吳繼飛, 徐來武, 郭洪濤, 唐淋偉, 高 鵬

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000； 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

內(nèi)埋武器艙艙門開閉動態(tài)模擬試驗技術(shù)研究

吳繼飛1,2,*, 徐來武2, 郭洪濤2, 唐淋偉2, 高 鵬2

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000； 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

在高速風洞中對內(nèi)埋武器艙艙門開閉動態(tài)模擬試驗技術(shù)進行了研究，彈艙長深比(L/D)為6.5。分析了艙門開閉動態(tài)試驗風洞模擬準則，研制了氣缸驅(qū)動和電機驅(qū)動兩種艙門開閉運動機構(gòu)，發(fā)展了艙門開閉動態(tài)試驗測試技術(shù)與數(shù)據(jù)處理方法，獲得了艙門運動特性及武器艙系統(tǒng)動態(tài)載荷特性。本文給出了Ma=0.6,Re=1.28×107/m的試驗結(jié)果。研究結(jié)果表明：運動機構(gòu)設(shè)計合理，氣缸驅(qū)動與電機驅(qū)動兩種方式均可實現(xiàn)艙門的快速開閉運動，采用電機驅(qū)動時，艙門運動速度可在較寬范圍內(nèi)調(diào)節(jié)；測試系統(tǒng)可靠，可準確獲得高速氣流條件下艙門開閉過程中的動態(tài)載荷及艙門運動規(guī)律；數(shù)據(jù)處理方法可行，獲得了測點的能量分布特性及頻譜特性，并對彈艙流場及艙門動態(tài)載荷特性進行了研究。

內(nèi)埋武器艙；動態(tài)模擬；動態(tài)載荷；氣動驅(qū)動；電機驅(qū)動

0 引 言

超聲速巡航和隱身是新一代戰(zhàn)斗機追求的目標，為了實現(xiàn)上述目標，其在布局上均采用了武器內(nèi)埋式裝載方式。武器內(nèi)埋裝載引發(fā)了許多空氣動力學問題，如流動分離、剪切層流動、激波/旋渦干擾等[1-3]。國外從20世紀50年代就開始了對彈艙流場的研究，研究主要集中在彈艙流動機理及流場類型劃分[4-6]、彈艙流場氣動噪聲自持振蕩機制[7-9]、內(nèi)埋武器分離特性[10-12]以及旨在改善彈艙流場特性的主/被動流動控制方法研究[13-16]等。國內(nèi)在該方面的研究起步較晚，手段多以數(shù)值模擬為主[17-20]，研究模型主要為簡化彈艙模型。

為了充分發(fā)揮內(nèi)埋式裝載的優(yōu)點，在內(nèi)埋武器發(fā)射前后，都必須采用艙門將內(nèi)埋武器艙進行遮蓋。戰(zhàn)斗機武器艙門甚至需要在全飛行包線范圍內(nèi)具備快速開閉的能力，在高速飛行狀態(tài)下，艙門運動會引起彈艙流場發(fā)生劇烈變化，而流場的劇烈變化又會對艙門運動機構(gòu)及艙門結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響，嚴重時將導(dǎo)致艙門運動器械失效或艙門結(jié)構(gòu)破壞。目前，針對艙門氣動載荷及其影響方面的研究較少[21-22]，且基本是以靜態(tài)模擬開展的，為較真實地獲取艙門開閉動態(tài)載荷特性，需發(fā)展和建立相應(yīng)的風洞試驗技術(shù)。

本文分析了艙門開閉動態(tài)試驗風洞模擬準則，研制了相關(guān)運動機構(gòu)及裝置，發(fā)展了艙門開閉動態(tài)試驗測試技術(shù)與數(shù)據(jù)處理方法，獲得了艙門運動特性及動態(tài)載荷特性，為開展相關(guān)型號艙門開閉動態(tài)試驗打下良好基礎(chǔ)。

