董金刚,张晨凯,谢 峰,秦永明,马汉东

中国航天空气动力技术研究院,北京 100074

0 引 言

新型战斗机要求具有较小的超声速飞行阻力和较小的雷达反射面积RCS,实现超声速巡航能力以及高隐身性能。传统武器外挂的布局形式很难满足以上要求。研究表明[1-3]:内埋弹舱可以使飞机超声速飞行阻力降低近30%,还能显著降低RCS。武器内埋已经成为新型战斗机布局形式的首选。

在超声速条件下,内埋弹舱带来了复杂的空气动力学问题[4-8],对载弹分离特性产生了很大影响。当高速气流流过内埋武器舱,会出现激波/剪切层干扰以及旋涡流动等复杂流动现象,舱口剪切层与舱内流动相互作用,给载弹安全分离带来很大挑战,可能导致载弹碰撞载机,危及载机安全。内埋武器超声速机弹分离相容性问题是制约新一代战斗机及内埋武器发展的关键技术问题[9]。

针对弹舱长深比对流动特性的影响,国内外开展了一系列基础性研究[7,10-14]。按照不同的弹舱长深比,弹舱流动可分为闭式流动、过渡式流动和开式流动等3种类型,其中开式流动对武器分离最为有利。针对开式内埋弹舱,研究者采用数值模拟方法对不同参数下的机弹分离运动特性进行了研究[15-18];而内埋弹舱机弹分离运动特性风洞试验技术主要包括捕获轨迹(CTS)、网格测力和模型投放风洞试验技术,可以根据不同的研究目的选用[19-24]。研究者在相似准则、分离投放机构以及光路布置等方面开展了一系列研究,建立了内埋武器机弹分离模型投放风洞试验技术。文献[23]针对典型工况下的内埋武器分离运动特性进行了模型投放风洞试验研究,得到了载弹模型的宏观运动特性。

风洞模型投放试验很难直接准确地获得载弹气动特性,必须借助图像识别及参数辨识等辅助手段,因此,对载机干扰流场下载弹气动特性的研究目前还比较缺乏。在模型投放风洞试验中,相似参数的近似处理会对内埋弹舱机弹分离运动特性产生一定影响[24]。在超声速条件下的机弹分离过程中,由于存在载机及内埋弹舱复杂流动的干扰效应,载弹气动特性、运动特性都呈现出与自由流场中显著不同的特征。捕获轨迹(CTS,Captive Trajectory Simulation)试验技术可以同时准确获得机弹分离过程中强干扰作用下的载弹气动特性和运动特性[19-20]。

针对超声速条件下新型布局战斗机内埋武器机弹分离过程中存在的复杂流动干扰效应,本文采用基于并联机构构型的CTS试验技术,在有/无载机干扰、不同分离角速度和分离高度、载弹尾舵折叠/展开等条件下,对载机及内埋弹舱强干扰作用下的载弹俯仰力矩/运动特性进行研究,同时采用风洞纹影观测技术直观捕获干扰流场结构。

1 试验方法与设备

1.1 试验方法

本文所采用的捕获轨迹(CTS)试验技术的流程如图1所示。在风洞中,以六自由度运动系统支撑载弹处于分离投放初始位置,在载机干扰流场中测量得到载弹的气动力/力矩系数;再根据真实飞行状态下的动压和载弹参数,得到全尺寸载弹所受气动力/力矩,在程序中对弹体运动角速度和线速度附加的气动力/力矩进行修正;求解载弹运动方程得到载弹下一时刻的位置和姿态,控制六自由度系统将载弹移动至该位姿;在新位姿重复上述测量和计算,循环完成规定时间序列下的操作。

图1 CTS试验方法流程图Fig.1 Flow chart of the CTS test method

选择载机内埋武器弹舱作为惯性坐标系,试验结果中载弹的位姿参考坐标原点为相对于弹舱的初始分离位置,下落位移z以下为正,如图2所示。

图2 坐标系示意图Fig.2 Schematic diagram of the coordinate system for CTS system

载弹运动方程如式(1)所示。采用四阶龙格-库塔法求其数值解,积分步长取0．001 s。

式中:F为载弹所受合力,M为相对载弹质心的力矩,m为载弹质量,v为载弹质心线速度,h为角动量,ω为载弹质心角速度。

载弹在纵向平面内所受力和力矩的计算公式为:

