內埋武器機彈分離相容性研究進展綜述

艾邦成，宋威，董壘，蔣增輝

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

新型有人或無人作戰飛機要求具有高機動性、超聲速巡航、超視距作戰能力和良好的隱身(聲)性能[1-2]，而傳統外掛式武器裝載具有較強的氣動干擾、增大雷達反射面積(RCS)，存在附加氣動阻力(約占總阻力30%[3])等缺點，嚴重影響著飛機的高機動性與敏捷性，因此飛機設計師逐漸認識到內埋武器裝載對高速隱身飛行器的重要性[4]。采用內埋武器裝載主要優點有[5-6]：① 減小武器外掛所帶來的附加氣動阻力，使戰斗機更容易實現超聲速巡航；② 可以保證氣動外形，有利于提高飛機升阻比；③ 減少外掛武器與機體相互干擾，提高飛行穩定性；④ 減小武器外掛附加RCS，有力地改善戰斗機的隱身性能，從而降低其被發現、跟蹤和擊中的概率，提高戰斗機的生存力和作戰效能；⑤ 降低飛機飛行時所導致的氣動噪聲，提高隱聲性能。因此武器內埋式裝載已成為先進戰斗機武器裝載的最優選擇和發展趨勢，如美國的戰斗機“猛禽”F22(圖1(a))、無人作戰飛機X-47B(圖1(b))、俄羅斯的T50(圖1(c))均采用武器內埋式裝載[7]。

圖1 采用內埋武器裝載的戰斗機Fig.1 Fighter aircraft loaded with internal weapons

機彈分離相容性(ASSC)是新型作戰飛機內埋武器系統研制過程中的關鍵技術，機彈分離相容性研究的主要任務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，從而確定飛機的武器發射包線[8]。內埋武器艙附近流動是典型的空腔流動問題，當高速氣流流過空腔時將引發邊界層分離、艙口附近會存在復雜的剪切流動、艙內會產生極為惡劣的噪聲環境等非定常流動現象[9]，內埋武器艙內復雜的非定常流動現象可引起艙內壓力急劇變化，導致內埋武器與載機分離的過程中產生抬頭、翹尾、橫向滾動等不穩定狀態，甚至碰撞艙壁或艙門，嚴重威脅著載機的安全性[10-11](圖2)。載機流場與武器周圍流場的復雜性，導致武器投放時受彈艙的氣動干擾影響非常嚴重，使得內埋武器的分離運動軌跡和姿態角的變化比較劇烈[12-13]。因此預測和評估內埋武器機彈分離相容性具有十分重要的工程應用價值，其可為中國未來新型先進戰斗機配套武器的研制和生產提供技術支撐。

圖2 武器安全分離和不安全分離示意圖Fig.2 Schematic diagram of safe separation and unsafe separation of weapon system

本文主要針對內埋武器機彈分離相容性問題，系統介紹了內埋武器機彈分離相容性的國內外研究進展及存在的主要問題，并給出一些建議。

1 研究進展

內埋武器機彈分離相容性問題涉及到流動→氣動→運動→流動的相互耦合、相互影響，使其研究手段具有區別于飛行器靜態氣動問題的特殊性。研究手段主要分為理論分析與建模(Theoretical Analysis and Modeling,TAM)、風洞投放試驗(Wind Tunnel Drop Test，WTDT)、風洞捕獲軌跡試驗(Captive Trajectory System test,CTS)、數值模擬(Numerical Simulation，NS)和飛行試驗(Flight Testing，FT)5種。