1 試驗?zāi)M準則分析

要做到對飛行器機動飛行條件下內(nèi)埋武器艙艙門運動過程中動態(tài)特性的真實模擬，風洞試驗必須要滿足試驗?zāi)Ｐ秃驼鎸嶏w行器的流動和運動相似，以及試驗?zāi)Ｐ团撻T和真實艙門的運動相似。但在現(xiàn)有的條件下，要完全滿足這些相似準則非常困難，因此目前在研究內(nèi)埋武器艙艙門開閉動態(tài)特性時，通常采用簡化模型，只模擬武器艙一個部件而不考慮整個飛行器，這樣處理后飛行器本身的運動相似就不用考慮，只需考慮武器艙艙門的運動相似和周圍繞流的流場相似。由于艙門開閉運動屬于有動力條件下的定軌跡運動，因此艙門的運動相似條件就需要滿足試驗?zāi)Ｐ秃驼鎸嵟撻T的斯特勞哈爾數(shù)(St)相等以及運動的起始和終止角度相等，而在高速風洞中實現(xiàn)艙門周圍流場相似，則需在滿足試驗?zāi)Ｐ秃驼鎸嵟撻T的斯特勞哈爾數(shù)相等的基礎(chǔ)上還需滿足Ma、Re以及比熱比γ相等。

在高速風洞中開展試驗，比熱比γ相似條件一般是滿足的，但Ma與Re同時滿足則十分困難，由于風洞試驗?zāi)Ｐ偷奶卣鞒叽绫葘嵨镄∪舾杀?，若在來流溫度及密度保持不變的情況下保證Re相等，就要求風洞中的來流速度V∞比真實來流的速度V∞要大同樣的倍數(shù)，這就破壞了Ma相等的相似準則，而Ma是高速風洞試驗通常首先必須要保證的一個相似準則，艙門開閉動態(tài)試驗也不例外，Re通常只有在粘性起主要作用時才需對其進行完全模擬。

通過上述分析，本文認為，在高速風洞中開展艙門開閉動態(tài)試驗必須基于部分相似(條件相似)進行，艙門開閉動態(tài)試驗風洞模擬的相似準則為：

(1) 滿足艙門外形幾何相似；

(2) 艙門起始/終止角度相等：

(1)

(3) 3個相似參數(shù)相等：

(2)

式中：LD表示艙門長度；ΔT表示艙門完成1次開啟或關(guān)閉動作的作用時間；V∞表示來流速度。

2 試驗?zāi)M方法研究

在高速風洞中建立內(nèi)埋武器艙艙門開閉動態(tài)試驗技術(shù)需解決3個關(guān)鍵問題: (1) 如何得到按預(yù)定規(guī)律變化的非定常流場和模型姿態(tài)；(2) 如何準確記錄艙門運動及非定常流場數(shù)據(jù)；(3) 如何正確處理試驗數(shù)據(jù)。

2.1 試驗風洞

研究基于中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所FL-23風洞開展，該風洞為直流暫沖式亞、跨、超三聲速風洞，試驗段橫截面尺寸為0.6m×0.6m，試驗段長度為2.5m，跨聲速時上下壁是60°斜孔壁，開孔率為4.3%，左右為實壁；超聲速時，四壁均為實壁。風洞試驗Ma范圍為0.4～4.5。試驗段左右壁的光學觀察窗可整體取下，從而形成一個尺寸為1.014m×0.54m矩形安裝平臺，本研究即利用該平臺安裝研究模型。

2.2 模型及運動控制系統(tǒng)

戰(zhàn)斗機艙門長度可達4～5m，為了在空中格斗中占據(jù)先機，要求艙門可在1～2s左右完成開啟或關(guān)閉動作[23]。若模型縮比為1∶10左右，為保證St數(shù)與真實飛行條件接近，則要求縮比模型在0.1～0.2s左右完成開啟或關(guān)閉動作，這是模型及運動機構(gòu)設(shè)計需解決的關(guān)鍵技術(shù)。

2.2.1 模型設(shè)計

彈艙模型安裝于風洞試驗段側(cè)壁上，其長度(L)為325mm，單側(cè)彈艙寬度(W)為70.5mm，深度(D)為50mm，即彈艙長深比(L/D)為6.5。艙門簡化成平板，在門軸處艙門外形采用橢圓方程曲線進行過渡，艙門門軸周邊進行相應(yīng)處理，以保證艙門開閉過程中部件間不產(chǎn)生干涉，艙門完全閉合狀態(tài)下與周圍平面齊平，此時艙門開啟角定義為零度，艙門完全打開時的角度為126°，艙門厚度為6mm。模型安裝于風洞中的照片如圖1所示。

