F/A-22隱身戰機武器投放仿真與試驗技術

劉樂卿,張 全,劉 浩

(中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471009)

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【裝備理論與裝備技術】

F/A-22隱身戰機武器投放仿真與試驗技術

劉樂卿,張 全,劉 浩

(中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471009)

隨著流水線式的研發在武器系統研制程序中所起的作用日益重要，為了推動整個武器研制計劃的進行，美軍的研發機構一直致力于程序化武器系統全面的測試與評估方法。該方法是通過武器的建模與仿真，并結合地面與飛行試驗來對武器系統進行評測。分析了美軍的“MASTER”計劃，即“建模、仿真計算與驗證方法”計劃，詳細介紹了美國F/A-22隱身戰機對AIM-120C，AIM-9M投放的仿真與空中試驗對比驗證情況，為我國隱身戰機發射技術理論研究和技術發展提供借鑒。

試驗驗證；仿真技術；投放預測；隱身戰機；內埋彈射

隱身戰機為了追求隱身性能，其發射技術普遍采用內埋彈射發射技術。在飛行階段，發射裝置內置于武器艙內，保證了戰機優秀的隱身性能和氣動性能，導彈發射時，武器艙門先打開，然后實現導彈的彈射發射，最后發射裝置自動縮回武器艙，艙門關閉。隱身戰機內埋彈射發射的技術復雜性遠超過先前其他機載導彈發射技術，加之隱身戰機需要實現之前戰機無法實現的大機動高過載發射和滾轉發射，該種狀態下的氣動力影響和機構柔性動力學影響使彈射分離參數呈現更多的隨機性，影響發射安全性。因此，在內埋發射技術研制過程中采用先進的仿真技術和試驗驗證技術勢在必行。本文系統的介紹了美軍的“MASTER”計劃，即“建模、仿真計算與驗證方法”計劃，詳細分析了美國F/A-22隱身戰機對AIM-120C，AIM-9M發射的仿真技術與地面試驗、空中試驗技術以及對比驗證情況，為我國隱身戰機內埋彈射發射理論研究和技術發展提供借鑒。

1 隱身戰機發射技術MASTER計劃

虛擬樣機(virtual prototyping)仿真技術能夠建立物理樣機的數值模型，對數值模型進行仿真可以模擬產品的各種工作特性。實踐表明，虛擬樣機技術不僅可以壓縮產品的研制周期，減少研制過程中技術決策失誤，降低產品研制成本，更重要的是仿真技術能夠實現在極端條件下通過試驗很難完成的產品測試和反復優化設計工作，有效提高產品的性能。

為了有效結合虛擬樣機仿真技術和試驗技術，美國軍方專門制定了隱身戰機內埋彈射發射技術的“MASTER”計劃，以期更好地實現項目研發。“MASTER”計劃主要涉及風洞試驗、仿真計算和飛行試驗。仿真計算為風洞試驗和飛行試驗的基礎和理論依據，通過試驗進行研究和修正仿真模型；風洞試驗盡可能去模擬飛行試驗，修正數值計算模型；飛行試驗驗證設計結果。這3種方法任何一種方法都不能完全勝任設計工作，想要準確高效地實現安全分離設計了需要3種方法有效結合。該計劃如圖1所示。

圖1 F/A-22計劃中的武器發射仿真與試驗驗證

“MASTER”計劃是理論建模、仿真技術和試驗驗證等多項技術的有機結合，具體包括地面風洞試驗、地面彈射試驗、機構動力學理論建模及仿真計算、導彈彈射氣動動力學理論建模及仿真技術、空中試驗以及試驗后的優化設計。理論建模和仿真技術包括多剛體動力學理論模型及仿真技術、多柔體動力學模型及仿真技術和氣動流場理論模型和仿真技術等。

1.1 風洞試驗技術研究

風洞試驗技術主要涉及強渦流試驗測試和氣動噪聲測試，其中超音速條件下的強渦流可能導致機彈分離安全事故，氣動噪聲可能引起飛機結構共振。

強渦流風洞試驗主要是測試在復雜氣動力影響下的導彈分離軌跡。該試驗采用計算機和風洞試驗相結合的方法，其原理是在風洞中，用6自由度機械手臂支撐導彈(如圖1右側)于初始位置，測出導彈在當前位置所受的氣動力和力矩，然后將測試數據輸入計算機求解運動方程，給出下一位置和姿態，然后由計算機控制機械裝置來完成這一移動，在新的位置再次測量和計算，依此循環。這種方法在美、法、英以及俄羅斯等國得到了廣泛地應用，其主要缺陷是實驗設備復雜和實驗費用昂貴。

