王 帥，董金剛，張晨凱，趙星宇，謝 峰

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

0 引 言

為了應對日趨強大的電子雷達系統和防空導彈的威脅，新一代戰(zhàn)斗機必須具備良好的隱身性能，以提高突防能力和生存能力。目前世界上已研制成功的第四代先進戰(zhàn)斗機雖然在氣動布局、戰(zhàn)技指標等方面存在較大差異，但都一致采用了內埋式武器裝載方式。內埋式武器裝載可以降低飛機阻力，更重要的是可以大大減少飛機表面的尖角、凸起、縫隙、邊緣等外形，提升戰(zhàn)機的隱身性能[1-7]。

內埋武器投放風洞試驗主要用于模擬載彈模型從彈艙彈射分離后的自由飛行軌跡，以實現對載彈模型分離時的安全性、干擾特性和運動特性的研究。為了提高投放試驗的準確性，載彈模型分離參數（模型投放初線速度和初角速度）必須準確，這就對彈射機構提出了較高的設計要求[8-9]。目前，彈射機構所使用的動力源主要為彈簧和氣缸。彈簧簡便易行，但準確性較差，且存在滯后效應。采用氣缸作為動力源，可以建立彈射速度和氣源壓力之間的關系，可重復性強，準確性高，在彈射機構設計中運用廣泛。

中國航天空氣動力技術研究院的FD-12 風洞在流場建立過程中沖擊載荷較大，彈射機構需提供足夠的夾緊力，以防止載彈模型被沖擊掉落；開始投放時，彈射機構需迅速解鎖，使載彈模型和彈射機構迅速分離。此外，為了不破壞載機模型的氣動外形，彈射機構應盡可能置于載機模型內部，尺寸不宜過大。

本文根據內埋武器高速風洞投放試驗的需求，對載彈模型開展設計，基于模型與實物的動力相似設計要求，確定模型的幾何外形、重量、重心以及慣性矩；設計了一套新型雙氣缸彈射機構，進行了運動學和動力學仿真，并開展了風洞驗證試驗。

1 模型設計

載彈模型為先進空空導彈AIM-120C 的簡化模型，長徑比為20。模型設計為金屬外殼加配重的形式：以黃銅制作模型外殼，防止模型投放時損壞洞壁；使用鎢銅合金作為配重，調節(jié)模型的重量、質心和慣性矩。以掛鉤連接模型和彈射架，實現試驗過程中的鎖緊與解鎖。設計加工的模型的重心偏差、重量偏差均在1%以內，與設計要求相符。

2 彈射機構設計

彈射機構如圖1所示。彈射機構由2 個氣缸驅動，通過調節(jié)平均氣壓來調節(jié)彈射初線速度，調節(jié)前后氣缸的氣壓差實現預設的初角速度。氣缸桿下端連接彈射架，彈射架與載彈模型接觸的位置采用仿形設計，其內部有鎖緊機構。彈射機構可對載彈模型的彈射初角度進行調節(jié)。

圖1 彈射機構模型示意圖Fig.1 Diagram of ejection mechanism model

彈射機構整體尺寸較小，可放置于載機模型內部，不需考慮其氣動布局。載彈模型初始位置位于模型內部，在風洞開車時所受沖擊載荷較小，以掛鉤與氣缸形成機械鎖緊完全可以滿足要求。彈射機構的氣缸上下分別有調節(jié)螺釘，上調節(jié)螺釘用于調節(jié)氣缸行程，下調節(jié)螺釘用于調節(jié)彈射初角度。

彈射機構選用雙作用氣缸。當氣缸工作在回程狀態(tài)時，模型裝載于彈射架中，利用氣缸回程力鎖緊；當進行彈射時，活塞桿在氣壓推動下向下運動，解鎖機構同步作動，同時實現解鎖與彈射。

3 彈射機構仿真

3.1 彈射過程數學模型

將彈射過程作如下假設：氣缸腔室內的氣體與外界無熱交換；氣源壓力恒定，氣源溫度為環(huán)境溫度；氣缸腔室內的氣體熱力過程為準靜態(tài)過程；氣缸的內外泄漏均忽略不計[10-15]。

