楊軍鋒，孫 敏

（63876 部隊(duì)，華陰 714200）

引言

空空導(dǎo)彈作為典型的機(jī)載武器系統(tǒng)，在其壽命期內(nèi)運(yùn)輸、貯存、使用（掛飛和自主飛行）等多個(gè)階段，將經(jīng)受多種復(fù)雜的自然的或誘發(fā)的環(huán)境因素的綜合作用。根據(jù)空空導(dǎo)彈及其武器系統(tǒng)的使用特點(diǎn)，本文以溫度和高度兩個(gè)環(huán)境因素為研究對(duì)象展開(kāi)研究。

GJB 150A取消了GJB 150中的溫度-高度試驗(yàn)項(xiàng)目，修訂了低氣壓試驗(yàn)和溫度-濕度-高度-振動(dòng)試驗(yàn)等多個(gè)試驗(yàn)項(xiàng)目，但GJB 150.24A并不是真正的四綜合，而是單個(gè)或多個(gè)因素的組合試驗(yàn)，溫度-高度試驗(yàn)就是其中一環(huán)。GJB 150.24A試驗(yàn)方法的應(yīng)力使用不再?gòu)?qiáng)調(diào)極值準(zhǔn)則，剖面設(shè)計(jì)方法與可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)方法類似，基本上沒(méi)有為綜合試驗(yàn)的試驗(yàn)應(yīng)力條件剪裁和如何實(shí)施做出詳細(xì)的指導(dǎo)，許多地方不明確，可操作性差[1，2]，在具體試驗(yàn)時(shí)必將存在著工作不系統(tǒng)、照搬參考試驗(yàn)條件等問(wèn)題，這就對(duì)溫度-高度試驗(yàn)項(xiàng)目的貫徹實(shí)施帶來(lái)了困難。因此，有必要對(duì)空空導(dǎo)彈溫度-高度環(huán)境適應(yīng)性模擬試驗(yàn)方法進(jìn)行研究。

1 空空導(dǎo)彈典型任務(wù)剖面分析

1.1 空空導(dǎo)彈典型壽命剖面分析

空空導(dǎo)彈具有“長(zhǎng)期貯存、一次使用”的特點(diǎn)，其壽命期內(nèi)要反復(fù)經(jīng)歷包裝、裝卸、運(yùn)輸、貯存、檢測(cè)、維修、掛機(jī)飛行等過(guò)程，直至發(fā)射、引炸?？湛諏?dǎo)彈典型壽命剖面見(jiàn)圖1。

空空導(dǎo)彈在壽命期內(nèi)要經(jīng)受各個(gè)過(guò)程中存在及產(chǎn)生的振動(dòng)、沖擊、高溫、低溫、高濕、高度、鹽霧、霉菌、沙塵等一系列自然的或誘發(fā)的機(jī)械的、氣候的、化學(xué)的、生物的及其它特殊的單個(gè)或多個(gè)環(huán)境因素的作用，從而使空空導(dǎo)彈處于十分惡劣的、大幅變化的環(huán)境當(dāng)中，由此可能會(huì)對(duì)空空導(dǎo)彈造成不可逆轉(zhuǎn)的功能性損傷[3，4]。因此，對(duì)空空導(dǎo)彈進(jìn)行試驗(yàn)室環(huán)境適應(yīng)性模擬試驗(yàn)以獲取其在特定的環(huán)境條件下自身的材料、結(jié)構(gòu)、功能、性能的變化，以及空空導(dǎo)彈對(duì)其所經(jīng)受的環(huán)境應(yīng)力的物理響應(yīng)特性和耐環(huán)境能力極限等方面的信息顯得尤為重要。

1.2 空空導(dǎo)彈典型任務(wù)剖面確定

空空導(dǎo)彈一般是要經(jīng)歷空運(yùn)、高海拔機(jī)場(chǎng)/地域的儲(chǔ)存及使用、掛機(jī)飛行、自主飛行等經(jīng)受溫度和低氣壓綜合作用的狀態(tài)過(guò)程。其中掛機(jī)飛行是空空導(dǎo)彈主要的任務(wù)形式，且具有多次掛飛的特點(diǎn)。伴隨著載機(jī)起飛、爬升、俯沖、著陸等技、戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作的實(shí)現(xiàn)，導(dǎo)彈所處環(huán)境中的溫度、氣壓不斷發(fā)生變化。

