劉樂卿,張 全,劉 浩

(中國空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽 471009)

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【裝備理論與裝備技術(shù)】

F/A-22隱身戰(zhàn)機武器投放仿真與試驗技術(shù)

劉樂卿,張 全,劉 浩

(中國空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽 471009)

隨著流水線式的研發(fā)在武器系統(tǒng)研制程序中所起的作用日益重要，為了推動整個武器研制計劃的進行，美軍的研發(fā)機構(gòu)一直致力于程序化武器系統(tǒng)全面的測試與評估方法。該方法是通過武器的建模與仿真，并結(jié)合地面與飛行試驗來對武器系統(tǒng)進行評測。分析了美軍的“MASTER”計劃，即“建模、仿真計算與驗證方法”計劃，詳細介紹了美國F/A-22隱身戰(zhàn)機對AIM-120C，AIM-9M投放的仿真與空中試驗對比驗證情況，為我國隱身戰(zhàn)機發(fā)射技術(shù)理論研究和技術(shù)發(fā)展提供借鑒。

試驗驗證；仿真技術(shù)；投放預(yù)測；隱身戰(zhàn)機；內(nèi)埋彈射

隱身戰(zhàn)機為了追求隱身性能，其發(fā)射技術(shù)普遍采用內(nèi)埋彈射發(fā)射技術(shù)。在飛行階段，發(fā)射裝置內(nèi)置于武器艙內(nèi)，保證了戰(zhàn)機優(yōu)秀的隱身性能和氣動性能，導(dǎo)彈發(fā)射時，武器艙門先打開，然后實現(xiàn)導(dǎo)彈的彈射發(fā)射，最后發(fā)射裝置自動縮回武器艙，艙門關(guān)閉。隱身戰(zhàn)機內(nèi)埋彈射發(fā)射的技術(shù)復(fù)雜性遠超過先前其他機載導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)，加之隱身戰(zhàn)機需要實現(xiàn)之前戰(zhàn)機無法實現(xiàn)的大機動高過載發(fā)射和滾轉(zhuǎn)發(fā)射，該種狀態(tài)下的氣動力影響和機構(gòu)柔性動力學(xué)影響使彈射分離參數(shù)呈現(xiàn)更多的隨機性，影響發(fā)射安全性。因此，在內(nèi)埋發(fā)射技術(shù)研制過程中采用先進的仿真技術(shù)和試驗驗證技術(shù)勢在必行。本文系統(tǒng)的介紹了美軍的“MASTER”計劃，即“建模、仿真計算與驗證方法”計劃，詳細分析了美國F/A-22隱身戰(zhàn)機對AIM-120C，AIM-9M發(fā)射的仿真技術(shù)與地面試驗、空中試驗技術(shù)以及對比驗證情況，為我國隱身戰(zhàn)機內(nèi)埋彈射發(fā)射理論研究和技術(shù)發(fā)展提供借鑒。

1 隱身戰(zhàn)機發(fā)射技術(shù)MASTER計劃

虛擬樣機(virtual prototyping)仿真技術(shù)能夠建立物理樣機的數(shù)值模型，對數(shù)值模型進行仿真可以模擬產(chǎn)品的各種工作特性。實踐表明，虛擬樣機技術(shù)不僅可以壓縮產(chǎn)品的研制周期，減少研制過程中技術(shù)決策失誤，降低產(chǎn)品研制成本，更重要的是仿真技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)在極端條件下通過試驗很難完成的產(chǎn)品測試和反復(fù)優(yōu)化設(shè)計工作，有效提高產(chǎn)品的性能。

為了有效結(jié)合虛擬樣機仿真技術(shù)和試驗技術(shù)，美國軍方專門制定了隱身戰(zhàn)機內(nèi)埋彈射發(fā)射技術(shù)的“MASTER”計劃，以期更好地實現(xiàn)項目研發(fā)?！癕ASTER”計劃主要涉及風(fēng)洞試驗、仿真計算和飛行試驗。仿真計算為風(fēng)洞試驗和飛行試驗的基礎(chǔ)和理論依據(jù)，通過試驗進行研究和修正仿真模型；風(fēng)洞試驗盡可能去模擬飛行試驗，修正數(shù)值計算模型；飛行試驗驗證設(shè)計結(jié)果。這3種方法任何一種方法都不能完全勝任設(shè)計工作，想要準確高效地實現(xiàn)安全分離設(shè)計了需要3種方法有效結(jié)合。該計劃如圖1所示。

