金 鑫，袁 兵，張利珍，蔡廣平

( 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091)

0 引 言

懸掛物是裝在飛機(jī)懸掛裝置上的任何器件，包括導(dǎo)彈、炸彈、火箭彈、核武器、魚雷、吊艙( 空中加油艙、助推器艙、炮艙、電子對(duì)抗吊艙等) 、煙火裝置和副油箱等。隨著現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)向多用途發(fā)展，懸掛物的種類越來(lái)越多，外形越來(lái)越復(fù)雜，幾乎涵蓋了空空、空地、空艦等系列武器。由于飛機(jī)掛載空間的限制，有些懸掛物采用了折疊彈翼［1］形式( 如美制MK-82HD、GBU-12，國(guó)內(nèi)的LS-6 等武器) 。在掛載狀態(tài)下，懸掛物的彈翼折疊，以減小外形尺寸； 在懸掛物分離過(guò)程中，當(dāng)懸掛物離開飛機(jī)一定距離時(shí)，折疊彈翼展開，以改善懸掛物的氣動(dòng)性能和飛行性能［2］。

任何需要投棄使用( 如導(dǎo)彈、炸彈) 或存在投棄可能( 如副油箱、吊艙) 的懸掛物要裝到飛機(jī)上，必須滿足機(jī)彈分離安全性的要求，即懸掛物從飛機(jī)分離的過(guò)程中，與飛機(jī)不能發(fā)生碰撞，要滿足最小機(jī)彈間距要求。目前，國(guó)內(nèi)外開展懸掛物機(jī)彈分離安全性研究的一個(gè)重要手段是開展軌跡捕獲風(fēng)洞試驗(yàn)，即CTS( Captive Trajectory Simulation) 試驗(yàn)［3-6］。CTS 試驗(yàn)是國(guó)外上世紀(jì)60 年代發(fā)展起來(lái)的風(fēng)洞與計(jì)算機(jī)緊密結(jié)合的一種機(jī)彈分離模擬技術(shù)。如圖1 所示［5］，它利用計(jì)算機(jī)、六自由度機(jī)構(gòu)和風(fēng)洞工作的相互配合，通過(guò)對(duì)每一分離時(shí)刻懸掛物氣動(dòng)載荷的測(cè)量、運(yùn)動(dòng)方程的求解及計(jì)算機(jī)對(duì)六自由度機(jī)構(gòu)支撐的懸掛物模型在飛機(jī)模型干擾流場(chǎng)中運(yùn)動(dòng)的控制，來(lái)實(shí)現(xiàn)懸掛物投放軌跡的模擬。CTS 試驗(yàn)技術(shù)應(yīng)用于一般懸掛物的機(jī)彈分離安全性研究已經(jīng)非常成熟［6-8］。

圖1 風(fēng)洞捕獲軌跡產(chǎn)生過(guò)程Fig.1 Wind tunnel captive trajectory generation process

在研究懸掛物分離特性時(shí)，折疊彈翼懸掛物與一般懸掛物最大的區(qū)別就是在懸掛物分離過(guò)程中，折疊彈翼有一個(gè)動(dòng)態(tài)展開過(guò)程，隨著彈翼的展開，懸掛物的氣動(dòng)力特性往往會(huì)發(fā)生較大變化。使用常規(guī)的CTS 試驗(yàn)技術(shù)難以獲取折疊彈翼展開過(guò)程中的懸掛物氣動(dòng)特性變化，由于懸掛物的氣動(dòng)力特性是確定懸掛物分離特性的重要因素［9］，因此難以得到正確的懸掛物分離特性。

針對(duì)折疊彈翼懸掛物分離過(guò)程的特點(diǎn)，發(fā)展了一種折疊彈翼懸掛物機(jī)彈分離軌跡試驗(yàn)技術(shù)，較好地解決了折疊彈翼展開時(shí)懸掛物的氣動(dòng)力獲取問(wèn)題，為折疊彈翼懸掛物的投放分離安全性研究提供一種工程實(shí)用的解決方案。

1 試驗(yàn)技術(shù)介紹

1.1 試驗(yàn)方法

本試驗(yàn)技術(shù)主要依據(jù)折疊彈翼展開特點(diǎn)，通過(guò)地面臺(tái)試驗(yàn)獲取折疊彈翼展開參數(shù)并通過(guò)風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)建立懸掛物折疊彈翼完全展開、展開中間若干狀態(tài)、未展開狀態(tài)的氣動(dòng)力與力矩系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，在常規(guī)CTS 試驗(yàn)的基礎(chǔ)上進(jìn)行懸掛物折疊彈翼展開( 通過(guò)氣動(dòng)力系數(shù)修正實(shí)現(xiàn)) 和分離過(guò)程的動(dòng)態(tài)模擬，最終得到折疊彈翼懸掛物的安全分離包線。具備常規(guī)CTS試驗(yàn)?zāi)芰Φ娘L(fēng)洞即可提供本試驗(yàn)技術(shù)開展的硬件環(huán)境，通過(guò)對(duì)CTS 系統(tǒng)中計(jì)算機(jī)軟件系統(tǒng)的更新來(lái)完成整個(gè)試驗(yàn)。