圖1 試驗?zāi)Ｐ蛨D片F(xiàn)ig.1 Photo of testing models

測點主要分布在下側(cè)彈艙，沿彈艙底部中軸線上分布有12個測點，下側(cè)艙門上布置有42個脈動壓力測點，測點在艙門內(nèi)外表面對稱分布，測點分布情況如圖2所示。

圖2 艙門測點分布圖Fig.2 Distribution of measurement points on door

2.2.2 氣缸驅(qū)動運動機構(gòu)

采用差動雙葉結(jié)構(gòu)將氣缸—連桿機構(gòu)的動力轉(zhuǎn)化為艙門旋轉(zhuǎn)運動所需的驅(qū)動力，如圖3所示，艙門與門軸后方耳片之間的夾角為126°，耳片隱藏于平板下方的風洞駐室內(nèi)，通過活塞伸縮運動帶動艙門開閉運動。

圖3 氣缸驅(qū)動方案示意圖Fig.3 Sketch of cylinder driven scheme

氣缸行程為80mm，內(nèi)徑Φ40mm，壓力為15MPa時氣缸的安全系數(shù)為10。通過三維建模模擬了機構(gòu)的運動過程，結(jié)果表明，該四連桿機構(gòu)設(shè)計合理，運動中不存在死點，系統(tǒng)工作正常。利用0.2～1.0MPa高壓氮氣作為驅(qū)動氣缸活塞運動的氣源。開關(guān)艙門的兩條氣路各由一個電磁閥進行控制，通過電磁閥開關(guān)氣路對氣缸兩端分別加壓，實現(xiàn)雙側(cè)艙門同時開閉；通過氣路切換，將要求保持靜止的艙門所對應(yīng)的氣缸單端加壓，實現(xiàn)單側(cè)艙門開閉；通過調(diào)節(jié)減壓閥改變驅(qū)動壓力以改變艙門的開啟和閉合速度。

2.2.3 電機驅(qū)動運動機構(gòu)

艙門后端的門軸上設(shè)計有齒輪，該齒輪與安裝在駐室內(nèi)的齒輪組相配合，由計算機控制兩臺伺服電機運轉(zhuǎn)，從而帶動艙門開閉運動。該機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖如圖4所示。

圖4 電機驅(qū)動方案示意圖Fig.4 Sketch of motor driven scheme

選用松下MINAS-A4系列高性能交流伺服驅(qū)動系統(tǒng)。該伺服系統(tǒng)具有高達1kHz的速度響應(yīng)頻率，可實現(xiàn)電機運轉(zhuǎn)的高速化，伺服電機標準對應(yīng)全閉環(huán)控制并具備自動調(diào)諧功能，配備2500P/R增量編碼器。自行開發(fā)了運動控制系統(tǒng)軟件，參數(shù)設(shè)置包括選擇艙門控制方案(雙艙門同步、單艙門運動、艙門定角度階梯運動等)、設(shè)置艙門開閉全程的角度及對應(yīng)的控制脈沖數(shù)、設(shè)置艙門動作的間隔時間等功能?？刂浦鹘缑姘ìF(xiàn)場信息、試驗信息、參數(shù)校對、運行信息、脈沖板信息和操作區(qū)等6大部分。

2.3 測試系統(tǒng)

2.3.1 艙門開啟角度測量

艙門開啟角度采用旋轉(zhuǎn)絕對式編碼器進行測量，編碼器的旋轉(zhuǎn)軸通過聯(lián)軸節(jié)以及兩級傳動齒輪與艙門門軸相連，從而保證編碼器旋轉(zhuǎn)軸與艙門門軸同步運動，編碼器的旋轉(zhuǎn)軸與艙門旋轉(zhuǎn)軸的傳動比為1，編碼器反饋信號經(jīng)分壓電路變壓處理后與脈動壓力信號同步采集，從而保證試驗數(shù)據(jù)時間上的一致性。

編碼器采用宜科公司生產(chǎn)的標準軸型絕對單圈編碼器，該編碼器適合用于工業(yè)環(huán)境，具有良好的抗機械損傷性能，能夠承受較高的軸向和徑向負載，其分辨率為13位，對應(yīng)的角度測量精度為0.044°。