1.1 理論分析與建模

早期國內外學者考慮通過合理簡化建立能夠表征問題主要特征的理論模型，試圖從理論角度對內埋武器機彈分離相容性進行討論，最具代表性的有Malmuth等[14-17]。Malmuth等將內埋導彈(細長體)從矩形艙內分離運動過程分為3個階段：艙內階段、穿越剪切層階段和艙外階段(圖3[16]，圖中l為彈長，d為導彈最大半徑，S為導彈中心線與剪切層的距離，Δ為剪切層中心偏移量，V為導彈速度)。運用細長旋成體理論得到各階段內埋導彈所受的氣動力和力矩，代入簡化處理的2-DOF和3-DOF彈道模型進行數值仿真，得到3種導彈(直徑分別為D=D0=0.953 cm，D=2D0，D=3D0)在不同初始分離條件(初始速度和俯仰角速度)下的運動軌跡和姿態角的變化規律。圖4為導彈初始條件(V0=120 in/s，ω0= 200 (°)/s，α0=0°，Y0=1 in，V0為初始垂直速度，ω0為初始俯仰角速度，α0為初始攻角，Y0為導彈初始位置，1 in=2.54 cm)時，內埋導彈俯仰角θ和垂直位移Y的時間歷程[14]。從圖4可看出，內埋導彈的運動動力學特性與導彈的直徑大小密切相關，當D=D0時內埋導彈以較短的時間遠離武器艙；當D=2D0時導彈在彈艙口幾乎處于停滯狀態，直到俯仰角變為負值才從彈艙脫離；當D=3D0時，內埋導彈將出現跳彈現象。

圖3 內埋導彈運動階段劃分示意圖[16]Fig.3 Schematic diagram of movement division for internal missiles[16]

圖4 不同直徑的內埋導彈俯仰角和垂直位移時間歷程[14]Fig.4 History of pitching angle and vertical displacement for internal missiles with different diameters[14]

然而，其所建立的模型僅僅可以解決低速情況下的問題，對高速情況下的內埋導彈投放分離運動并不適用。

1.2 風洞投放試驗

基于運動動力學相似的風洞投放試驗是研究內埋武器機彈分離相容性的一種非定常模擬方法，其基本原理是將載機與內埋投放物按一定比例進行縮小，依據運動動力相似原則，計算試驗模型轉動慣量、質量、彈射力、彈射速度等參數，并由此進行風洞投放試驗模型設計、制作與試驗。采用高速攝像機或多次曝光攝像裝置記錄投放模型運動的圖像，并經圖像數據處理可得到不同分離時刻內埋投放物相對載機的運動軌跡和姿態角，試驗原理見圖5，圖中V∞為來流速度。

圖5 風洞投放試驗原理圖Fig.5 Schematic diagram of wind tunnel drop test

風洞投放試驗具有不受機構運動范圍的限制，不受投放物快速旋轉、翻滾影響，軌跡延續時間長，沒有支撐干擾等優點。由于投放模型具有解鎖分離后處于不受約束的自由飛行狀態，能耦合多體運動動力學和空氣動力學，使該方法具有模擬非定常效應的特點。其對投放分離瞬間瞬態氣動力的模擬，以及投放分離過程瞬態特性的反映效果是其他研究手段所不能比擬的，同時其可較為容易地實現多個模型的投放。其主要缺點是試驗中確保準確模擬分離投放初始參數的難度較大，以及試驗成本的問題和安全問題，投放模型通常不可重復使用，因此需根據試驗狀態要求加工較多數量的投放模型，同時載機模型在試驗過程中可能出現損壞，且易損傷風洞壁。

表1 重模型與輕模型縮比的優缺點[21]Table 1 Advantages and disadvantages for heavy and light Mach scaling[21]

早在20世紀50年代，Rainey[22]、Carter[23]、Lee[24]等就采用風洞投放試驗來研究內埋武器分離相容性問題，并獲得一些研究成果。Cary[25]、Bower[26]等在波音公司的PSWT風洞分別開展了MK-82導彈模型和CBU-105模型的風洞投放試驗研究，模型采用輕模型設計方法，他們發現在某些風洞試驗條件下，內埋導彈有抬頭的現象，最終碰撞武器艙的下部，出現內埋武器機彈分離不相容現象。Rudy等[27]對文獻[25-26]的試驗結果進行深入分析，得出艙口的剪切層對內埋武器機彈分離相容性的影響較弱的結論。Murray等[28]采用高速風洞投放試驗輕模型法研究GBU-38導彈模型從內埋彈艙內投放分離運動過程，并發現在不同的投放初始條件下，內埋導彈均能從彈艙中安全分離，但是俯仰角有顯著差距。2002—2014年，Flora[3,29]、Merrick[30]采用高速風洞投放試驗重模型方法對圓球形和Mk-82模型在長深比為4.5的矩形空腔內投放分離過程進行研究，沒有出現碰撞空腔的現象，并與數值模擬進行詳細對比，結果比較一致。