試驗(yàn)方法流程如圖2 所示，相對(duì)常規(guī)的CTS 試驗(yàn)技術(shù)，增加了地面臺(tái)試驗(yàn)［3］、建立折疊彈翼展開參數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)、建立折疊彈翼懸掛物不同狀態(tài)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)、軌跡計(jì)算的氣動(dòng)力系數(shù)修正計(jì)算等步驟( 圖2虛線框內(nèi)) 。

地面臺(tái)試驗(yàn)主要用于獲取無(wú)風(fēng)狀態(tài)下折疊彈翼的展開參數(shù)隨時(shí)間/距離變化歷程。通過(guò)地面臺(tái)( 將折疊彈翼懸掛對(duì)應(yīng)的掛架固定在地面支架上用來(lái)模擬飛機(jī)投放狀態(tài)) 進(jìn)行折疊彈翼展開試驗(yàn)。包括兩部分內(nèi)容，一部分是彈翼展開，另一部分是懸掛物從掛架的分離過(guò)程記錄，試驗(yàn)中使用定位點(diǎn)、力傳感器、高速攝像機(jī)/照相機(jī)以及采集設(shè)備進(jìn)行折疊彈翼變化參數(shù)的采集工作。由地面臺(tái)試驗(yàn)結(jié)果得到折疊彈翼展開過(guò)程中各個(gè)參數(shù)變化，包括彈翼展開角度、展開時(shí)刻、完全展開耗時(shí)、彈翼展開距離、展開角度隨時(shí)間變化、展開過(guò)程中懸掛物重心距掛架距離變化、懸掛物重心和慣矩質(zhì)量特性變化，并建立這些參數(shù)的數(shù)據(jù)庫(kù)。

建立折疊彈翼懸掛不同狀態(tài)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)通過(guò)風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)完成。第一步設(shè)計(jì)加工風(fēng)洞模型，包括彈翼完全展開狀態(tài)、未展開狀態(tài)、展開中間若干狀態(tài)(根據(jù)彈翼展開情況，選擇2 ～5 個(gè)狀態(tài)) 的縮比風(fēng)洞模型，開展懸掛物的風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)。由懸掛物風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果建立懸掛物的折疊彈翼完全展開狀態(tài)、未展開狀態(tài)和展開中間若干狀態(tài)的氣動(dòng)力與力矩系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)。力和力矩系數(shù)包括軸向力系數(shù)CA、側(cè)向力系數(shù)CY、法向力系數(shù)CN、俯仰力矩系數(shù)Cm、偏航力矩系數(shù)Cn、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl。建立這些系數(shù)隨懸掛物迎角α、側(cè)滑角β 和滾轉(zhuǎn)角γ 變化的數(shù)據(jù)庫(kù)，數(shù)據(jù)庫(kù)的形式可以根據(jù)需要將3 個(gè)變量α、β、γ 簡(jiǎn)化為α、β 或α、γ 兩個(gè)變量的形式，默認(rèn)情況下數(shù)據(jù)構(gòu)成方式為：

圖2 試驗(yàn)技術(shù)流程圖Fig.2 The flow chart of test technique

式中C 代表3 個(gè)力或力矩系數(shù)。

以折疊彈翼未展開狀態(tài)模型作為CTS 試驗(yàn)分離懸掛物模型，中間不進(jìn)行風(fēng)洞模型的更換。在CTS試驗(yàn)過(guò)程中求解六自由度運(yùn)動(dòng)方程之前進(jìn)行懸掛物的氣動(dòng)力系數(shù)修正計(jì)算。氣動(dòng)力系數(shù)修正是將懸掛物折疊彈翼展開造成的氣動(dòng)力系數(shù)變化量引入到軌跡計(jì)算當(dāng)中。氣動(dòng)力系數(shù)修正的過(guò)程如下：

(1) 依據(jù)折疊彈翼展開參數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，判別相應(yīng)位置處的折疊彈翼展開角度δ。

(2) 依據(jù)懸掛物姿態(tài)角( 俯仰角θ、滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角ψ)，得到懸掛物當(dāng)?shù)氐挠铅?、?cè)滑角β 和滾轉(zhuǎn)角γ。