空空導(dǎo)彈典型任務(wù)剖面主要是溫度和低氣壓綜合作用的空中溫度環(huán)境（暫不涉及濕度、振動(dòng)），受溫度與高度綜合效應(yīng)的影響，可能產(chǎn)生更加復(fù)雜的物理或化學(xué)效應(yīng)、產(chǎn)生電效應(yīng)。低溫-低氣壓可能造成彈體及內(nèi)部材料的收縮、變脆甚至斷裂，影響彈體的密閉性，也可造成內(nèi)部液體的凍結(jié)等；高溫-低氣壓降低了空氣的熱傳導(dǎo)能力，引起過(guò)熱，膨脹、變形甚至破裂，加速了內(nèi)部構(gòu)件的老化及潤(rùn)滑油等油液的揮發(fā)，同時(shí)造成了空氣電介質(zhì)強(qiáng)度明顯降低，使電暈起始電壓和擊穿電壓明顯降低，從而使飛弧、表面放電或電暈放電的危險(xiǎn)性增加；如彈體結(jié)構(gòu)密封性受到影響，彈體內(nèi)外部溫度差及壓差會(huì)通過(guò)泄露通道“呼”出或“吸”入，可能會(huì)造成潮氣等腐蝕氣體的進(jìn)入，產(chǎn)生腐蝕或氧化，重者導(dǎo)致絕緣下降和斷路現(xiàn)象。綜上所述，溫度、高度綜合應(yīng)力會(huì)使空空導(dǎo)彈的機(jī)械和電氣性能受到很大影響，必須開(kāi)展溫度-高度環(huán)境模擬試驗(yàn)來(lái)進(jìn)行研究。

2 空空導(dǎo)彈掛飛階段（含貯存/運(yùn)輸）應(yīng)力量值確定

環(huán)境應(yīng)力及其量值的選擇與確定是考核空空導(dǎo)彈掛飛階段溫度-高度環(huán)境適應(yīng)性的關(guān)鍵?？湛諏?dǎo)彈通常掛載在飛機(jī)下表面，完全處于自然環(huán)境（不控溫、不控壓）當(dāng)中，直接受載機(jī)的飛行高度及所在高度上的大氣溫度、飛行速度、飛機(jī)爬升率、飛行時(shí)間等因素的影響；貯運(yùn)依據(jù)載機(jī)的最高飛行高度，艙溫、艙壓是否受控等情況分成各種類別。通常在兩類主要高度上進(jìn)行溫度-高度試驗(yàn)[5，6]，一是在載機(jī)的最高升限上；另一種是在典型的常用高度上。首先應(yīng)依據(jù)載機(jī)的空間狀態(tài)參數(shù)分階段的給出載機(jī)的階段高度、階段速度、階段持續(xù)時(shí)間以及各穩(wěn)定狀態(tài)之間的轉(zhuǎn)換速率，繪制出載機(jī)的飛行任務(wù)剖面，并依此擬定出載機(jī)的環(huán)境應(yīng)力及溫度和壓力應(yīng)力量值、相應(yīng)的持續(xù)或轉(zhuǎn)換時(shí)間以及導(dǎo)彈所處的環(huán)境狀態(tài)。部分?jǐn)?shù)據(jù)來(lái)源于飛行任務(wù)剖面，其它數(shù)據(jù)根據(jù)飛行任務(wù)剖面提供的高度、速度、持續(xù)時(shí)間并參考經(jīng)驗(yàn)值等進(jìn)行計(jì)算[7]。

在使用過(guò)程當(dāng)中，可能會(huì)遇到3 種類型的氣候溫度，即標(biāo)準(zhǔn)天、冷天和熱天的溫度，論文只考慮冷、熱天溫度應(yīng)力的影響。熱天和冷天地面溫度取決于所選定的冒極端溫度的風(fēng)險(xiǎn)率（論文采用20 %風(fēng)險(xiǎn)極值）。溫度可以根據(jù)所在高度分別從GB 1920 和HB 5652 中查出；目前用于掛機(jī)飛行典型任務(wù)剖面中的實(shí)測(cè)溫度數(shù)據(jù)較少，一般情況下可根據(jù)公式：

圖1 空空導(dǎo)彈典型壽命剖面示意圖

式中：

T0—載機(jī)所處高度的大氣環(huán)境溫度；

M—載機(jī)的飛行馬赫數(shù)。

所施加的高度壓力應(yīng)按照載機(jī)的任務(wù)剖面確定。通常，在某一高度上空氣的壓力可以用下式來(lái)表示：

式中：P—壓力，KPa；

H—高度，km。

下面對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、直升機(jī)三類載機(jī)的典型飛行任務(wù)剖面進(jìn)行分析，并對(duì)與之相對(duì)應(yīng)的溫度、高度應(yīng)力進(jìn)行分析研究。