圖6為風洞投放過程中的模型釋放機構和風洞投放記錄圖[30]。魯偉[31]和宋威[32-33]等采用輕模型法對超聲速內埋武器從類F22戰機的開式彈艙分離相容性進行研究，結果表明初始投放分離角速度對內埋武器投放分離后的運動軌跡及姿態角有較大的影響，圖7為某車次內埋武器分離運動序列圖像，拍攝速度為2 000幀/s。

圖6 模型釋放機構和風洞投放示意圖[30]Fig.6 Schematic diagram of release mechanism and wind tunnel drop model[30]

圖7 內埋武器分離運動序列圖[32]Fig.7 Sequence-images of internal missile separation[32]

表2為1956—2018年內埋武器機彈分離相容性的風洞投放試驗研究概要。從檢索的文獻看，國內外學者采用風洞投放試驗研究高速(Ma>0.8)情況下的內埋武器機彈分離相容性問題主要采用輕模型法。然而，輕模型法中由于模型的氣動力與重力之比與實物不一致，導致模型垂直方向加速度存在嚴重的不足，垂直加速度不足將導致模型下落時垂直位移與水平位移不成比例，從而使模型投放垂直位移偏離實物位移。因此風洞投放試驗得到的內埋武器機彈分離不相容問題究竟是內埋武器的內在分離特性，還是由于風洞試驗方法存在缺陷造成的呢？需要對高速風洞投放試驗輕模型縮比律所帶來的垂直加速度不足進行補償，來回避試驗手段的缺陷性。針對高速風洞投放試驗輕模型法中垂直加速度不足的問題，國內外學者提出了一些補償方法，這些補償方法在一定程度上改善了垂直加速度不足問題，同時也都存在著各自的問題，總結起來有以下幾種，見表3。

表2 1956—2018年內埋武器機彈分離相容性的風洞投放試驗研究概要Table 2 Summary of wind tunnel drop tests for ASSC of internal weapons:1956—2018

表3 輕模型法垂直加速度不足補償方法Table 3 Compensation methods for insufficient vertical acceleration in LMS

美國AEDC的Marshall[46]通過風洞投放試驗對補償方法3進行詳細研究，并與真實飛行分離運動軌跡作了比較，圖8為加大不同彈射力后分離軌跡的對比圖(圖中z為垂直位移，ΔF′為附加彈射力，m′為模型質量，Δg′為缺失的垂直加速度值)。從圖8可以看到，加大彈射力方法對垂直加速度的彌補效果比較有限，垂直方向位移與飛行試驗結果始終有一定差距，且隨時間增大差距也在增大，即使加大到3倍初始彈射力也僅能保證在分離初始的很短時間內較為接近，其后差距也越來越大，另外，由于該方法改變了相似準則所要求的初始分離速度，因此無法準確模擬初始分離參數，獲得的試驗初始分離狀態與真實飛行器結果偏離較大，試驗結果可參考價值受很大影響，其固有的缺陷使得其并不是一個理想的彌補效果的方法。方法4的公式修正法是較為簡單的方法，從圖8中給出的研究結果來看，采用該方法修正的投放模型軌跡與真實飛行情況下的投放模型軌跡實現了較好吻合，這也說明該方法的修正具有較好的有效性，但是若發生限制了模型自由飛行狀態的情況(如載機與投放物發生碰撞)時，公式修正法則不能再使用。

圖8 加大不同彈射力后分離軌跡對比[46]Fig.8 Comparison of separation trajectories with different ejection forces[46]

Marshall的風洞試驗數據修正公式為[46]

(1)