氣動噪聲風洞試驗主要是在風洞中直接測量武器艙艙壁和底板脈動壓力，或者測量聲輻射對內埋武器的影響。通過低速壁面噴流裝置，研究低馬赫數下腔體內流動振蕩隨流速、腔體深度的變化規律。通過低噪聲噴流裝置，研究跨聲速條件下馬赫數、腔體深度對振蕩特性的影響，同時可針對振蕩最劇烈的情形，采用一些抑制措施，研究聲激勵強度、頻率對抑制效果的影響。

風洞試驗數據是后續仿真工作的重要輸入，通過F/A-22機載武器投放的風洞試驗，所有計劃的空中投放導彈、炸彈和油箱的試驗都具備了仿真輸入參數。風洞試驗包括自由流體測試，網格測試和系留軌跡測試。除此之外，“自由墜落測試”也被采用。這種試驗，是將被投放物的模型在風洞中投放來驗證仿真拋射軌跡。在油箱模型上安裝加速度計和角速度陀螺，測量其運動期間各個位置的加速度和角速度。

1.2 仿真技術研究

仿真工作主要有2個階段的工作：① 導彈受發射裝置作用的彈射分離階段，該階段主要研究發射裝置彈射機構對導彈的彈射特性，最后輸出彈射分離參數如分離速度、分離角速度等作為下一階段的輸入；② 導彈與發射裝置分離后，在空中無約束下落并受氣動力作用的階段，該階段直至導彈發動機點火啟控。

彈射分離階段導彈處于發射裝置6自由度的約束下，并受發射裝置彈射作動。美國LAU/142A在對AIM-120導彈進行230 mm的高速作動后，導彈與發射裝置分離。該過程所耗時間約0.1 s，彈射分離速度約8 m/s，彈射分離角速度為30°/s，峰值過載為40 G，導彈姿態角為1°。彈射分離階段仿真主要集中在發射裝置機構多體動力學仿真，包括多剛體動力學仿真和多柔體動力學仿真，在此階段由于導彈受到發射裝置6自由度約束，相對于數量級為噸級的彈射力，氣動力的影響在仿真時可以忽略。隨著虛擬樣機技術的發展，出現一批專業的多體動力學仿真軟件，如采用分析動力學理論拉格朗日法的adams動力學軟件，這類軟件具有很好的建模交互界面，仿真者可以將物理樣機模型通過自己的理解并在adams軟件環境中實現建模，并最終實現產品的仿真計算和優化設計。隨著發射裝置的輕量化設計以及對彈射分離參數精度要求越來越高，機構在彈射作用力下的柔性效應已不可忽略，并且逐漸成為影響彈射分離參數的主要因素。因此adams多體動力學軟件+有限元軟件實現多柔體系統動力學仿真，綜合考慮計算精度和計算量以及獲得試驗基礎數據，機構的離散化方法采用模態綜合方法。實踐證明，在方案設計階段，多剛體動力學即可滿足設計需要，在詳細設計階段，必須采用多柔體動力學才能模擬其動力學特性并實現優化設計。

無約束下落階段直接影響了發射安全性，在該階段導彈受到強渦流氣動作用以及激波作用，導彈姿態發生急劇變化，一般來說強渦流產生的結果是使導彈抬頭指向戰機，并使導彈存在向上運動的力，因此可能產生機彈相撞的嚴重事故。無約束下落階段的數值仿真的過程可以描述為：給定計算的初始狀態，生成網格，求解該狀態下的流場得出導彈的氣動力參數。根據導彈的氣動力參數，求解六自由度運動方程，得出導彈的質心軌跡和導彈的姿態。如此循環給出導彈與飛機分離的過程，分析導彈是否能安全脫離飛機。目前，求解有相對運動的多體流場較成熟的方法是采用非結構化網格、多塊結構化網格和嵌套結構化網格。非結構化網格的提出與應用推動了氣動仿真技術的發展，它使得針對復雜外形的網格生成變得相對容易，解決了復雜外形空間離散的許多難題。在美國隱身戰機的開發和驗證階段，洛馬公司采用了高逼真度的導彈無約束下落軌跡模擬系統。美國航空航天局NASA專門研發的OVERFLOW軟件就是一款出色的武器分離預測仿真系統。由于武器分離過程是一個非定常過程，數值模擬的計算量很大，一般采用多處理器并行計算的方式進行求解。