2.3.2 動態(tài)載荷測量

艙內(nèi)脈動壓力使用德國Endevco公司生產(chǎn)的8514-20型壓阻式傳感器進行測量，其量程為20PSI，固有頻率為180kHz，名義靈敏度為2.18×10-3mV/Pa。由于艙門較薄，傳感器安裝以及線路布置等空間有限，因此需選用尺寸較小的傳感器。最終確定選用美國Kulite公司生產(chǎn)的LE-062型絕對式傳感器，該傳感器具有較小的外形尺寸，厚度僅為0.76mm，出口直徑僅為1.6mm，量程為10PSI，固有頻率為175kHz，名義靈敏度為1.45×10-3mV/Pa。

脈動壓力數(shù)據(jù)采用奧地利DEWETRON數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進行采集，系統(tǒng)采樣率設(shè)置為20kHz。

2.4 數(shù)據(jù)處理方法研究

艙門開閉動態(tài)試驗過程中，脈動壓力數(shù)據(jù)屬于非平穩(wěn)信號，不具有統(tǒng)計平均量，因此不能用傳統(tǒng)的脈動壓力數(shù)據(jù)處理方法進行處理，需分析該動態(tài)信號的自身特點，發(fā)展合適的數(shù)據(jù)處理方法。

內(nèi)埋彈艙流場動態(tài)信號具有頻帶寬、單頻峰值分量多、噪聲干擾嚴重等特點。針對某典型非平穩(wěn)仿真信號，選用STFT、WT、WVD、SPWVD 4種時頻分析方法對其進行計算，計算得到的時頻分布如圖5所示。

圖5 不同時頻分析方法處理結(jié)果Fig.5 Results of different time-frequency methods

圖5表明，盡管4種時頻分析方法均能反映仿真信號的能量密度的時域及頻域分布，但其計算效果卻不太一樣。表1根據(jù)實際應(yīng)用中對時頻分析比較關(guān)心的4個方面進行了比較。

表1 不同時頻分析方法特性Table 1 Characteristics of different time-frequency methods

總體上講，SPWVD雖然各單項特性不是最突出的，但沒有明顯的缺點，其余3種方法雖有單項突出優(yōu)勢，但存在明顯的缺點，從而限制了其應(yīng)用。從圖5(d)可以看出，采用SPWVD時頻分析方法進行計算能夠清晰地反映仿真信號的時頻特性，故以SPWVD時頻分析方法對艙門開閉動態(tài)試驗數(shù)據(jù)進行處理是一個較好的選擇，研制了數(shù)據(jù)處理軟件，實現(xiàn)了數(shù)據(jù)的批量處理。

3 研究結(jié)果

3.1 艙門運動特性

3.1.1 氣缸驅(qū)動

圖6給出了Ma=0.6，驅(qū)動壓力分別為0.2、0.3以及0.5MPa時的試驗結(jié)果。圖中表明，采用氣缸驅(qū)動可實現(xiàn)艙門快速開閉運動，艙門開啟與關(guān)閉最短作用時間約為0.1s；通過改變驅(qū)動壓力可實現(xiàn)艙門開啟/關(guān)閉作用時間變化，但其變化范圍有限；艙門開啟過程曲線表明，隨驅(qū)動壓力增大，曲線線性增強，而艙門關(guān)閉過程曲線則表明，隨驅(qū)動壓力增大，艙門運動初期速度變化較劇烈。其它Ma數(shù)下的艙門運動曲線特性與Ma=0.6時相似，文中不再給出。

圖6 艙門運動特性曲線Fig.6 Characteristic curves of weapons bay’s door movement

3.1.2 電機驅(qū)動

以4種不同速度控制率實現(xiàn)了艙門開啟/關(guān)閉運動，所有試驗馬赫數(shù)下，艙門運動曲線規(guī)律基本一致，文中僅給Ma=0.6時的試驗結(jié)果(見圖7)。

圖7表明，4種速度控制率下艙門開啟/關(guān)閉作用時間呈等間隔增長趨勢，實現(xiàn)了艙門運動作用時間在較寬范圍內(nèi)變化；艙門加減速過程所用時間略長，限制了艙門運動作用時間的進一步減小，艙門開啟與關(guān)閉最短作用時間約為0.15s；艙門運動加速到最大速度后，曲線線性度較好，即艙門運動中間過程速度較均勻；同一速率控制率下，艙門開啟運動曲線與艙門關(guān)閉運動曲線具有良好的對稱性。這種方案有利于開展St數(shù)影響研究。