2.1 戰(zhàn)斗機(jī)高-低-高任務(wù)剖面及其環(huán)境應(yīng)力確定

從目前世界上典型作戰(zhàn)飛機(jī)的性能參數(shù)可以看出，其飛行包線大多在15 200 m以下，巡航高度大多在9 000 m到15 200 m的范圍內(nèi)。主戰(zhàn)飛機(jī)的最大飛行高度一般不超過(guò)20 000 m，飛機(jī)速度最大不超過(guò)2.2 M，低空飛行一般不超過(guò)音速。

1）高—低—高飛行任務(wù)剖面

戰(zhàn)斗機(jī)有低—低、高—中—低、高—低—高等多種飛行剖面，以飛行高-低-高任務(wù)剖面經(jīng)歷的溫度、高度變化最為復(fù)雜，高-低-高任務(wù)剖面示例見(jiàn)圖2。最大爬升率參考蘇30相關(guān)數(shù)據(jù)。

圖2 戰(zhàn)斗機(jī)高-低-高飛行任務(wù)剖面示意圖

2）環(huán)境應(yīng)力確定

依據(jù)GB 1920、HB 5652，公式（1）、（2）、（3）以及相關(guān)文獻(xiàn)，得出環(huán)境應(yīng)力數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。

當(dāng)載機(jī)在最高升限作低速飛行時(shí)，空空導(dǎo)彈處于低溫低氣壓（最低溫、最低壓）環(huán)境當(dāng)中；當(dāng)載機(jī)作高速飛行時(shí)，受氣動(dòng)加熱影響，空空導(dǎo)彈可能會(huì)處于高溫低壓環(huán)境當(dāng)中，通常只要求空空導(dǎo)彈能夠承受短時(shí)的高溫，但絕不允許使之熱保透[7]，亞音速飛行一般不涉及氣動(dòng)加熱問(wèn)題。當(dāng)載機(jī)處于快速爬升或俯沖狀態(tài)時(shí)，彈體遭受溫度、壓力沖擊問(wèn)題十分明顯。從已取得的高空掛飛的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)來(lái)看[8]（H=13.6 km，M=2.2，彈體TMax=139 ℃），一般計(jì)算溫度稍低或稍高于實(shí)測(cè)溫度且導(dǎo)引頭附近溫度最高。參照目前實(shí)測(cè)到的掛飛階段導(dǎo)引頭附近的溫度，確定高溫溫度為150 ℃，最低壓力為4.32 KPa，最低溫度為-70 ℃；確定常用高度壓力為18.8 KPa，溫度為-60 ℃；確定高溫低壓環(huán)境條件溫度為100℃，壓力為4.32 KPa；確定快速爬升至包線最大高度溫度為-60 ℃，壓力為11.1 KPa。

2.2 運(yùn)輸機(jī)高-中-低任務(wù)剖面及其環(huán)境應(yīng)力（含貯存/運(yùn)輸）確定

運(yùn)輸機(jī)可能用于空空導(dǎo)彈的貯運(yùn)任務(wù)，當(dāng)運(yùn)輸機(jī)處于一定高度時(shí)，艙壓、溫度一般都會(huì)處于可控狀態(tài)，像伊爾76最大飛行速度不超過(guò)0.7 M，艙壓在達(dá)到某一高度之前和外界大氣壓力一致，超過(guò)一定高度保持在3 000 m左右。（根據(jù)我國(guó)機(jī)場(chǎng)海拔數(shù)據(jù)：目前我國(guó)海拔最高的機(jī)場(chǎng)為西藏邦達(dá)機(jī)場(chǎng)，海拔高度為4 334 m，擬建中的西藏那曲機(jī)場(chǎng)，海拔高度為4 436 m，目前采取地面軍事行動(dòng)的最高地面高度為4 570 m。導(dǎo)彈在掛飛之前可能會(huì)在類似的高海拔機(jī)場(chǎng)或野戰(zhàn)機(jī)場(chǎng)進(jìn)行貯存與掛機(jī)檢測(cè)等，從而使其在地面上就承受低壓環(huán)境。）載機(jī)在飛行過(guò)程當(dāng)中，可能會(huì)遭受飛鳥(niǎo)或不明物的劇烈沖撞甚至穿透以致造成艙壓快速或急劇下降的情況，使之承受意外失壓帶來(lái)的嚴(yán)重后果。