圖1 F/A-22計劃中的武器發(fā)射仿真與試驗驗證

“MASTER”計劃是理論建模、仿真技術(shù)和試驗驗證等多項技術(shù)的有機結(jié)合，具體包括地面風(fēng)洞試驗、地面彈射試驗、機構(gòu)動力學(xué)理論建模及仿真計算、導(dǎo)彈彈射氣動動力學(xué)理論建模及仿真技術(shù)、空中試驗以及試驗后的優(yōu)化設(shè)計。理論建模和仿真技術(shù)包括多剛體動力學(xué)理論模型及仿真技術(shù)、多柔體動力學(xué)模型及仿真技術(shù)和氣動流場理論模型和仿真技術(shù)等。

1.1 風(fēng)洞試驗技術(shù)研究

風(fēng)洞試驗技術(shù)主要涉及強渦流試驗測試和氣動噪聲測試，其中超音速條件下的強渦流可能導(dǎo)致機彈分離安全事故，氣動噪聲可能引起飛機結(jié)構(gòu)共振。

強渦流風(fēng)洞試驗主要是測試在復(fù)雜氣動力影響下的導(dǎo)彈分離軌跡。該試驗采用計算機和風(fēng)洞試驗相結(jié)合的方法，其原理是在風(fēng)洞中，用6自由度機械手臂支撐導(dǎo)彈(如圖1右側(cè))于初始位置，測出導(dǎo)彈在當前位置所受的氣動力和力矩，然后將測試數(shù)據(jù)輸入計算機求解運動方程，給出下一位置和姿態(tài)，然后由計算機控制機械裝置來完成這一移動，在新的位置再次測量和計算，依此循環(huán)。這種方法在美、法、英以及俄羅斯等國得到了廣泛地應(yīng)用，其主要缺陷是實驗設(shè)備復(fù)雜和實驗費用昂貴。

氣動噪聲風(fēng)洞試驗主要是在風(fēng)洞中直接測量武器艙艙壁和底板脈動壓力，或者測量聲輻射對內(nèi)埋武器的影響。通過低速壁面噴流裝置，研究低馬赫數(shù)下腔體內(nèi)流動振蕩隨流速、腔體深度的變化規(guī)律。通過低噪聲噴流裝置，研究跨聲速條件下馬赫數(shù)、腔體深度對振蕩特性的影響，同時可針對振蕩最劇烈的情形，采用一些抑制措施，研究聲激勵強度、頻率對抑制效果的影響。

風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)是后續(xù)仿真工作的重要輸入，通過F/A-22機載武器投放的風(fēng)洞試驗，所有計劃的空中投放導(dǎo)彈、炸彈和油箱的試驗都具備了仿真輸入?yún)?shù)。風(fēng)洞試驗包括自由流體測試，網(wǎng)格測試和系留軌跡測試。除此之外，“自由墜落測試”也被采用。這種試驗，是將被投放物的模型在風(fēng)洞中投放來驗證仿真拋射軌跡。在油箱模型上安裝加速度計和角速度陀螺，測量其運動期間各個位置的加速度和角速度。

1.2 仿真技術(shù)研究

仿真工作主要有2個階段的工作：① 導(dǎo)彈受發(fā)射裝置作用的彈射分離階段，該階段主要研究發(fā)射裝置彈射機構(gòu)對導(dǎo)彈的彈射特性，最后輸出彈射分離參數(shù)如分離速度、分離角速度等作為下一階段的輸入；② 導(dǎo)彈與發(fā)射裝置分離后，在空中無約束下落并受氣動力作用的階段，該階段直至導(dǎo)彈發(fā)動機點火啟控。