隨著仿真技術的發展和試驗數據的豐富，仿真軟件被不斷地開發和有效地再利用，地面試驗數據和飛行試驗數據可以作為仿真的輸入參數，有力保證了數值模型的仿真精度。因此，同樣的軟件可分析不同飛機如(B-1B或F/A-22)。仿真允許將地面或空中或CFD計算結果作為輸入數據。例如，F/A-22隱身飛機就是將風洞試驗測試數據作為仿真的輸入，用來分析氣流對飛機以及投放的影響。隨著風洞技術的提高，F/A-22的各部分仿真都同試驗數據進行了詳細的對比[1-2]。

開發可信度接近100%的仿真系統需要兩個基本條件：一是所有重大的物理現象及影響必須被識別和認知；二是一旦上述物理現象被認知，必須在仿真和試驗中復現[3-4]。第二個基本條件是相對簡單且容易實現的，因為只要具備足夠的時間和精力，任何現象都可以仿真復現。以F/A-22為例，首先創建大部分運動部件的數學模型；通過風洞測試獲得的數據庫，大部分空氣動力影響都被成功建模。通過F/A-22前期的飛行測試程序，模型也不斷被修正。

仿真工作中經常出現的一種現象是：找不到一個合適的模型能夠準確地仿真出試驗結果。仿真結果與試驗結果相差很遠，很少是因模型錯誤的原因造成的。由于對一些重要現象疏忽所導致的模型不健全，是導致錯誤判斷的重要原因。那么這些“未被仿真的原因”分為4種：① 被疏忽的因素；② 尚不了解的因素；③ 實驗品更改；④ 人為去掉某些關鍵因素。

防止這4種現象的主要途徑就是提高認知水平。高水平的理論知識，可以避免錯誤的仿真結果。早期的飛行測試，更多的作用是豐富仿真模型，消除仿真錯誤的因素。一旦仿真錯誤因素被消除，仿真模型、飛行測試數據和地面仿真數據三者的效力將被更好地發揮出來。

2 F/A-22武器系統概述

F/A-22戰機共有12個初級掛點，分為內埋掛架和外置掛架。1，2，11，12掛點為外置掛架，布置在兩翼，主要掛裝重型空地導彈；3，10掛點布置在側艙，采用導軌式發射紅外導彈；4，5，6，7，8，9掛點布置在機腹的主艙，采用彈射發射技術。5，6，7，8掛點可懸掛空空導彈或空地炸彈。對空作戰模式如圖2所示，對地作戰模式和圖3所示。

圖2 F/A-22對空作戰模式下的武器布置

圖3 F/A-22對地作戰模式下的武器布置

每個側艙配置一枚AIM-9M響尾蛇導彈或AIM-9X改進型響尾蛇空對空導彈。導彈懸掛在軌式掛架上，掛架安裝在“秋千”型連桿機構上。導彈發射時，該機構將掛架與導彈伸出側艙暴露在大氣之中。

兩個主艙可配置6枚AIM-120C型先進中距離空空導彈(AMRAAM)，每枚導彈由垂直彈射裝置(AVEL)掛載，該裝置配有氣液混合動力系統，發射時可將導彈高速彈出[5-8]。

F/A-22有一個獨特的需求：在高速旋轉過程中發射AMRAAM。為了達到這種能力，主艙內4掛點(靠近艙門和中間隔框的4，6，7，9掛點)配備了可調整的緩沖導軌，用來防止導彈與飛機結構的碰撞。

輪換對地攻擊是F/A-22的另一特點，F/A-22中的“A”即表示輪換(Alternate)。在對地攻擊模式，5，6，7，8掛點的垂直彈射掛架(AVEL)被換成兩臺炸彈投放掛架。每個掛架可攜帶、投放1000磅重的制導炸彈。