(3) 計(jì)算給定迎角α、側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角γ 和折疊彈翼展開角度δ 下的氣動(dòng)力系數(shù)差量，計(jì)算公式為：

式中：下標(biāo)“x”代表力或力矩系數(shù)符號(hào)，下標(biāo)“Free”代表自由流，“δ”代表折疊彈翼展開角度，“0”代表折疊彈翼未展開狀態(tài)。

(4) CTS 天平測(cè)量得到的氣動(dòng)力系數(shù)加上第3條中的氣動(dòng)力系數(shù)修正差量，即：

式中：下標(biāo)“CTS”代表天平測(cè)量值。

(5) 將修正得到的氣動(dòng)力系數(shù)作為六自由度方程求解的輸入?yún)?shù)進(jìn)行軌跡求解，并按照CTS 實(shí)驗(yàn)步驟進(jìn)行下一步工作，經(jīng)循環(huán)后得到折疊彈翼懸掛物的分離軌跡。

1.2 關(guān)鍵技術(shù)

折疊彈翼懸掛物的投放分離軌跡試驗(yàn)研究涉及到幾個(gè)關(guān)鍵技術(shù)：(1) 折疊彈翼動(dòng)態(tài)展開過(guò)程的模擬方法；(2) 折疊彈翼未展開、展開中間若干狀態(tài)、完全展開狀態(tài)的氣動(dòng)力與力矩( 軸向力、側(cè)向力、法向力、俯仰力矩、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩) 系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)的構(gòu)建； (3) 在試驗(yàn)時(shí)懸掛物分離過(guò)程中氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的處理，既要避免重復(fù)性拆裝模型帶來(lái)的不便和誤差，又要保證數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性；(4) 六自由度運(yùn)動(dòng)方程求解前，懸掛物力與力矩系數(shù)的修正理論方法，包括姿態(tài)的識(shí)別、氣動(dòng)力和力矩的插值、坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換方法。

第2 ～4 條主要是解決試驗(yàn)技術(shù)的工程實(shí)用問(wèn)題，限于篇幅不在這里詳細(xì)說(shuō)明，本文主要針對(duì)第1條中的折疊彈翼動(dòng)態(tài)展開過(guò)程的模擬方法進(jìn)行理論分析和描述。

飛機(jī)在大氣中飛行時(shí)，由于飛機(jī)的擾動(dòng)，其附近的流場(chǎng)為非均勻流場(chǎng)，懸掛物從飛機(jī)分離時(shí)要穿越這個(gè)非均勻流場(chǎng)，表現(xiàn)出與在均勻流場(chǎng)中不同的運(yùn)動(dòng)特性。飛機(jī)周圍的非均勻流場(chǎng)可以看作是無(wú)窮遠(yuǎn)處的均勻來(lái)流和飛機(jī)產(chǎn)生的非均勻擾動(dòng)流場(chǎng)的疊加，非均勻擾動(dòng)流場(chǎng)與飛機(jī)和懸掛物的布局以及飛行條件有關(guān)。在懸掛物從飛機(jī)分離的過(guò)程中，懸掛物受到的氣動(dòng)力C 可以分解為懸掛物在均勻來(lái)流中的氣動(dòng)力Cs和飛機(jī)非均勻流場(chǎng)產(chǎn)生的干擾氣動(dòng)力ΔCf，即：

懸掛物在均勻來(lái)流中的氣動(dòng)力Cs可以通過(guò)懸掛物在無(wú)飛機(jī)干擾情況下的自由流測(cè)力試驗(yàn)獲取，飛機(jī)非均勻流場(chǎng)產(chǎn)生的干擾氣動(dòng)力ΔCf獲取的方法有多種，包括CFD 或?qū)嶒?yàn)方法獲取。

在相同的飛機(jī)干擾流場(chǎng)、位置和姿態(tài)角下，懸掛物折疊彈翼未展開和彈翼展開角度為δ 時(shí)的氣動(dòng)力分別為：

式中，下標(biāo)“0”代表折疊彈翼未展開狀態(tài)，下標(biāo)“δ”代表折疊彈翼展開狀態(tài)。

懸掛物折疊彈翼未展開和展開狀態(tài)時(shí)懸掛物主體基本一致，僅有局部變化，可認(rèn)為二者在飛機(jī)流場(chǎng)中受到的干擾氣動(dòng)力ΔCf近似相等，即：