表1 高—低—高飛行任務(wù)剖面環(huán)境應(yīng)力數(shù)據(jù)

1）高—中—低飛行任務(wù)剖面

運(yùn)輸機(jī)執(zhí)行一次任務(wù)一般不超過(guò)8 h，且以飛行高-中-低任務(wù)剖面最為常見(jiàn)，飛行任務(wù)剖面示例見(jiàn)圖3。

2）環(huán)境應(yīng)力確定

依據(jù)GB 1920、HB 5652，公式（1）、（2）、（3）以及相關(guān)文獻(xiàn)，得出環(huán)境應(yīng)力數(shù)據(jù)見(jiàn)表2。

圖3 運(yùn)輸機(jī)高-中-低飛行任務(wù)剖面示意圖

表2 高-中-低飛行任務(wù)剖面環(huán)境應(yīng)力數(shù)據(jù)

圖4 直升機(jī)中-低任務(wù)剖面示意圖

表3 中-低飛行任務(wù)剖面環(huán)境應(yīng)力數(shù)據(jù)

當(dāng)在高原環(huán)境貯存/使用時(shí)，低壓條件為57.2 KPa，低溫條件為-45 ℃；當(dāng)處于空運(yùn)狀態(tài)時(shí)，艙內(nèi)壓力調(diào)整到70.1 KPa，溫度為25 ℃。當(dāng)遭受意外失壓時(shí)，壓力條件為18.8 KPa，低溫條件為-50 ℃，如損傷嚴(yán)重，失壓時(shí)間則非常短，可在0.1 s（具有爆炸性）甚至更短的時(shí)間內(nèi)完成；損傷輕微失壓時(shí)間相對(duì)長(zhǎng)，但一般不超過(guò)15 s（快速性）。

2.3 直升機(jī)中-低任務(wù)剖面

1）中-低飛行任務(wù)剖面

直升機(jī)飛行包線大多在6 000 m以下，但運(yùn)輸直升機(jī)升限可達(dá)到8 000 m，通常情況下在幾十米至幾百米之間飛行，最大飛行速度不超過(guò)0.3 M。參考相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)及文獻(xiàn)，中-低飛行任務(wù)剖面示例見(jiàn)圖4。

2）環(huán)境應(yīng)力確定

依據(jù)GB 1920、HB 5652，公式（1）、（2）、（3）以及相關(guān)文獻(xiàn)，得出環(huán)境應(yīng)力數(shù)據(jù)見(jiàn)表3。

3 空空導(dǎo)彈溫度-高度試驗(yàn)項(xiàng)目及試驗(yàn)條件

空空導(dǎo)彈溫度-高度環(huán)境適應(yīng)性模擬試驗(yàn)主要是依據(jù)使用過(guò)程當(dāng)中可能遇到的環(huán)境條件，通過(guò)剪裁分析，以試驗(yàn)高度、溫度、溫度變化速率、壓力變化速率和保溫保壓時(shí)間為主要參數(shù)，以考核空空導(dǎo)彈對(duì)溫度和低氣壓綜合環(huán)境應(yīng)力的適應(yīng)能力。

3.1 試驗(yàn)項(xiàng)目確定

根據(jù)空空導(dǎo)彈貯存、運(yùn)輸、掛飛各階段的環(huán)境應(yīng)力及其量值的變化特點(diǎn)，確定空空導(dǎo)彈溫度-高度環(huán)境適應(yīng)性模擬試驗(yàn)項(xiàng)目。

1）貯存/空運(yùn)

適用于高海拔地區(qū)運(yùn)輸/貯存/使用或在運(yùn)輸/貯存技術(shù)狀態(tài)下空運(yùn)的空空導(dǎo)彈。

2）氣動(dòng)加熱（常壓高溫）

適用于確定空空導(dǎo)彈掛飛階段經(jīng)氣動(dòng)加熱后對(duì)短時(shí)高溫變率的高溫的適應(yīng)能力。

3）低溫低氣壓

適用于確定空空導(dǎo)彈掛飛階段在高空作低速飛行時(shí)的工作性能。

4）高溫低氣壓

適用于確定空空導(dǎo)彈掛飛階段在高空作高速飛行時(shí)的工作性能。

5）快速降溫降壓

適用于確定空空導(dǎo)彈掛飛階段載機(jī)做快速俯沖、快速爬升時(shí)的性能。

6）快速減壓降溫

適用于確定空空導(dǎo)彈周圍環(huán)境壓力和溫度的快速降低是否會(huì)引起導(dǎo)彈性能變化。

3.2 試驗(yàn)條件

空空導(dǎo)彈溫度-高度綜合環(huán)境試驗(yàn)的試驗(yàn)條件要求[8]見(jiàn)表4。

3.3 試驗(yàn)實(shí)施流程

基于真實(shí)模擬和影響顯著的原則，通過(guò)3.2節(jié)確定空空導(dǎo)彈溫度-高度試驗(yàn)實(shí)施流程，見(jiàn)圖5和圖6。