圖7 艙門運動特性曲線Fig.7 Characteristic curves of weapons bay’s door movement

3.2 艙內(nèi)動態(tài)載荷特性

圖8給出了Ma=0.6，雙側(cè)艙門同時運動時艙內(nèi)典型測點脈動壓力能量在時域內(nèi)的分布情況，為便于分析，將時間t轉(zhuǎn)化成其對應(yīng)的艙門開啟角度θ。

圖8表明，艙門小角度開啟范圍內(nèi)，脈動壓力系數(shù)較小且變化平緩，當艙門達到某一角度時，脈動系數(shù)開始急劇增大，艙門處于較大角度開啟范圍內(nèi)，脈動系數(shù)量值較大并呈不規(guī)則波動。上述現(xiàn)象主要是由彈艙流場本身流動特性引起的，即只有當艙門開啟角度大于某一值時，彈艙流場自持振蕩回路才能形成。與艙門關(guān)閉過程相比，艙門開啟運動過程中脈動壓力系數(shù)達到最大值附近時對應(yīng)的艙門開啟角度略大，這主要是由艙門運動引起的流動遲滯效應(yīng)造成的。

圖8 艙內(nèi)能量分布曲線Fig.8 Curves of energy distribution on cavity floor

圖9給出了Ma=0.6，雙側(cè)艙門同時運動過程中艙內(nèi)典型測點脈動壓力能量在頻域內(nèi)的分布，通過對試驗結(jié)果分析發(fā)現(xiàn)，脈動壓力能量主要集中在2kHz以內(nèi)，故這里進行分析時頻域上限選取為2kHz。 圖9表明，艙門開啟或關(guān)閉運動過程中，艙內(nèi)測點頻譜曲線上可能出現(xiàn)能量尖峰，相同StD下，艙門關(guān)閉過程能量尖峰出現(xiàn)概率及強度較大，頻譜曲線上能量尖峰對應(yīng)的頻率與無艙門狀態(tài)下彈艙流場二階自持振蕩頻率接近，當StD增大到一定值時，頻譜曲線上的能量尖峰消失。

3.3 艙門動態(tài)載荷特性

圖10給出Ma=0.6、StD=0.0028時，艙門開啟過程中其內(nèi)外表面典型測點脈動壓力能量在時域上的分布情況。圖中表明，艙門開啟運動過程中，不同位置測點動態(tài)載荷變化規(guī)律存在較大差異，艙門外側(cè)處于前緣附近測點脈動壓力系數(shù)波動范圍較大，θ≈30°時該測點動態(tài)載荷增至較大值，之后隨θ增大，脈動壓力系數(shù)波動較小，與其對應(yīng)的艙門內(nèi)側(cè)測點脈動壓力系數(shù)波動更劇烈，θ≈50°時其脈動壓力系數(shù)升至最大，之后隨θ增大，脈動壓力系數(shù)先降低后趨于穩(wěn)定，艙門內(nèi)側(cè)壓力脈動更明顯。造成這種現(xiàn)象的原因是，該Ma下，氣流容易在艙門前緣形成分離，艙門的加、減速運動可能導(dǎo)致氣流分離加劇，從而產(chǎn)生較強的壓力脈動，艙門內(nèi)側(cè)測點受彈艙流場影響明顯，因此壓力脈動更劇烈。

圖9 能量沿頻域分布曲線Fig.9 Curves of energy distribution with frequency

圖10 艙門能量分布曲線Fig.10 Curves of energy distribution on cavity door

圖11給出上述典型測點脈動壓力能量在頻域上的分布情況。圖中表明，對于艙門外側(cè)測點，艙門開啟過程中，其頻譜曲線上均無較明顯的能量尖峰，而對于艙門內(nèi)側(cè)，艙門前緣附近測點盡管脈動壓力能量較大，但頻譜曲線上無較明顯的能量尖峰，這表明該位置壓力脈動與彈艙流場自持振蕩無明顯關(guān)聯(lián)，艙門內(nèi)側(cè)中、后段測點頻譜曲線上則存在明顯的能量尖峰，其對應(yīng)頻譜基本一致，且該頻率與彈艙流場自持振蕩頻率對應(yīng)，這表明由彈艙流場引發(fā)的自持振蕩會向彈艙周圍傳播，處于彈艙主噪聲源附近的艙門結(jié)構(gòu)也可能承受較強的動態(tài)載荷。