1.3 風洞捕獲軌跡試驗

風洞捕獲軌跡試驗是風洞中進行外掛物分離相容特性測定較為廣泛的方法[47-48]，是一種準定常的風洞試驗方法。風洞CTS試驗是國外20世紀60年代發展起來的一種研究飛行器機彈分離相容性的試驗技術[49]，最初主要被用于研究懸掛在機翼或腹部上的外掛物(External Store)的分離問題[50-53]。2004年，Doyle[51]詳細介紹了阿諾德工程發展中心(AEDC)PWT風洞中的CTS試驗機構及關鍵技術，如圖9所示。文中指出美國空軍和ADEC運用CTS試驗機構開展了多項外掛物分離相容性的風洞試驗研究，研究了A-7D飛機掛載不同外掛物(有翼、無翼的BLU-1C/B、MK-82GP、MK-82SE等導彈)在不同馬赫數、不同高度、不同載機攻角下的機彈分離相容性問題，并在文中分析了飛行試驗數據與風洞試驗數據之間誤差的產生原因。2006年，Ji等[52]在飛機研究機構(Aircraft Research Association，ARA)的8 ft× 9 ft(1 ft=30.48 cm)風洞中對T50飛機的外掛導彈分離特性問題進行了風洞CTS試驗研究，載機模型縮尺比為1∶9，結果表明，在給定的風洞試驗條件下，外掛導彈均能安全地分離，沒有出現較大的抬頭運動，其相關的研究成果應用于改進導彈的氣動外形設計中。

圖9 AEDC風洞CTS試驗裝置及試驗流程[51]Fig.9 Device and procedure of CTS test in AEDC[51]

風洞CTS試驗技術也被國內外學者應用在內埋武器機彈分離相容性的問題上，但研究比較少，如F-35戰斗機(圖10)[54]。王勛年等[55]于1999年采用風洞CTS試驗技術在低速風洞中研究了空氣動力對戰斗機內埋導彈彈射分離相容性的影響，結果表明，導彈分離過程中，空氣氣動力使導彈正俯仰并大幅減小下落速度，必須施加彈射力才能保證內埋導彈安全分離，俯仰力矩是影響導彈姿態的重要因素，俯仰阻力力矩對導彈的俯仰角運動有明顯的影響，氣動力對導彈的分離位置影響不顯著，在導彈投放分離的初始階段，導彈滾轉對分離軌跡的影響較小，如圖11所示。

圖10 F-35戰斗機內埋武器分離的風洞CTS試驗[54]Fig.10 Wind tunnel CTS test of internal weapons seperation of F-35[54]

圖11 滾轉對導彈俯仰角的影響[55]Fig.11 Effect of model-roll on pitching angle[55]

1.4 數值模擬

隨著高性能計算機技術和計算流體力學(CFD)的迅猛發展，使用數值模擬方法對內埋武器機彈分離相容性的研究也日益成熟，其具有周期短、全尺寸計算、重復方便、易于改變初始條件等優點，此外數值模擬還可為風洞或飛行試驗的狀態確定提供參考和指導[56]。內埋武器機彈分離過程處于載機的干擾流場中，因此數值模擬過程必須求解表征流體動力學的Navier-Stokes(N-S)方程，求解N-S方程的方法有：直接數值模擬(Direct Numerical Simulations，DNS)、雷諾平均N-S(Reynolds-Averaged Navier-Stokes，RANS)模擬、大渦模擬(Large-Eddy Simulations，LES)、脫體渦模擬(Detached-Eddy Simulations，DES)、延遲分離渦模擬(Delayed Detached-Eddy Simulations，DDES)、時間精度N-S(Time-Accurate Navier-Stokes，TANS)方程。

