內埋武器超聲速分離機彈干擾特性試驗研究

董金剛,張晨凱,謝 峰,秦永明,馬漢東

中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074

0 引 言

新型戰斗機要求具有較小的超聲速飛行阻力和較小的雷達反射面積RCS,實現超聲速巡航能力以及高隱身性能。傳統武器外掛的布局形式很難滿足以上要求。研究表明[1-3]:內埋彈艙可以使飛機超聲速飛行阻力降低近30%,還能顯著降低RCS。武器內埋已經成為新型戰斗機布局形式的首選。

在超聲速條件下,內埋彈艙帶來了復雜的空氣動力學問題[4-8],對載彈分離特性產生了很大影響。當高速氣流流過內埋武器艙,會出現激波/剪切層干擾以及旋渦流動等復雜流動現象,艙口剪切層與艙內流動相互作用,給載彈安全分離帶來很大挑戰,可能導致載彈碰撞載機,危及載機安全。內埋武器超聲速機彈分離相容性問題是制約新一代戰斗機及內埋武器發展的關鍵技術問題[9]。

針對彈艙長深比對流動特性的影響,國內外開展了一系列基礎性研究[7,10-14]。按照不同的彈艙長深比,彈艙流動可分為閉式流動、過渡式流動和開式流動等3種類型,其中開式流動對武器分離最為有利。針對開式內埋彈艙,研究者采用數值模擬方法對不同參數下的機彈分離運動特性進行了研究[15-18];而內埋彈艙機彈分離運動特性風洞試驗技術主要包括捕獲軌跡(CTS)、網格測力和模型投放風洞試驗技術,可以根據不同的研究目的選用[19-24]。研究者在相似準則、分離投放機構以及光路布置等方面開展了一系列研究,建立了內埋武器機彈分離模型投放風洞試驗技術。文獻[23]針對典型工況下的內埋武器分離運動特性進行了模型投放風洞試驗研究,得到了載彈模型的宏觀運動特性。

風洞模型投放試驗很難直接準確地獲得載彈氣動特性,必須借助圖像識別及參數辨識等輔助手段,因此,對載機干擾流場下載彈氣動特性的研究目前還比較缺乏。在模型投放風洞試驗中,相似參數的近似處理會對內埋彈艙機彈分離運動特性產生一定影響[24]。在超聲速條件下的機彈分離過程中,由于存在載機及內埋彈艙復雜流動的干擾效應,載彈氣動特性、運動特性都呈現出與自由流場中顯著不同的特征。捕獲軌跡(CTS,Captive Trajectory Simulation)試驗技術可以同時準確獲得機彈分離過程中強干擾作用下的載彈氣動特性和運動特性[19-20]。

針對超聲速條件下新型布局戰斗機內埋武器機彈分離過程中存在的復雜流動干擾效應,本文采用基于并聯機構構型的CTS試驗技術,在有/無載機干擾、不同分離角速度和分離高度、載彈尾舵折疊/展開等條件下,對載機及內埋彈艙強干擾作用下的載彈俯仰力矩/運動特性進行研究,同時采用風洞紋影觀測技術直觀捕獲干擾流場結構。

1 試驗方法與設備

1.1 試驗方法

本文所采用的捕獲軌跡(CTS)試驗技術的流程如圖1所示。在風洞中,以六自由度運動系統支撐載彈處于分離投放初始位置,在載機干擾流場中測量得到載彈的氣動力/力矩系數;再根據真實飛行狀態下的動壓和載彈參數,得到全尺寸載彈所受氣動力/力矩,在程序中對彈體運動角速度和線速度附加的氣動力/力矩進行修正;求解載彈運動方程得到載彈下一時刻的位置和姿態,控制六自由度系統將載彈移動至該位姿;在新位姿重復上述測量和計算,循環完成規定時間序列下的操作。

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

選擇載機內埋武器彈艙作為慣性坐標系,試驗結果中載彈的位姿參考坐標原點為相對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 坐標系示意圖Fig.2 Schematic diagram of the coordinate system for CTS system

