重力而不計(jì)氣動(dòng)力條件下的載彈下落位移差別不大,表明載彈下落位移主要受初始分離線速度和重力影響,尾舵是否展開(kāi)對(duì)下落位移影響不大,這主要是因?yàn)楸疚牟捎玫妮d彈模型升力面較小,與初始分離線速度和重力作用相比,氣動(dòng)力對(duì)下落位移的影響較小。尾舵展開(kāi)時(shí),載彈先“低頭”俯仰運(yùn)動(dòng),在0．3 s時(shí)刻附近,姿態(tài)逐漸趨于穩(wěn)定;尾舵折疊時(shí),載彈迎角一直負(fù)向增大,出現(xiàn)姿態(tài)失控趨勢(shì)。為避免失控風(fēng)險(xiǎn),當(dāng)載彈與載機(jī)有一定距離后,應(yīng)在保證分離安全的前提下,盡早展開(kāi)尾舵,啟動(dòng)姿態(tài)增穩(wěn)控制系統(tǒng)。

圖11 尾舵折疊/展開(kāi)條件下的載彈俯仰運(yùn)動(dòng)特性(ω0＝－30°/s,v0＝7 m/s)Fig.11 Comparisons of pitching motion characteristics of the missile with folded and unfolded rudders(ω0＝－30°/s,v0＝7 m/s)

3 結(jié) 論

采用基于并聯(lián)機(jī)構(gòu)構(gòu)型的CTS試驗(yàn)技術(shù),研究了超聲速條件下新型布局戰(zhàn)斗機(jī)與內(nèi)埋彈艙對(duì)典型空空導(dǎo)彈模型俯仰力矩/運(yùn)動(dòng)特性的干擾效應(yīng)以及不同工況下的機(jī)彈分離特性,研究結(jié)果表明:

1)在載機(jī)復(fù)雜激波系干擾效應(yīng)下,載彈模型俯仰力矩特性隨下落位移呈現(xiàn)非線性變化且絕對(duì)值較大,誘導(dǎo)載彈出現(xiàn)“抬頭”俯仰運(yùn)動(dòng)趨勢(shì),無(wú)初始分離角速度時(shí),會(huì)出現(xiàn)不安全分離趨勢(shì)。

2)隨著分離高度的降低,載彈所受載機(jī)干擾效應(yīng)增強(qiáng),迎角變化劇烈,會(huì)提前出現(xiàn)不安全分離趨勢(shì)。

3)尾舵折疊情況下,載彈在初始分離角速度影響下會(huì)出現(xiàn)姿態(tài)失控的風(fēng)險(xiǎn),在保證分離安全的前提下,應(yīng)盡早展開(kāi)尾舵,啟動(dòng)姿態(tài)增穩(wěn)控制系統(tǒng)。