處理分離問題的數值模擬方法可以細分為兩類：一是以剛體運動為主，氣動力的影響以氣動力系數的形式影響內埋武器的分離軌跡；另一類是CFD耦合六自由度方程(6-DOF)的方法，文獻[57]將這兩種方法歸納為COEF-6DOF方法和CFD-6DOF方法：① COEF-6DOF方法的精度與氣動力系數的準確與否密切相關，一旦得到了氣動力系數后就能很快地計算出分離物的軌跡，然而這種方法難以準確地考慮內埋武器與載機之間流場干擾對內埋武器氣動力系數的影響[58]；② CFD-6DOF方法主要包括兩種，基于動網格方法和基于嵌套/重疊網格方法。前者基于主要非結構網格或笛卡兒網格，采用動網格技術對局部網格進行重構，實現流體域和剛體運動的耦合；后者是將復雜的流動區域分成幾何邊界比較簡單的子區域；各子區域中的計算網格獨立生成，彼此存在著重疊或嵌套關系，流場信息通過插值在重疊區邊界進行匹配和耦合[59]。

基于非結構化的動網格技術是模擬飛行器內埋武器機彈分離相容性問題的有效方法，具有較好的復雜外形模擬和適應能力，且能用于復雜外形的網格劃分，其被國內外學者廣泛應用[60]。國內外學者在數值模擬的過程均是耦合求解流體運動方程和剛體運動方程，但針對不同的問題，所采用的流動控制方程有所差異。如2009年，Nelson和Cain[61]采用CFD方法對非定常氣動力載荷對投放物軌跡的影響進行研究，當投放時間變化時，所預測的軌跡會出現一些誤差，忽略彈射力對導彈施加的力矩會導致軌跡出現大的誤差，當投放物質量大大減小時軌跡也會出現很大的變化；同年，Davis[62]采用CFD-6DOF方程方法研究非定常武器艙流場對投放物軌跡的影響，評估了多個分離參數對軌跡偏離的影響效應，包括投放物質量特性、彈射力、流動特性、武器艙形狀，證實了耦合CFD/6DOF軌跡模擬來預測非定常流場軌跡的能力。2018年，廉佳等[63]等耦合求解RANS及六自由度運動方程(URANS/6DOF)，采用非結構動網格技術數值模擬了跨聲速條件下(Ma=0.75)的開式空腔模型分離特性，對比分析了飛行高度、彈射力組合以及斜板措施對模型分離運動軌跡及姿態角的影響，腔體模型采用放大12.7倍的M219標準模型，武器艙的長深比L/D=5。圖12為計算模型示意圖。仿真結果表明，較高的飛行高度有利于改善模型的分離特性；彈射力對模型姿態影響較大，當彈射力組合提供一定的低頭力矩時，模型分離下落較平穩。

嵌套/重疊網格的基本過程是對運動部件和靜止部件單獨劃分網格，其中運動部件的網格為嵌套網格，靜止部件網格作為背景網格，將嵌套網格和背景網格組合在一起形成相互重疊的網格系統，當模型復雜且運動部件較多時，嵌套/重疊網格技術可以保證網格的質量，減小網格劃分難，常常被用于研究內埋武器機彈分離相容性問題[58-80]，網格劃分采用結構網格[79]、非結構網格[72]、結構與非結構混合網格，求解的流動控制方程也有所不同，如Atwood[68]采用求解B-L湍流模型的URANS方法，對二維情況下導彈從開式內埋武器艙分離的過程進行了研究。2014年，李騫等[73]采用嵌套網格方法對高空高速情況下內埋武器的分離過程進行了仿真分析，內埋武器分別采用艙內自由投放、艙內彈射投放和艙外自由投放3種分離方式進行分離，發現在高空高速條件下，內埋武器可以通過艙內彈射投放和艙內自由投放安全分離，而艙外自由投放不能安全分離；國內外研究學者也有采用貼體直角網格技術來研究內埋武器機彈分離相容性問題[74]，但比較少。表4為1989—2019年內埋武器機彈分離相容性的數值模擬研究概要。

表4 1989—2019年內埋武器機彈分離相容性的數值模擬研究概要Table 4 Summary of numerical simulation for ASSC of internal weapons:1989—2019

1.5 飛行試驗

飛行試驗是研究內埋武器機彈分離相容性問題的最為直接手段，其可模擬全尺寸分離部件在高過載、大攻角、快速滾轉等極限飛行條件下的分離過程，然而飛行試驗代價昂貴，試驗復雜，同時危險也最大，一般作為最后的驗證的手段。