那么折疊彈翼展開角度為δ 時(shí)的氣動(dòng)力可表示為：

即在飛機(jī)干擾流場(chǎng)中相同位置和姿態(tài)角下，折疊彈翼展開狀態(tài)懸掛物的氣動(dòng)力可表示為折疊彈翼未展開狀態(tài)的氣動(dòng)力加上折疊彈翼展開與未展開狀態(tài)的自由流氣動(dòng)力差量。

2 試驗(yàn)結(jié)果和分析

2.1 試驗(yàn)對(duì)象

某折疊彈翼懸掛物外形如圖3 所示，此懸掛物全長(zhǎng)3.3m，彈體最大直徑0.28m，重量280kg，尾部有4副增穩(wěn)折疊彈翼，彈翼最大展開角度約60°，彈翼展開時(shí)間歷程見圖4，全程約0.5s。

圖3 某折疊彈翼懸掛物外形圖Fig.3 The sketch of some store with folding wing

圖4 折疊彈翼展開角度隨時(shí)間變化關(guān)系Fig.4 Unfolding angle vs. time

飛機(jī)為某輕型戰(zhàn)斗機(jī)，掛載布局如圖5 所示，內(nèi)側(cè)站位懸掛物為副油箱。

圖5 懸掛物掛載布局Fig.5 Store carriage configuration

2.2 試驗(yàn)結(jié)果

按照試驗(yàn)流程，獲取了馬赫數(shù)M =0.85 時(shí)的某折疊彈翼懸掛物彈翼展開典型狀態(tài)的自由流氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)和飛機(jī)平飛下分離軌跡。

圖6 是M=0.85 時(shí)的折疊彈翼懸掛物不同展開角度的俯仰力矩系數(shù)Cm隨法向力系數(shù)CN的變化曲線。由圖可知，折疊彈翼懸掛物縱向靜安定度隨彈翼展開角度變化差異較大，彈翼未展開時(shí)，處于靜不安定狀態(tài)，隨著折疊彈翼角度增大到10° ～15°之間，縱向氣動(dòng)特性轉(zhuǎn)變?yōu)殪o安定狀態(tài)。懸掛物安定度的變化對(duì)分離安全性會(huì)產(chǎn)生較大影響，傳統(tǒng)的CTS 方法無(wú)法完成此類懸掛物的分離安全性評(píng)估。

圖6 M=0.85 時(shí)的某折疊彈翼懸掛物自由流氣動(dòng)特性Fig.6 Cm vs. CN of the store with folding wing，M=0.85

圖7 是M=0.85 時(shí)折疊彈翼懸掛物的分離軌跡軸向位移、側(cè)向位移和法向位移隨時(shí)間的變化曲線。由結(jié)果可知，軸向位移在氣動(dòng)阻力影響下向后緩慢增大；側(cè)向位移在機(jī)翼側(cè)洗等干擾下向機(jī)翼外側(cè)移動(dòng)，t=0.5s 重心處側(cè)向位移已超1m；法向位移在重力和氣動(dòng)力雙重作用下加速向下運(yùn)動(dòng)，t =0.5s 時(shí)重心處位移已達(dá)到3m 左右。

圖7 M=0.85 時(shí)的分離軌跡位移Fig.7 Trajectory c.g.locations，M=0.85

圖8 是M=0.85 時(shí)折疊彈翼懸掛物的分離軌跡俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化曲線。由圖可知，隨折疊彈翼的展開，懸掛物縱、橫向氣動(dòng)特性由靜不安定狀態(tài)向靜安定狀態(tài)轉(zhuǎn)變，懸掛物俯仰角和偏航角開始振蕩收斂，俯仰角和偏航角最大波動(dòng)都出現(xiàn)在0.3s 以內(nèi)；懸掛物的滾轉(zhuǎn)角是發(fā)散的，由于懸掛物是軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，因此不會(huì)對(duì)分離安全性有較大影響； 總體而言，在折疊彈翼展開情況下，某折疊彈翼懸掛物在M=0.85 時(shí)可以安全分離。

圖8 M=0.85 時(shí)的分離軌跡姿態(tài)角Fig.8 Trajectory angular orientations，M=0.85

3 結(jié) 論

本文針對(duì)折疊彈翼動(dòng)態(tài)展開過(guò)程懸掛物的分離安全性問(wèn)題，將懸掛物彈翼展開的氣動(dòng)力與力矩系數(shù)修正方法引入到懸掛物分離安全性研究當(dāng)中，解決了折疊彈翼懸掛物分離軌跡風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)瓶頸，并以某折疊彈翼懸掛物進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明該方法具有流程清晰、方法可靠、可操作性強(qiáng)、工程實(shí)用等特點(diǎn)，此方法原理不僅適用于CTS 風(fēng)洞試驗(yàn)，也適用于CFD 軌跡仿真數(shù)值計(jì)算。

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