3 AIM-9M的地面仿真與空中試驗

通過前4次AIM-9M響尾蛇導彈的空中發射試驗與仿真結果的對比，發現了一些因素導致仿真“失真”[4]。具體為：① 發射架導軌尺寸變化；② 導彈發動機推力變化；③ 導彈的自身故障。通過前4次空中發射試驗對仿真模型的修正，以后的地面仿真結果與飛行試驗結果非常接近。

F/A-22共發射了32枚AIM-9M型導彈用于懸掛物分離測試計劃，幾乎一半的導彈是在大機動高過載條件下發射。僅有一次仿真結果與導彈遙測設備(TM)獲得的數據不符，后來經過確認此問題是由于自動駕駛儀故障導致的導彈誤操作引起發射不正常。通過對前期4次發射的仿真迭代，后期仿真可信度大大提高，僅出現了1個低級別的仿真失利因素(誤操作)，新的仿真模型對產品設計以及仿真條件也提出了改進意見，具體如下：

1) 產品改進

當F/A-22在大過載條件下發射AIM-9M型導彈時，AIM-9M的吊掛出現磨損劃痕，后來更改了仿真模型，調整了吊掛材料的硬度，使吊掛材料長度增加1.25英寸。

圖書館紙質圖書借閱信息反映，該校大學生閱讀的經典著作很少(馬列主義類除外)，經濟類圖書排名前10名的圖書沒有一本是經典著作，閱讀的主要是怪誕行為學、牛奶可樂經濟學、魔鬼經濟學等大眾普通讀物。這種閱讀偏好說明學生不重視學科專業基礎理論的學習，讀書旨趣偏離了大學教育的方向，與大學的思想性、理論性、高層次性、前瞻性、引領性等神圣身份不相符，也即學風存在問題。

2) 完善投放飛行條件

由于飛行前地面仿真使用的飛行條件(通常為標準大氣模型和機動數學模型)和空中得到的飛行條件不同。因此利用空中得到的數據重新進行的仿真可以驗證仿真模型的正確性，并且幫助理解地面仿真和空中試驗出現差異的原因，完善地面實驗條件。這種方法顯著增強了對F/A-22機動能力的研究并超越了其它所有戰機，提高了對各種極端機動(大機動高過載)下F/A-22戰機的作戰性能。

開發一個能夠處理各種飛行參數(加速計，陀螺等)的數據庫，前期使用地面試驗數據作為仿真的輸入，通過真實的飛行數據不斷地迭代、完善數據庫，并輸入到后期仿真當中。這樣可以準確地評價戰機在各類條件下的發射性能，提高了仿真與試驗的契合能力。

4 AIM-120C的地面仿真與空中試驗

通過AIM-120C導彈地面仿真與5次空中投放試驗對比，發現造成仿真“失真”的因素，對仿真模型進行了改進，從而對導彈與發射裝置進行相應改進，改進后的模型重新對前5次發射進行了仿真，得到了很好的效果。但還有一個問題尚未解決：導彈分離時刻角速度振蕩現象[9]。

通過第2～5次發射試驗的遙測數據與高速攝像顯示：在導彈分離時刻，導彈的偏航與角速度出現了階梯振蕩。這種現象在預先仿真中沒有出現過。該現象最初認定為導彈側面與飛機某些結構發生碰撞，導致了發射末期導彈偏航與角速度的振蕩。同時，在第2次發射試驗后觀察，4掛點前艙門導向裝置上存在撞擊痕跡，這也驗證了存在碰撞的正確性。

為此，相應地修改了仿真模型，增加了飛機發射分離緩沖裝置，更改導彈尺寸。仿真結果表明，故障已“排除”，碰撞現象已經不存在。但第5～16次發射后，故障依然存在，而且碰撞的位置變化更多且無規律。

第17次發射是第一次載機旋轉機動發射AIM-120C導彈。再次發生了碰撞現象。此外，碰撞理論或許能夠解釋偏航的原因，卻難以解釋旋轉速度改變為何發生幾率相對較小。由于旋轉角速度是飛機發射的重要參數，因此該故障必須排除。最終發現使導彈發生滾轉只要存在一個側向載荷，即可使與該載荷導彈的滾轉軸存在一定偏移。產生這個載荷的是發射裝置的“前按鈕吊掛”裝置。