載彈運動方程如式(1)所示。采用四階龍格-庫塔法求其數值解,積分步長取0．001 s。

式中:F為載彈所受合力,M為相對載彈質心的力矩,m為載彈質量,v為載彈質心線速度,h為角動量,ω為載彈質心角速度。

載彈在縱向平面內所受力和力矩的計算公式為:

式中:Wz為載彈重量沿體軸系z軸的分量,CN為載彈法向力系數,qs為載彈飛行狀態氣流動壓,S為載彈參考面積,Cm為載彈俯仰力矩系數,Cmω為載彈俯仰阻尼導數,l為載彈參考長度,ωz為俯仰角速度,U為載彈相對固定點的總速度。

風洞紋影方法是氣流折射率變化的可視化觀測方法。風洞紋影系統由光源、準直鏡、紋影鏡、成像系統等組成,如圖3所示。

圖3 風洞紋影示意圖Fig.3 Schematic diagram of the schlieren system for the wind tunnel

1.2 試驗設備

試驗在中國航天空氣動力技術研究院的FD-12風洞中開展。該風洞試驗段截面尺寸1．2 m×1．2 m,馬赫數范圍0．3～4．0。試驗中使用了FD-12風洞CTS試驗系統(如圖4所示),該系統的六自由度機構采用并聯機構的構型形式,經地面標定及風洞試驗驗證,具有位姿定位精準度高、機構剛度高等特點[25](位置定位精度＜0．1 mm,姿態定位精度＜0．05°)。

圖4 FD-12風洞CTS試驗系統[25]Fig.4 CTS for FD-12 wind tunnel[25]

2 試驗結果與分析

2.1 試驗模型與狀態

試驗載機模型具有典型隱身布局飛機特征(如圖5所示),采用背支撐方式。內埋彈艙位于機腹下方,彈艙長4400 mm,深700 mm,長深比為6．3,屬于開式流動空腔。載彈模型類似AIM-120空空導彈外形(如圖6所示),旋成體彈身、彈翼加尾舵布局形式,對尾舵進行了折疊設計。載彈長3600 mm,直徑180 mm,質量190 kg,轉動慣量Iz＝Iy＝180 kg·m2。模型縮比1∶20。

圖5 試驗載機模型Fig.5 The test aircraft model

圖6 試驗載彈模型Fig.6 The test missile model

試驗馬赫數Ma＝1．5,載機迎角2．2°,載彈相對載機俯仰姿態低頭2．0°。數據中的時間序列和載彈相對載機下落位移均按照全尺寸飛行狀態處理。

2.2 載機干擾流場對載彈俯仰力矩/運動特性的影響

圖7為載彈的俯仰力矩系數隨下落位移的變化曲線,圖8為載彈下落過程中俯仰運動特性、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,相對載機的初始分離角速度ω0＝－30°/s、初始分離線速度v0＝7 m/s,θ為載彈俯仰角。可以看出:在載機干擾流場中,載彈俯仰力矩系數Cm隨下落位移呈非線性變化,這主要是因為超聲速條件下載機干擾流場存在復雜的激波系結構,對載彈俯仰力矩影響較大;當激波作用于尾舵或彈頭時,載彈俯仰力矩系數絕對值超過了自由流狀態下、迎角±10°時的俯仰力矩系數絕對值。

圖7 載彈俯仰力矩系數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/無載機干擾的載彈俯仰力矩/運動特性(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,載機干擾流場結構中有兩道較強的激波,第一道由載機進氣道引起,第二道由內埋彈艙以及載彈掛架引起。載彈距離載機較近時,尾舵受彈艙激波干擾,導致俯仰力矩增大;載彈尾舵穿過第二道激波區后,由于載彈處于低頭姿態且彈頭處于載機第一道激波區,其俯仰力矩開始負向增大。載彈下落位移在2．0～4．5 m范圍內時,彈頭處于載機干擾流場第一道激波區,載彈俯仰力矩負向增大;在載彈迎角小于自由流狀態的情況下,俯仰力矩絕對值遠大于自由流狀態。這說明載機對載彈俯仰力矩特性的干擾作用較強,在較大范圍的下落位移內,載機干擾流場誘導的俯仰力矩絕對值大于由載彈迎角產生的俯仰力矩。載彈俯仰力矩特性的劇烈變化,會對其運動特性產生較大影響,嚴重時會危及載機安全。