彈射分離階段導(dǎo)彈處于發(fā)射裝置6自由度的約束下，并受發(fā)射裝置彈射作動。美國LAU/142A在對AIM-120導(dǎo)彈進行230 mm的高速作動后，導(dǎo)彈與發(fā)射裝置分離。該過程所耗時間約0.1 s，彈射分離速度約8 m/s，彈射分離角速度為30°/s，峰值過載為40 G，導(dǎo)彈姿態(tài)角為1°。彈射分離階段仿真主要集中在發(fā)射裝置機構(gòu)多體動力學(xué)仿真，包括多剛體動力學(xué)仿真和多柔體動力學(xué)仿真，在此階段由于導(dǎo)彈受到發(fā)射裝置6自由度約束，相對于數(shù)量級為噸級的彈射力，氣動力的影響在仿真時可以忽略。隨著虛擬樣機技術(shù)的發(fā)展，出現(xiàn)一批專業(yè)的多體動力學(xué)仿真軟件，如采用分析動力學(xué)理論拉格朗日法的adams動力學(xué)軟件，這類軟件具有很好的建模交互界面，仿真者可以將物理樣機模型通過自己的理解并在adams軟件環(huán)境中實現(xiàn)建模，并最終實現(xiàn)產(chǎn)品的仿真計算和優(yōu)化設(shè)計。隨著發(fā)射裝置的輕量化設(shè)計以及對彈射分離參數(shù)精度要求越來越高，機構(gòu)在彈射作用力下的柔性效應(yīng)已不可忽略，并且逐漸成為影響彈射分離參數(shù)的主要因素。因此adams多體動力學(xué)軟件+有限元軟件實現(xiàn)多柔體系統(tǒng)動力學(xué)仿真，綜合考慮計算精度和計算量以及獲得試驗基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，機構(gòu)的離散化方法采用模態(tài)綜合方法。實踐證明，在方案設(shè)計階段，多剛體動力學(xué)即可滿足設(shè)計需要，在詳細設(shè)計階段，必須采用多柔體動力學(xué)才能模擬其動力學(xué)特性并實現(xiàn)優(yōu)化設(shè)計。

無約束下落階段直接影響了發(fā)射安全性，在該階段導(dǎo)彈受到強渦流氣動作用以及激波作用，導(dǎo)彈姿態(tài)發(fā)生急劇變化，一般來說強渦流產(chǎn)生的結(jié)果是使導(dǎo)彈抬頭指向戰(zhàn)機，并使導(dǎo)彈存在向上運動的力，因此可能產(chǎn)生機彈相撞的嚴重事故。無約束下落階段的數(shù)值仿真的過程可以描述為：給定計算的初始狀態(tài)，生成網(wǎng)格，求解該狀態(tài)下的流場得出導(dǎo)彈的氣動力參數(shù)。根據(jù)導(dǎo)彈的氣動力參數(shù)，求解六自由度運動方程，得出導(dǎo)彈的質(zhì)心軌跡和導(dǎo)彈的姿態(tài)。如此循環(huán)給出導(dǎo)彈與飛機分離的過程，分析導(dǎo)彈是否能安全脫離飛機。目前，求解有相對運動的多體流場較成熟的方法是采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和嵌套結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的提出與應(yīng)用推動了氣動仿真技術(shù)的發(fā)展，它使得針對復(fù)雜外形的網(wǎng)格生成變得相對容易，解決了復(fù)雜外形空間離散的許多難題。在美國隱身戰(zhàn)機的開發(fā)和驗證階段，洛馬公司采用了高逼真度的導(dǎo)彈無約束下落軌跡模擬系統(tǒng)。美國航空航天局NASA專門研發(fā)的OVERFLOW軟件就是一款出色的武器分離預(yù)測仿真系統(tǒng)。由于武器分離過程是一個非定常過程，數(shù)值模擬的計算量很大，一般采用多處理器并行計算的方式進行求解。

隨著仿真技術(shù)的發(fā)展和試驗數(shù)據(jù)的豐富，仿真軟件被不斷地開發(fā)和有效地再利用，地面試驗數(shù)據(jù)和飛行試驗數(shù)據(jù)可以作為仿真的輸入?yún)?shù)，有力保證了數(shù)值模型的仿真精度。因此，同樣的軟件可分析不同飛機如(B-1B或F/A-22)。仿真允許將地面或空中或CFD計算結(jié)果作為輸入數(shù)據(jù)。例如，F(xiàn)/A-22隱身飛機就是將風(fēng)洞試驗測試數(shù)據(jù)作為仿真的輸入，用來分析氣流對飛機以及投放的影響。隨著風(fēng)洞技術(shù)的提高，F(xiàn)/A-22的各部分仿真都同試驗數(shù)據(jù)進行了詳細的對比[1-2]。