圖4為F/A-22內埋武器艙，圖5是LAU-142/A的底部(從前端看)和AIM-120C的頂部。AIM-120C是AIM-7的更新換代產品，為了能夠裝備多型載機，其吊掛需兼容F-15和F/A-18掛裝AIM-7的發射裝置。同時，設計者為了使其能夠在AIM-9的導軌發射裝置上發射，設計的吊掛兼容了AIM-9和AIM-7的發射裝置接口，采用三吊掛接口形式。前、后吊掛采用AIM-9 的“T”型結構，中間吊掛采用AIM-7的“C”型結構但是略高，這就使AIM-120直徑值等價于AIM-7的8英寸。AIM-120用于掛裝在AIM-7發射裝置的前按鈕吊掛(Button)安裝在“T”型吊掛的頂部。

圖4 F/A-22內埋武器艙

圖5 AIM120C 前吊掛

F/A-22上的LAU-142使用的是前、中的“T”型吊掛，為了避免干涉，發射裝置底部開孔(孔開在兩前導彈掛鉤中間)，讓過AIM-7的前端，由此可見，AIM-120C的前吊掛上的按鈕延伸到了LAU-142下梁內部。當發射導彈時，下梁向下運動直到分離，此時由于碰撞按鈕吊掛延緩了下梁的回收。由于碰撞的影響，機構張開的距離增加了約2英寸，此時導彈已經脫鉤，但按鈕仍然處于上梁開口內的位置。這樣就造成了導彈橫向與縱向的受力，影響了導彈分離時的姿態。

一旦故障被定位，地面仿真模型隨即被更新，重新定義了按鈕吊掛的模型以及與飛機發射裝置的約束關系。圖6為載機第一次旋轉機動發射試驗左側主艙中發射的AIM-120C的轉速曲線與仿真曲線對比。從圖6中可以看出：導彈受發射裝置彈射驅動且導彈前后吊掛與發射裝置分離前，導彈受發射裝置6自由度約束，導彈與飛機(發射裝置)保持著同樣的轉速，即1 rad/s；導彈前后吊掛與發射裝置分離后，按鈕吊掛由于高于前后吊掛，因此按鈕吊掛仍然與發射裝置接觸碰撞，在旋轉的發射裝置對按鈕吊掛側向碰撞力距的作用下，導彈向相反方向轉動，其轉速由正值越過0值并向負值繼續減少，當轉速達到-0.5 rad/s，這時導彈按鈕吊掛也已經完全脫離發射裝置，導彈開始自由運動，飛控隨即開始工作，飛控通過調整舵機修正導彈轉動速度，使其保持零轉速。從圖6中的曲線看，試驗數據曲線與仿真結果曲線比較吻合，說明仿真模型正確。

圖6 發射轉速試驗曲線與仿真曲線

5 結論

經過30多年的發展，美國隱身戰機武器系統的建模仿真與試驗驗證技術已經成為一個非常成熟的體系并列入美軍裝配研制制度之中。理論建模、仿真技術與試驗技術相互依賴，互相推動，確保了美軍F/A-22第4代戰機的國際領先地位，其“MASTER”體系值得學習與推廣。

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(責任編輯 周江川)

Weapon Separation Modeling Simulation and Test of F/A-22 Stealth Fighter

LIU Le-qing, ZHANG Quan, LIU Hao

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

With increased emphasis on streamlining weapon system acquisition programs, ground and flight test centers has formulated integrated test and evaluation approaches to support systems development. This method involved the integration of modeling and simulation tools with ground and flight tests to support qualifications of weapon systems. This paper analyzed the “MASTER’ program that is“modeling, simulation and test”of US army, and introduced the comparison of simulations with flight test of the AIM-9M and AIM-120C launched from the F/A-22. This paper is beneficial for airborne launcher design theory and technology for our country.

experimental verification; simulation technique; separation prediction; stealth fighter; embedded ejection

2016-05-22；

2016-06-19

劉樂卿(1980—)，男，高級工程師，主要從事空空導彈彈射發射裝置設計及仿真研究。

10.11809/scbgxb2016.10.002

劉樂卿,張全,劉浩.F/A-22隱身戰機武器投放仿真與試驗技術[J].兵器裝備工程學報，2016(10):8-12.

format:LIU Le-qing, ZHANG Quan, LIU Hao.Weapon Separation Modeling Simulation and Test of F/A-22 Stealth Fighter[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(10):8-12.

E926.3

A

2096-2304(2016)10-0008-05