從圖8可以看出:在自由流狀態下,載彈在初始分離角速度影響下,一直做“低頭”俯仰運動,受載彈迎角負向增大的影響,俯仰力矩也一直負向增大,說明尾舵折疊導彈模型是靜不穩定布局;受載機干擾流場影響,在同樣的分離角速度下,載彈俯仰運動“低頭”速度變小,載彈俯仰力矩呈現先正向增大后減小、最后負向增大的趨勢。

2.3 分離角速度對載彈俯仰力矩/運動特性的影響

為進一步驗證載機干擾流場對載彈俯仰力矩/運動特性的影響,并對比分析有/無初始分離角速度時的差異,采用尾舵折疊導彈模型,在初始分離線速度v0＝7 m/s條件下,進行了初始分離角速度ω0＝－30°/s與ω0＝0°/s的對比試驗。圖9給出了載彈在載機干擾流場中下落過程的俯仰運動特性、俯仰力矩特性以及典型位置的紋影照片。可以看出:當ω0＝－30°/s時,載彈一直做“低頭”俯仰運動;當ω0＝0°/s時,載彈在載機干擾流場作用下,俯仰力矩為正,誘導載彈做“抬頭”俯仰運動,會出現不安全的分離趨勢。本文得到的載彈俯仰運動特性隨分離角速度的變化規律與文獻[24]相似。在無初始分離角速度時,載彈存在碰撞載機的風險;由于模型投放風洞試驗中采用的是輕模型法相似參數,因此機彈相容性試驗結果較本文偏危險[23]。

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

無分離角速度時,在距離載機較遠時,載彈俯仰力矩逐漸減小直至出現負值,2．2節載彈自由流場試驗結果顯示:尾舵折疊導彈模型是靜不穩定布局,載彈迎角為正值,在自由流場中俯仰力矩應為正值,而在載機干擾流場中為負值,這也說明載機對載彈俯仰力矩特性干擾作用較強。

2.4 分離高度對載彈俯仰運動特性的影響

圖10給出了載機干擾流場中尾舵折疊導彈模型下落過程的俯仰運動特性(分離高度8與10 km,v0＝7 m/s,ω0＝0°/s)。可以看出:分離高度降低,分離動壓增大,載彈所受氣動干擾效應更強,而全尺寸導彈所受氣動力矩更大,迎角變化更加劇烈,更容易出現機彈不安全分離的趨勢。

圖10 不同分離高度下的載彈俯仰運動特性(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 尾舵布局對載彈運動特性的影響

圖11給出了載機干擾流場中尾舵折疊與尾舵展開導彈模型的垂直運動和俯仰運動特性(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氣動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,尾舵是否展開對下落位移影響不大,這主要是因為本文采用的載彈模型升力面較小,與初始分離線速度和重力作用相比,氣動力對下落位移的影響較小。尾舵展開時,載彈先“低頭”俯仰運動,在0．3 s時刻附近,姿態逐漸趨于穩定;尾舵折疊時,載彈迎角一直負向增大,出現姿態失控趨勢。為避免失控風險,當載彈與載機有一定距離后,應在保證分離安全的前提下,盡早展開尾舵,啟動姿態增穩控制系統。

圖11 尾舵折疊/展開條件下的載彈俯仰運動特性(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 論

采用基于并聯機構構型的CTS試驗技術,研究了超聲速條件下新型布局戰斗機與內埋彈艙對典型空空導彈模型俯仰力矩/運動特性的干擾效應以及不同工況下的機彈分離特性,研究結果表明:

1)在載機復雜激波系干擾效應下,載彈模型俯仰力矩特性隨下落位移呈現非線性變化且絕對值較大,誘導載彈出現“抬頭”俯仰運動趨勢,無初始分離角速度時,會出現不安全分離趨勢。

2)隨著分離高度的降低,載彈所受載機干擾效應增強,迎角變化劇烈,會提前出現不安全分離趨勢。

3)尾舵折疊情況下,載彈在初始分離角速度影響下會出現姿態失控的風險,在保證分離安全的前提下,應盡早展開尾舵,啟動姿態增穩控制系統。