開發(fā)可信度接近100%的仿真系統(tǒng)需要兩個基本條件：一是所有重大的物理現(xiàn)象及影響必須被識別和認知；二是一旦上述物理現(xiàn)象被認知，必須在仿真和試驗中復(fù)現(xiàn)[3-4]。第二個基本條件是相對簡單且容易實現(xiàn)的，因為只要具備足夠的時間和精力，任何現(xiàn)象都可以仿真復(fù)現(xiàn)。以F/A-22為例，首先創(chuàng)建大部分運動部件的數(shù)學(xué)模型；通過風(fēng)洞測試獲得的數(shù)據(jù)庫，大部分空氣動力影響都被成功建模。通過F/A-22前期的飛行測試程序，模型也不斷被修正。

仿真工作中經(jīng)常出現(xiàn)的一種現(xiàn)象是：找不到一個合適的模型能夠準確地仿真出試驗結(jié)果。仿真結(jié)果與試驗結(jié)果相差很遠，很少是因模型錯誤的原因造成的。由于對一些重要現(xiàn)象疏忽所導(dǎo)致的模型不健全，是導(dǎo)致錯誤判斷的重要原因。那么這些“未被仿真的原因”分為4種：① 被疏忽的因素；② 尚不了解的因素；③ 實驗品更改；④ 人為去掉某些關(guān)鍵因素。

防止這4種現(xiàn)象的主要途徑就是提高認知水平。高水平的理論知識，可以避免錯誤的仿真結(jié)果。早期的飛行測試，更多的作用是豐富仿真模型，消除仿真錯誤的因素。一旦仿真錯誤因素被消除，仿真模型、飛行測試數(shù)據(jù)和地面仿真數(shù)據(jù)三者的效力將被更好地發(fā)揮出來。

2 F/A-22武器系統(tǒng)概述

F/A-22戰(zhàn)機共有12個初級掛點，分為內(nèi)埋掛架和外置掛架。1，2，11，12掛點為外置掛架，布置在兩翼，主要掛裝重型空地導(dǎo)彈；3，10掛點布置在側(cè)艙，采用導(dǎo)軌式發(fā)射紅外導(dǎo)彈；4，5，6，7，8，9掛點布置在機腹的主艙，采用彈射發(fā)射技術(shù)。5，6，7，8掛點可懸掛空空導(dǎo)彈或空地炸彈。對空作戰(zhàn)模式如圖2所示，對地作戰(zhàn)模式和圖3所示。

圖2 F/A-22對空作戰(zhàn)模式下的武器布置

圖3 F/A-22對地作戰(zhàn)模式下的武器布置

每個側(cè)艙配置一枚AIM-9M響尾蛇導(dǎo)彈或AIM-9X改進型響尾蛇空對空導(dǎo)彈。導(dǎo)彈懸掛在軌式掛架上，掛架安裝在“秋千”型連桿機構(gòu)上。導(dǎo)彈發(fā)射時，該機構(gòu)將掛架與導(dǎo)彈伸出側(cè)艙暴露在大氣之中。

兩個主艙可配置6枚AIM-120C型先進中距離空空導(dǎo)彈(AMRAAM)，每枚導(dǎo)彈由垂直彈射裝置(AVEL)掛載，該裝置配有氣液混合動力系統(tǒng)，發(fā)射時可將導(dǎo)彈高速彈出[5-8]。

F/A-22有一個獨特的需求：在高速旋轉(zhuǎn)過程中發(fā)射AMRAAM。為了達到這種能力，主艙內(nèi)4掛點(靠近艙門和中間隔框的4，6，7，9掛點)配備了可調(diào)整的緩沖導(dǎo)軌，用來防止導(dǎo)彈與飛機結(jié)構(gòu)的碰撞。

輪換對地攻擊是F/A-22的另一特點，F(xiàn)/A-22中的“A”即表示輪換(Alternate)。在對地攻擊模式，5，6，7，8掛點的垂直彈射掛架(AVEL)被換成兩臺炸彈投放掛架。每個掛架可攜帶、投放1000磅重的制導(dǎo)炸彈。

3 AIM-9M的地面仿真與空中試驗

通過前4次AIM-9M響尾蛇導(dǎo)彈的空中發(fā)射試驗與仿真結(jié)果的對比，發(fā)現(xiàn)了一些因素導(dǎo)致仿真“失真”[4]。具體為：① 發(fā)射架導(dǎo)軌尺寸變化；② 導(dǎo)彈發(fā)動機推力變化；③ 導(dǎo)彈的自身故障。通過前4次空中發(fā)射試驗對仿真模型的修正，以后的地面仿真結(jié)果與飛行試驗結(jié)果非常接近。