基于以上假設，建立如下方程：

1）氣缸無桿腔內壓力方程

其中：p1和V1分別為氣缸無桿腔壓力和容積；qm1為儲氣罐排出的質量流量；u和D分別為活塞運動速度和活塞位置；Vd1為氣缸無桿腔的死區(qū)體積；A1為氣缸無桿腔活塞有效面積；T為室溫；R為氣體常數。

2）氣缸有桿腔內壓力方程

其中：p2和V2分別為氣缸有桿腔壓力和容積；qm2為氣缸有桿腔排出大氣的質量流量；Vd2為氣缸有桿腔的死區(qū)體積；A2為氣缸有桿腔活塞有效面積；L為氣缸行程。

3）儲氣罐與無桿腔流量方程

其中：ps為輸入氣壓；Q1為儲氣罐排出的質量流量；Av1為氣缸輸入口到氣缸無桿腔節(jié)流口的有效面積；k為絕熱系數。

4）有桿腔與大氣相連的流量方程

其中：p0為大氣壓；Av2為有桿腔與大氣相連的節(jié)流口有效面積；Q2為有桿腔排入大氣的質量流量。

5）活塞驅動力方程

其中，F為活塞驅動力，Fu為活塞的摩擦力。

根據以上方程組求解活塞驅動力（前后氣缸壓力分別為1.0 MPa 和0.9 MPa），結果如圖2所示。

圖2 活塞驅動力仿真結果圖Fig.2 Simulation results of piston driving force

3.2 彈射機構建模

將彈射機構三維模型導入仿真軟件進行建模。理論上，設計的彈射機構的自由度并非嚴格確定，在建模過程中，除使用運動副與驅動命令外，在不確定約束的位置添加接觸命令。建模結果如圖3所示。將活塞驅動力仿真結果導入，仿真過程如圖4所示。根據仿真結果，可以得出載彈模型質心的速度與角速度，如圖5所示?？梢钥吹?，前后氣缸壓力分別為1.0 MPa 和0.9 MPa 時，載彈模型分離后的初速度可以達到7.80 m/s，分離后的初角速度為5.0 (°)/s。試驗中可通過調節(jié)前后氣缸的氣壓差來達到不同的彈射初角速度。在實際試驗中，使用同樣的氣壓進行試驗，由于理論摩擦力與實際摩擦力等存在差異，彈射初速度略有降低。

圖3 彈射機構仿真建模圖Fig.3 Simulation modeling diagram of ejection mechanism

圖4 彈射機構仿真圖Fig.4 Simulation diagram of ejection mechanism

圖5 彈射機構仿真結果圖Fig.5 Simulation results of ejection mechanism

4 投放試驗控制系統

4.1 風洞及試驗設備

在中國航天空氣動力技術研究院FD-12 風洞中進行試驗。FD-12 風洞是一座亞、跨、超三聲速風洞，試驗段橫截面尺寸為1.2 m×1.2 m，可通過更換噴管箱來改變試驗馬赫數（Ma=0.4～4.0）。風洞雷諾數范圍為1.2×107～7.9×107m?1。為提高FD-12 風洞流場品質及特種試驗能力，專門設計了一個特種試驗段。特種試驗段具有流場品質高、開放性和兼容性強以及運行效率高等特點。試驗段長度為3.8 m。側壁面有一對觀察窗，直徑為800 mm，可提供更大的試驗觀察范圍。風洞配備測控系統，可直接提供試驗的氣流參數。

試驗采用高速相機作為記錄設備，分辨率為1024 像素×1024 像素，最高幀數可達12800 幀/s，滿足試驗要求。使用200 W 的LED 光源作為試驗背景照明，照明效果良好。高速相機和光源如圖6和7所示。

圖6 高速相機安裝圖Fig.6 Installation diagram of high-speed camera

圖7 200 W 的LED 光源安裝圖Fig.7 Installation diagram of 200 W LED

本次內埋武器高速風洞投放試驗的載機模型采用類似F-22 戰(zhàn)斗機的氣動外形，以背支撐與風洞支桿連接。載機與彈射機構在風洞中的安裝如圖8所示。

圖8 載機安裝Fig.8 Installation diagram of model plane

4.2 彈射機構伺服控制

彈射機構的伺服控制系統由PLC 可編程邏輯控制器、3 個電氣比例伺服閥、3 個快速電磁閥、4 個兩通電磁閥及一些氣動元件組成，如圖9所示。

圖9 彈射機構伺服控制系統Fig.9 Servo control system of ejection mechanism

圖中黑色箭頭線表示PLC 控制流向，藍色箭頭線表示高壓氣流向。將兩通電磁閥1 和4 布置于駐室內靠近氣缸端，另外2 個兩通電磁閥布置于風洞試驗段外部，可以使氣路充分地充氣，實現高效的氣壓傳遞。彈射機構的控制過程如下：