3.4 試驗(yàn)實(shí)施技術(shù)

一般低氣壓試驗(yàn)系統(tǒng)難以滿足氣動(dòng)加熱試驗(yàn)和快速減壓降溫試驗(yàn)中所要求的快速升溫、快速降壓降溫的條件，必須開(kāi)發(fā)專門(mén)的輔助系統(tǒng)來(lái)滿足試驗(yàn)要求。

表4 空空導(dǎo)彈溫度-高度綜合環(huán)境試驗(yàn)的試驗(yàn)條件要求

圖5 直升機(jī)用空空導(dǎo)彈溫度-高度試驗(yàn)流程

圖6 戰(zhàn)斗機(jī)用空空導(dǎo)彈溫度-高度試驗(yàn)流程

1）由于氣動(dòng)加熱試驗(yàn)試驗(yàn)室壓力不變，可使用專用的高加速應(yīng)力試驗(yàn)箱來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)；運(yùn)用輻射加熱技術(shù)為溫度-高度試驗(yàn)系統(tǒng)加裝石英燈來(lái)進(jìn)行短時(shí)瞬態(tài)的熱模擬，與此同時(shí)還可對(duì)加熱表面進(jìn)行分區(qū)控制，從而達(dá)到氣動(dòng)加熱試驗(yàn)的目的。

2）由于系統(tǒng)很難滿足快速降壓的要求，為此運(yùn)用理想氣體狀態(tài)方程P1V1+P2V2=P(V1+V2)原理，為溫度-高度試驗(yàn)系統(tǒng)加裝一套輔助試驗(yàn)箱，該試驗(yàn)箱與溫壓艙共用一套降溫、降壓系統(tǒng)，兩箱體中間由氣動(dòng)閥聯(lián)接。快速減壓降溫試驗(yàn)之前，通過(guò)調(diào)節(jié)氣動(dòng)閥，將溫度、壓力分別調(diào)整到規(guī)定值，待初始試驗(yàn)條件滿足后，突然打開(kāi)氣動(dòng)閥，通過(guò)控制氣動(dòng)閥的打開(kāi)速度及閥門(mén)開(kāi)度使兩個(gè)試驗(yàn)箱在規(guī)定時(shí)間內(nèi)達(dá)到溫度、壓力平衡，即可實(shí)現(xiàn)快速減壓降溫試驗(yàn)。

4 結(jié)論

平臺(tái)及平臺(tái)環(huán)境的多樣化導(dǎo)致空空導(dǎo)彈在其壽命期內(nèi)可能會(huì)遭受更加復(fù)雜的環(huán)境條件，其環(huán)境適應(yīng)性必須滿足設(shè)計(jì)和使用要求。本文在對(duì)空空導(dǎo)彈壽命期內(nèi)典型任務(wù)剖面分析的基本上，從空空導(dǎo)彈可能要經(jīng)歷的高海拔機(jī)場(chǎng)貯存/使用、隨機(jī)掛飛、備件空運(yùn)、意外失壓等狀態(tài)事件入手，利用環(huán)境分析技術(shù)對(duì)涉及到的典型的溫度、高度環(huán)境因素進(jìn)行了分析研究，確定了空空導(dǎo)彈典型的極限溫度和極限低氣壓環(huán)境條件，給出了溫度-高度環(huán)境適應(yīng)性試驗(yàn)要求，對(duì)空空導(dǎo)彈溫度-高度環(huán)境試驗(yàn)的開(kāi)展有一定的指導(dǎo)意義，為進(jìn)一步研究具體的試驗(yàn)實(shí)施技術(shù)打下了基礎(chǔ)。

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[4]GJB 899A-2009,中國(guó)標(biāo)準(zhǔn)書(shū)號(hào)[S].

[5]馮福來(lái).對(duì)機(jī)載設(shè)備環(huán)境試驗(yàn)條件若干問(wèn)題的探討[J].航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量, 2001(5):30-33．

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