美國在2000—2004年，利用4架F-22試驗機進行了多達百次的外掛武器投放、副油箱分離、內埋導彈彈射分離等試驗，用于研究武器投放的安全性問題以及摸清戰機武器安全投放的飛行包絡[54,81]。圖13和圖14分別為F22發射空空導彈飛行試驗示意圖及狀態表。

圖13 F22發射空空導彈試驗示意圖Fig.13 Schematic diagram of F22 launching air-to-air missile test

圖14 F22開展飛行試驗的狀態表[81]Fig.14 Status table of flight test for F22[81]

從以上論述可知，無論是風洞試驗還是數值模擬，其難度均比較大，單純一種研究手段所獲得結果均存在一定的局限性，且研究對象和研究條件均有所不同，這導致幾種研究手段所獲得的結果無法進行有效的對比與校準。因此急需要建立內埋武器機彈分離相容性的統一研究對象和研究條件，進行多種研究手段的對比與校對，進而發現各種研究手段的優點和缺點，以便為未來研究該類問題提供參考，圖15為內埋武器機彈分離相容性問題研究關系圖。

圖15 內埋武器機彈分離相容性問題研究關系圖Fig.15 Research relationship diagram of ASSC for internal weapons

1.6 內埋武器機彈分離的天地相關性

天地相關性研究主要是指基于某個關鍵的關聯參數，通過修正或擬合等數據分析與處理方式，建立地面風洞預測與真實飛行條件下數據間的聯系，最終實現由地面風洞試驗數據向飛行試驗數據的合理外推[82-84]，并給出相應的誤差和不確定度分析。國內外關于天地相關性研究主要集中在飛行器的氣動力和氣動熱數據方面[84]。然而，對于內埋武器的機彈分離相容性問題研究較少。這可能與飛行試驗方法成本高、效率低且風險大有關[85]。

早期國外采用飛行試驗研究機彈分離相容性問題時，主要采用“試射”手段，即首先選定一個安全的初始狀態，然后逐步增加武器投放邊界條件，不斷進行飛行試驗，直到武器與載機無法保證基本的安全分離條件為止，這種方法成本高、效率低且風險性很大，使得飛行試驗數據結果獲取十分困難。不過即使如此，仍有部分學者開展了外掛式武器機彈分離的相關性研究，如美國AEDC的Marshall[46]、Robert[86]、Sridhar[87]等。圖16為某布局武器的風洞投放試驗結果與飛行試驗結果相關性的對比圖(Marshall,1977[46])，圖中θ為飛行器的俯仰角，z為垂直位移。如1.2節所述，重模型法的運動是嚴格相似的，但模型的俯仰方向阻尼不足，難以保證俯仰角加速度滿足相似關系，從而導致模型的俯仰角運動不相似，特別是當投放模型具有較大初始俯仰角速度時，兩者的差異更加明顯，因此俯仰姿態角的相關性較差(圖16(a))。Marshall[46]對“輕模型法”垂直方向位移不足開展了兩種補償方式研究：① 加大投放模型彈射力；② 公式修正，如圖8所示。風洞投放試驗中的模型包括氣動穩定、中立穩定及不穩定3種布局，馬赫數范圍覆蓋亞聲速及跨聲速范圍，通過對投放武器模型施加不同大小的垂直彈射力探究了附加彈射力對垂直位移的影響，并提出了一個具有普適性的垂直位移經驗修正公式(見式(1))。圖16(b)為“輕模型法”修正前后垂直位移風洞投放試驗數據與飛行試驗數據的對比，可看出，模型的俯仰姿態角的相關性比較好，而垂直方向位移在修正前的相關性比較差，當采用公式修正后，其相關性比較好。

圖16 風洞投放試驗與飛行試驗的相關性[46]Fig.16 Correlation of wind tunnel drop test and flight test[46]