圖11 能量沿頻域分布曲線Fig.11 Curves of energy distribution with frequency

4 結(jié) 論

(1) 分析了內(nèi)埋武器艙艙門開閉動態(tài)模擬準則，可用于指導(dǎo)開展相關(guān)試驗。

(2) 艙門運動機構(gòu)設(shè)計合理，氣缸驅(qū)動與電機驅(qū)動2種方式均可實現(xiàn)艙門的快速開閉運動，采用電機驅(qū)動時，艙門運動速度可在較寬范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。

(3) 測試系統(tǒng)可靠，可準確獲得艙門開閉過程中的動態(tài)載荷及艙門運動規(guī)律。

(4) 數(shù)據(jù)處理方法可行，獲得了測點的能量分布特性及頻譜特性，可用于研究彈艙流場及艙門動態(tài)載荷特性。

[1] Stallings R L, Wilcox F J. Experimental cavity pressure distributions at supersonic speeds[R]. NASA-TP-2683, 1987.

[2] Rossiter J E. Wind-tunnel experimental on the flow over rectangular cavities at subsonic and transonic speeds[R]. R & M No. 3438, 1964.

[3] Zhang X, Rona A. An observation of pressure wave around a shallow cavity[J]. Journal of Sound and Vibration. 1998, 214(4): 771-778.

[4]Stallings R L, Wilcox F J. Measurements of forces, moments, and pressures on a generic store separating from a box cavity at supersonic speeds[R]. NASA-TP-3110, 1991.

[5]Plentovich E B, Stallings R L, Tracy M B. Experimental cavity pressure measurements at subsonic and transonic speeds[R]. NASA-TP-3358, 1993.

[6] Louis G K, Rodney L C. Mach 0.6 to 3.0 flows over rectangular cavities[R]. AFWAL-TR-82-3112.

[7] Rockwell D, Naudascher E. Review—self-sustaining oscillations of flow past cavities[J]. Journal of Fluid Engineering, 1978, 100 (2): 152-165.

[8] Woolley J P, Karamcheti K. A study of narrow bond noise generation by flow over ventilated walls in transonic wind tunnels[R]. NEAR-TR-50, 1973.

[9] Woolley J P, Karamcheti K. The role of jet stability in edgetone generation[J]. AIAA Paper 73-628.

[10] Rainey R W. A wind-tunnel investigation of bomb release at a Mach number of 1.62[R]. NACA-RM-L53L29, 1954.

[11] Stallings R L, Plentovich E B, Tracy M B, et al. Measurements of store forces and moments and cavity pressures for a generic store in and near a box cavity at subsonic and transonic speeds[R]. NASA-TM-4611, 1995.

[12] Kibens V, Bower W W, Schwartz D R. Active flow control for high-speed weapon release from a bay[R]. Pto-Mp-AVT-108, 2004.

[13] Danilov P V, Quackenbush T R. Flow driven oscillating vortex generators for control of cavity resonance[J]. AIAA Paper 2011-1219.

[14] Hughes G, Mamo T, Dala L. Use of active surface waviness for control of cavity acoustics in subsonic flows[J]. AIAA Paper 2009-3202.

[15] Cattafesta L N III, Garg S, Choudhari M, et al. Active control of flow-induced cavity resonance[J]. AIAA Paper 97-1804.

[16] Fabris D, Williams D R. Experimental measurement of cavity and shear layer response to unsteady bleed forcing[J]. AIAA Paper 99-0605.

[17] 羅柏華, 胡章偉, 戴昌暉. 空腔的流激振蕩及其聲激勵抑制方法的數(shù)值模擬[J]. 振動工程學報, 1997, 10(1): 61-64.

Luo Baihua, Hu Zhangwei, Dai Changhui. Numerical simulations of flow induced oscillation in cavity and its suppression by sound excitation[J]. Journal of Vibration Engineering, 1997, 10(1):61-64.