1）裝載投放物時，以PLC 調節(jié)電氣比例伺服閥2 的氣壓，并使快速電磁閥2 動作，然后控制兩通電磁閥2 和3 動作，使投放物被裝載。

2）控制PLC 增大電氣比例伺服閥2 的氣壓，使投放物被夾緊。

3）試驗開始前，控制PLC 調節(jié)電氣比例伺服閥1 和3 的壓力，使其達到彈射所需壓力，然后進行試驗。

4）打開快速電磁閥1 和3，待氣路中充分充氣后，關閉快速電磁閥2，并將兩通電磁閥2 和3 換向，卸去夾緊壓力；適當延遲后，打開兩通電磁閥1 和4，使前后氣缸動作，彈出投放物；同時，PLC 輸出高電平觸發(fā)高速相機啟動，同步錄制。

5）試驗結束后，控制PLC 將快速電磁閥1 和3關閉，然后將兩通電磁閥1 和4 換向，放出高壓氣，完成試驗。

4.3 試驗結果

在Ma=1.5 工況下開展了多次試驗，其中一次試驗狀態(tài)要求載彈模型彈射初速度為5.80 m/s，彈射初角速度為0 (°)/s，在此狀態(tài)下，前后氣缸壓力分別為1.0 和0.9 MPa，試驗結果如圖10所示。模型彈出后，以零初始角速度下落，之后在氣動力作用下抬頭，朝向載機模型運動，且?guī)в休^大的側滑角和迎角，最后從載機模型平尾下方掠過，判斷其處于不安全分離狀態(tài)。經標定，模型彈出后的初速度為5.68 m/s，初角速度為54.8 (°)/s，與試驗要求存在一定差距，其原因主要是彈射機構加工存在誤差、實際摩擦力較大，且前后氣缸實際摩擦力有差異。換算到真實飛行狀態(tài)下，彈射速度與試驗狀態(tài)差值約為0.12 m/s，彈射角速度與試驗狀態(tài)差值約為2.74 (°)/s，處于可接受范圍內。

圖10 前后氣缸壓力為1.0 MPa 和0.9 MPa 的試驗結果Fig.10 Test results for cylinder pressures of 1.0 MPa and 0.9 MPa

模型彈出后的運動軌跡及姿態(tài)（縱向位移y和迎角α）隨時間的變化如圖11所示。載彈模型在氣動力作用下抬頭運動后，帶有較大的側滑角和迎角，會導致標定不準確，因此姿態(tài)圖僅截取至0.03 s。載彈縱向位移最大約為122 mm，低頭迎角最大為1°。

圖11 彈射姿態(tài)結果圖Fig.11 Diagram of model attitude

5 結 論

1）本彈射機構可完全安裝于載機模型內部，減少了對載機模型氣動外形的破壞。

2）在風洞試驗中，當前后氣缸壓力不超過1.0 MPa時，載彈模型彈射速度達到了5.68 m/s，且實際彈射過程的模型初始姿態(tài)與試驗狀態(tài)要求相近，驗證了彈射機構運動仿真的合理性。

3）彈射機構控制系統以PLC 作為控制器，可以滿足試驗要求，實現試驗過程的自動化控制。

4）當載彈模型以初速度5.68 m/s、初角速度54.8 (°)/s投放分離時，模型先低頭后抬頭，縱向位移先增大后減小，最終從載機模型平尾下方掠過，處于不安全分離狀態(tài)。

此外，試驗中還發(fā)現一些問題：

1）以PLC 作為控制器，可以較為方便地實現控制過程，但在較小的時間延遲下控制不準確。

2）彈射機構進行大角速度彈射時具有明顯優(yōu)勢，但小角速度彈射時角速度模擬不夠準確。

3）風洞試驗時的初始狀態(tài)與地面標定狀態(tài)之間還存在一些誤差，提高試驗裝置的可靠性與重復性是后續(xù)研究的重點。