20世紀60年代末，Robert[86]采用風洞投放試驗、捕獲軌跡試驗和數值仿真3種方法對某尾翼固定的炸彈從后掠三角翼飛機上投放分離問題進行研究，并與飛行試驗結果進行對比分析(如圖17所示)，研究發現垂直方向位移相關性比較好，而俯仰姿態角的相關性有一定偏差，圖17所示是某尾翼固定武器從后掠三角翼飛機上投放的風洞投放試驗和飛行試驗的相關性結果(Robert，1969[86])，從圖17可看出俯仰姿態角的相關性有一定的偏差，垂直方向位移相關性較好。

圖17 地面預測與真實飛行的相關性[86]Fig.17 Correlation of ground prediction and actual flight[86]

2 相關流動控制方法

內埋武器艙的流動可看作為空腔流動[88]，自從空腔流動問題被認識以來，國內外研究學者對改善空腔的流動及氣動特性開展了大量的風洞試驗和數值計算研究[88]。一些控制方法涉及到改變空腔的幾何外形(空腔底部開孔[89-91]、前緣斜坡[92]、傾斜空腔后緣壁面[93]等)或增加外部裝置(如添加高度柵欄[94-95]、前緣懸細金屬條[7]、前緣加裝細圓懸桿[96-98]等)，這種流動控制方式通常被稱為被動控制技術。Rossiter[99]和Nightingale[100]等相關學者開展了大量的關于前緣擾流片對內埋武器艙流動特性影響的風洞試驗研究。相比于被動控制，主動控制方法則更加靈活，主動控制方法主要是通過增加外部能量輸入來改變空腔內的流量[101]，其可以根據不同的來流條件改變控制輸入的大小，主要有底部注氣[102]、前緣吹氣[103-104]、脈動能量輸入[105-106]、微射流[107-108]和合成射流[109]等方法。主動控制方法可更進一步分為開環(Open-Loop)和閉環(Close-Loop)流動控制[110]。閉環主動控制所需的能量輸入較小，且能根據流動條件變化進行實時調節，具有較高的控制效率。閉環控制又可分為準定常閉環控制和動態閉環控制兩種形式，是一種類似對開環控制進行“調整”的方法，比如通過慢速調節開環控制中的激勵頻率或振幅以達到最佳的控制效果，后者則利用與流場動態時間尺度一致的反饋來調節激勵，相比準定常閉環控制，動態閉環控制起效時間短且所需能量少[110]，圖18為空腔流動控制分類圖。

圖18 空腔流動控制方法分類Fig.18 Classification of cavity flow control methods

然而，關于內埋武器機彈分離相容性的流動控制方法方面的研究比較少，表5為2004—2018年內埋武器機彈分離相容性的流動控制方法研究概要，如2004年Bower等[111]在波音PSWT風洞采用網格測力和風洞投放試驗手段研究彈艙前緣噴氣射流對武器(MK-82 JDAM)分離相容性的影響，其中風洞投放試驗相似設計采用輕模型法，試驗馬赫數Ma=2.5，發現無流動控制的內埋武器在分離過程中出現抬頭運動，當施加噴氣射流后，內埋武器在分離過程中表現為低頭運動(如圖19所示[111])。

圖19 有/無流動控制狀態下風洞投放試驗對比圖[111]Fig.19 Sequence images for baseline and controlled release of weapon model in wind tunnel test [111]

表5 2004—2018年內埋武器機彈分離相容性的流動控制方法研究概要Table 5 Summary of flow control methods for ASSC of internal weapons:2004—2018

2012年，馮強和崔曉春[112]以高速風洞氣動力測量為研究手段，在馬赫數Ma=0.8條件下開展了基于前緣擾流片激勵的武器艙內埋武器分離安全性的流動控制技術試驗研究，研究表明，當內埋武器艙前緣不施加擾流片時，內埋武器在分離過程中存在較大的抬頭力矩及正升力，不利于內埋武器的安全分離，通過在武器艙前緣布置擾流片，可對艙口剪切層施加激勵，有效地改善武器的分離特性(圖20[112])。