[18] 陳若航, 孔令江, 何云, 等. 二維空腔黏性流的格子Boltzmann方法模擬[J]. 物理學報, 2000, 49(4): 631-635.

Chen Ruohang, Kong Lingjing, He Yun, et al. Simulation of viscous flowin a 2D-cavity by the lattice boltzmann method[J]. Acta Physica Sinica, 2000, 49(4): 631-635.

[19] 陳偉芳, 尹樂, 吳雄, 等. 開式空腔流動的蒙特卡羅直接模擬[J]. 力學季刊, 2003, 24(3): 341-345.

Chen Weifang, Yin Le, Wu Xiong, et al. FIow simulation in open cavity by direct simulation monte-carlo method[J]. Chinese Quarterly of Mechanics, 2003, 24(3): 341-345.

[20] 王少童, 張彬乾, 李沛峰. 超音速流動空腔形狀研究[J]. 機械科學與技術(shù), 2010, 29(8): 1031-1034.

Wang Shaotong, Zhang Binqian, Li Peifeng. A study of the shape of cavity in supersonic flow[J]. Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering, 2010, 29(8): 1031-1034.

[21] Blair A B, Stallings R L. Cavity door effects on aerodynamic loadings of compressed-carriage store configurations separating from cavities at supersonic speeds[J]. AIAA Paper 88-0333.

[22] 史愛明, 葉正寅, 楊永年. 內(nèi)埋式彈艙艙門氣動載荷計算分析研究[J]. 航空計算技術(shù), 2007, 37(3): 5-6.

Shi Aiming, Ye Zhengyin, Yang Yongnian. Calculation and analysis for aerodynam-ic loads acting on interior weapon cabin′s door[J]. Aeronautical Computing Technique, 2007, 37(3): 5-6.

[23] 馮金富, 楊松濤, 劉文杰. 戰(zhàn)斗機武器內(nèi)埋關(guān)鍵技術(shù)綜述[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2010, 7：71-74.

(編輯：張巧蕓)

Investigation on dynamic simulation technology of internal weapons bay’s doors opening and closing

Wu Jifei1,2,*, Xu Laiwu2, Guo Hongtao2, Tang Linwei2, Gao Peng2

(1.State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000; 2.China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

An investigation on the dynamic simulation technology of internal weapons bay’s doors opening and closing was conducted in a high speed wind tunnel. The ratio of internal weapons bay length to depth is 6.5. The doors opening and closing dynamic test simulation criteria is analyzed in depth in this paper. The cylinder driven and motor driven institutions were developed to realize the motion of internal weapons bay’s doors. Measurement techniques and data processing methods of this dynamic test were investigated, so that the motion characteristics of the doors and the dynamic loads of internal weapons bay system can be recorded and analyzed well and truly. This paper presents the test results for Mach number of 0.6 and the Reynolds number of 1.28 × 107/m. The results show that the designs of the motion institutions are reasonable and both the cylinder driven and the motor driven institutions can achieve rapid opening and closing motion of the doors. The motion velocity can be adjusted over a large scale by using motor driven devices. The measurement system is reliable which can obtain dynamic loads and motion characteristics of the doors accurately under subsonic, transonic and supersonic conditions. Data processing method is feasible, the energy distribution characteristics and spectral characteristics were obtained by using this method and the flow field and the bay doors dynamic load characteristics were studied.

internal weapons bay;dynamic simulation;dynamic loads;cylinder driven;motor driven

1672-9897(2015)04-0088-07

10.11729/syltlx20140131

2014-11-19;

2015-05-01

WuJF,XuLW,GuoHT,etal.Investigationondynamicsimulationtechnologyofinternalweaponsbay’sdoorsopeningandclosing.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(4): 88-94. 吳繼飛, 徐來武, 郭洪濤, 等. 內(nèi)埋武器艙艙門開閉動態(tài)模擬試驗技術(shù)研究. 實驗流體力學, 2015, 29(4): 88-94.

V211.71

A

吳繼飛(1980-)，男，安徽亳州人，助理研究員。研究方向：試驗空氣動力學。通信地址：四川北川101信箱202分箱(622750)。E-mail：kkwjf@126.com.

*通信作者 E-mail: kkwjf@126.com