式中:Wz为载弹重量沿体轴系z轴的分量,CN为载弹法向力系数,qs为载弹飞行状态气流动压,S为载弹参考面积,Cm为载弹俯仰力矩系数,Cmω为载弹俯仰阻尼导数,l为载弹参考长度,ωz为俯仰角速度,U为载弹相对固定点的总速度。

风洞纹影方法是气流折射率变化的可视化观测方法。风洞纹影系统由光源、准直镜、纹影镜、成像系统等组成,如图3所示。

图3 风洞纹影示意图Fig.3 Schematic diagram of the schlieren system for the wind tunnel

1.2 试验设备

试验在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中开展。该风洞试验段截面尺寸1．2 m×1．2 m,马赫数范围0．3～4．0。试验中使用了FD-12风洞CTS试验系统(如图4所示),该系统的六自由度机构采用并联机构的构型形式,经地面标定及风洞试验验证,具有位姿定位精准度高、机构刚度高等特点[25](位置定位精度＜0．1 mm,姿态定位精度＜0．05°)。

图4 FD-12风洞CTS试验系统[25]Fig.4 CTS for FD-12 wind tunnel[25]

2 试验结果与分析

2.1 试验模型与状态

试验载机模型具有典型隐身布局飞机特征(如图5所示),采用背支撑方式。内埋弹舱位于机腹下方,弹舱长4400 mm,深700 mm,长深比为6．3,属于开式流动空腔。载弹模型类似AIM-120空空导弹外形(如图6所示),旋成体弹身、弹翼加尾舵布局形式,对尾舵进行了折叠设计。载弹长3600 mm,直径180 mm,质量190 kg,转动惯量Iz＝Iy＝180 kg·m2。模型缩比1∶20。

图5 试验载机模型Fig.5 The test aircraft model

图6 试验载弹模型Fig.6 The test missile model

试验马赫数Ma＝1．5,载机迎角2．2°,载弹相对载机俯仰姿态低头2．0°。数据中的时间序列和载弹相对载机下落位移均按照全尺寸飞行状态处理。

2.2 载机干扰流场对载弹俯仰力矩/运动特性的影响

图7为载弹的俯仰力矩系数随下落位移的变化曲线,图8为载弹下落过程中俯仰运动特性、俯仰力矩特性以及典型位置的纹影照片,载弹保持0°迎角、尾舵折叠,相对载机的初始分离角速度ω0＝－30°/s、初始分离线速度v0＝7 m/s,θ为载弹俯仰角。可以看出:在载机干扰流场中,载弹俯仰力矩系数Cm随下落位移呈非线性变化,这主要是因为超声速条件下载机干扰流场存在复杂的激波系结构,对载弹俯仰力矩影响较大;当激波作用于尾舵或弹头时,载弹俯仰力矩系数绝对值超过了自由流状态下、迎角±10°时的俯仰力矩系数绝对值。

图7 载弹俯仰力矩系数随下落位移的变化曲线Fig.7 Variation of the pitching moment characteristics along with the falling displacement of the missile model

图8 有/无载机干扰的载弹俯仰力矩/运动特性(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)

从图8的纹影照片可以看到,载机干扰流场结构中有两道较强的激波,第一道由载机进气道引起,第二道由内埋弹舱以及载弹挂架引起。载弹距离载机较近时,尾舵受弹舱激波干扰,导致俯仰力矩增大;载弹尾舵穿过第二道激波区后,由于载弹处于低头姿态且弹头处于载机第一道激波区,其俯仰力矩开始负向增大。载弹下落位移在2．0～4．5 m范围内时,弹头处于载机干扰流场第一道激波区,载弹俯仰力矩负向增大;在载弹迎角小于自由流状态的情况下,俯仰力矩绝对值远大于自由流状态。这说明载机对载弹俯仰力矩特性的干扰作用较强,在较大范围的下落位移内,载机干扰流场诱导的俯仰力矩绝对值大于由载弹迎角产生的俯仰力矩。载弹俯仰力矩特性的剧烈变化,会对其运动特性产生较大影响,严重时会危及载机安全。