2014年管德會和蔡為民[113]采用靜態測力及風洞CTS試驗研究內埋武器艙前緣設計擾流板對內埋導彈偏航姿態角的影響；之后，Duk[65]、郭亮[114]、Zhu[115]等分別采用CFD耦合6DOF方程數值模擬不同流動控制方法對內埋武器機彈分離相容性的影響，并取得一些研究成果(圖21[115])，其中Duk[65]和Zhu[115]等采用DES方法，郭亮等[114]采用DNS方法。

圖21 4種不同流動控制下導彈分離過程[115]Fig.21 Missile separation process with four different control devices[115]

從文獻中看，研究方法主要集中在靜態測力(定常)[112]、風洞CTS試驗(準定常)[113]和數值模擬[65,115]方法上。內埋武器從彈艙內投放分離是一種非定常動態運動過程，由于內埋武器艙內的流動及氣動特性比較復雜且內埋武器要穿過艙口剪切層，內埋武器的分離過程尤其是高速流動下，在極短的時間里內埋武器的運動軌跡及姿態會產生急劇變化，由此作用在內埋武器上的氣動力也劇烈變化，作用在內埋武器上的氣動力和內埋武器的分離運動間的相互耦合、相互影響更加復雜?；诙ǔ＜皽识ǔ５娘L洞試驗并不能真實反映及再現內埋武器投放分離過程，無法模擬內埋武器投放分離的非定常效應?；谶\動動力學相似的風洞投放試驗是研究飛行器多體分離與干擾特性的一種非定常風洞試驗技術，從國內外的研究文獻看，只有少數學者采用風洞投放試驗技術來研究流動控制對內埋武器機彈分離相容性的影響。雖然有些學者[111]尋求非定常數值模擬方法來研究流動控制對機彈分離相容性的影響，但是缺少非定常風洞試驗結果的驗證和對比分析，并且模擬的來流馬赫數主要是亞、跨聲速(Ma=0.6～0.95)，對超聲速下的內埋武器機彈分離相容性沒開展研究，對新一代先進戰斗機超聲速巡航飛行狀態下的內埋武器機彈分離相容性的參考意義不是很突出。

3 結束語

內埋武器機彈分離相容性問題涉及到非定常空氣動力學和飛行動力學交叉學科研究，不僅要弄清楚載機與內埋武器間的相互流場干擾特性(涉及到流動機理問題)，而且要準確知道作用在內埋武器上的非定?？諝鈩恿?，最終才能對載機與內埋武器間的相對運動軌跡及姿態進行準確的預測與評估。經過國內外研究學者的不懈努力，在內埋武器機彈分離相容性研究方面取得了一定的成果，但是根據文中分析，現有的研究方法存在各自的問題且無法進行對比互校，在工程實際應用中仍存在諸多問題與挑戰。結合本文對內埋武器機彈分離相容性及其流動控制方法的總結以及存在的問題，對未來的研究發展提出建議和展望：

1) 建立內埋武器機彈分離相容性的統一研究對象(標模)和研究條件，開展多種研究手段的相互對比與校對，分析不同預測手段之間差異產生的原因，提升各個手段的整體預測能力，建立內埋武器機彈分離相容性的多種研究手段互校預測平臺，進而發現各種研究手段的優點和缺點，以便為未來研究該類問題提供參考。

2) 內埋武器艙的布局形式嚴重限制戰斗機掛載的武器尺寸，武器小型化成為必然，采用折疊或伸縮式的舵面/翼面是武器小型化的有效手段，然而，折疊翼舵面在展開時武器的壓心位置會有大幅度的變化，且會帶來附加的氣動干擾，這會對武器的控制造成困難，因此開展導彈內埋發射折疊翼/舵展開時的附加氣動干擾對機彈分離相容性的影響研究是必要的。

3) 載機大機動條件下實現空空導彈的內埋彈射發射是新一代先進戰斗機的重要作戰性能，目前風洞試驗和數值模擬在研究內埋武器機彈分離相容性時，載機的攻角一般是固定的，也即內埋武器分離后處于載機靜態干擾流場下，然而，當載機做大機動飛行時，內埋武器所處的流場是動態運動的，兩種不同流場下，內埋武器機彈分離特性差別值得研究。