从图8可以看出:在自由流状态下,载弹在初始分离角速度影响下,一直做“低头”俯仰运动,受载弹迎角负向增大的影响,俯仰力矩也一直负向增大,说明尾舵折叠导弹模型是静不稳定布局;受载机干扰流场影响,在同样的分离角速度下,载弹俯仰运动“低头”速度变小,载弹俯仰力矩呈现先正向增大后减小、最后负向增大的趋势。

2.3 分离角速度对载弹俯仰力矩/运动特性的影响

为进一步验证载机干扰流场对载弹俯仰力矩/运动特性的影响,并对比分析有/无初始分离角速度时的差异,采用尾舵折叠导弹模型,在初始分离线速度v0＝7 m/s条件下,进行了初始分离角速度ω0＝－30°/s与ω0＝0°/s的对比试验。图9给出了载弹在载机干扰流场中下落过程的俯仰运动特性、俯仰力矩特性以及典型位置的纹影照片。可以看出:当ω0＝－30°/s时,载弹一直做“低头”俯仰运动;当ω0＝0°/s时,载弹在载机干扰流场作用下,俯仰力矩为正,诱导载弹做“抬头”俯仰运动,会出现不安全的分离趋势。本文得到的载弹俯仰运动特性随分离角速度的变化规律与文献[24]相似。在无初始分离角速度时,载弹存在碰撞载机的风险;由于模型投放风洞试验中采用的是轻模型法相似参数,因此机弹相容性试验结果较本文偏危险[23]。

图9 有/无分离角速度的载弹俯仰力矩/运动特性(v0＝7 m/s)Fig.9 Comparisons of pitching motion characteristics of the missile with/without separation angular velocity(v0＝7 m/s)

无分离角速度时,在距离载机较远时,载弹俯仰力矩逐渐减小直至出现负值,2．2节载弹自由流场试验结果显示:尾舵折叠导弹模型是静不稳定布局,载弹迎角为正值,在自由流场中俯仰力矩应为正值,而在载机干扰流场中为负值,这也说明载机对载弹俯仰力矩特性干扰作用较强。

2.4 分离高度对载弹俯仰运动特性的影响

图10给出了载机干扰流场中尾舵折叠导弹模型下落过程的俯仰运动特性(分离高度8与10 km,v0＝7 m/s,ω0＝0°/s)。可以看出:分离高度降低,分离动压增大,载弹所受气动干扰效应更强,而全尺寸导弹所受气动力矩更大,迎角变化更加剧烈,更容易出现机弹不安全分离的趋势。

图10 不同分离高度下的载弹俯仰运动特性(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 尾舵布局对载弹运动特性的影响

图11给出了载机干扰流场中尾舵折叠与尾舵展开导弹模型的垂直运动和俯仰运动特性(ω0＝－30°/s,v0＝7 m/s)。可以看出:载弹下落位移基本一致,与仅考虑初始分离线速度和重力而不计气动力条件下的载弹下落位移差别不大,表明载弹下落位移主要受初始分离线速度和重力影响,尾舵是否展开对下落位移影响不大,这主要是因为本文采用的载弹模型升力面较小,与初始分离线速度和重力作用相比,气动力对下落位移的影响较小。尾舵展开时,载弹先“低头”俯仰运动,在0．3 s时刻附近,姿态逐渐趋于稳定;尾舵折叠时,载弹迎角一直负向增大,出现姿态失控趋势。为避免失控风险,当载弹与载机有一定距离后,应在保证分离安全的前提下,尽早展开尾舵,启动姿态增稳控制系统。

图11 尾舵折叠/展开条件下的载弹俯仰运动特性(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 结 论

采用基于并联机构构型的CTS试验技术,研究了超声速条件下新型布局战斗机与内埋弹舱对典型空空导弹模型俯仰力矩/运动特性的干扰效应以及不同工况下的机弹分离特性,研究结果表明:

1)在载机复杂激波系干扰效应下,载弹模型俯仰力矩特性随下落位移呈现非线性变化且绝对值较大,诱导载弹出现“抬头”俯仰运动趋势,无初始分离角速度时,会出现不安全分离趋势。

2)随着分离高度的降低,载弹所受载机干扰效应增强,迎角变化剧烈,会提前出现不安全分离趋势。

3)尾舵折叠情况下,载弹在初始分离角速度影响下会出现姿态失控的风险,在保证分离安全的前提下,应尽早展开尾舵,启动姿态增稳控制系统。