F/A-22共發(fā)射了32枚AIM-9M型導(dǎo)彈用于懸掛物分離測試計劃，幾乎一半的導(dǎo)彈是在大機動高過載條件下發(fā)射。僅有一次仿真結(jié)果與導(dǎo)彈遙測設(shè)備(TM)獲得的數(shù)據(jù)不符，后來經(jīng)過確認此問題是由于自動駕駛儀故障導(dǎo)致的導(dǎo)彈誤操作引起發(fā)射不正常。通過對前期4次發(fā)射的仿真迭代，后期仿真可信度大大提高，僅出現(xiàn)了1個低級別的仿真失利因素(誤操作)，新的仿真模型對產(chǎn)品設(shè)計以及仿真條件也提出了改進意見，具體如下：

1) 產(chǎn)品改進

當F/A-22在大過載條件下發(fā)射AIM-9M型導(dǎo)彈時，AIM-9M的吊掛出現(xiàn)磨損劃痕，后來更改了仿真模型，調(diào)整了吊掛材料的硬度，使吊掛材料長度增加1.25英寸。

圖書館紙質(zhì)圖書借閱信息反映，該校大學(xué)生閱讀的經(jīng)典著作很少(馬列主義類除外)，經(jīng)濟類圖書排名前10名的圖書沒有一本是經(jīng)典著作，閱讀的主要是怪誕行為學(xué)、牛奶可樂經(jīng)濟學(xué)、魔鬼經(jīng)濟學(xué)等大眾普通讀物。這種閱讀偏好說明學(xué)生不重視學(xué)科專業(yè)基礎(chǔ)理論的學(xué)習(xí)，讀書旨趣偏離了大學(xué)教育的方向，與大學(xué)的思想性、理論性、高層次性、前瞻性、引領(lǐng)性等神圣身份不相符，也即學(xué)風(fēng)存在問題。

2) 完善投放飛行條件

由于飛行前地面仿真使用的飛行條件(通常為標準大氣模型和機動數(shù)學(xué)模型)和空中得到的飛行條件不同。因此利用空中得到的數(shù)據(jù)重新進行的仿真可以驗證仿真模型的正確性，并且?guī)椭斫獾孛娣抡婧涂罩性囼灣霈F(xiàn)差異的原因，完善地面實驗條件。這種方法顯著增強了對F/A-22機動能力的研究并超越了其它所有戰(zhàn)機，提高了對各種極端機動(大機動高過載)下F/A-22戰(zhàn)機的作戰(zhàn)性能。

開發(fā)一個能夠處理各種飛行參數(shù)(加速計，陀螺等)的數(shù)據(jù)庫，前期使用地面試驗數(shù)據(jù)作為仿真的輸入，通過真實的飛行數(shù)據(jù)不斷地迭代、完善數(shù)據(jù)庫，并輸入到后期仿真當中。這樣可以準確地評價戰(zhàn)機在各類條件下的發(fā)射性能，提高了仿真與試驗的契合能力。

4 AIM-120C的地面仿真與空中試驗

通過AIM-120C導(dǎo)彈地面仿真與5次空中投放試驗對比，發(fā)現(xiàn)造成仿真“失真”的因素，對仿真模型進行了改進，從而對導(dǎo)彈與發(fā)射裝置進行相應(yīng)改進，改進后的模型重新對前5次發(fā)射進行了仿真，得到了很好的效果。但還有一個問題尚未解決：導(dǎo)彈分離時刻角速度振蕩現(xiàn)象[9]。

通過第2～5次發(fā)射試驗的遙測數(shù)據(jù)與高速攝像顯示：在導(dǎo)彈分離時刻，導(dǎo)彈的偏航與角速度出現(xiàn)了階梯振蕩。這種現(xiàn)象在預(yù)先仿真中沒有出現(xiàn)過。該現(xiàn)象最初認定為導(dǎo)彈側(cè)面與飛機某些結(jié)構(gòu)發(fā)生碰撞，導(dǎo)致了發(fā)射末期導(dǎo)彈偏航與角速度的振蕩。同時，在第2次發(fā)射試驗后觀察，4掛點前艙門導(dǎo)向裝置上存在撞擊痕跡，這也驗證了存在碰撞的正確性。

為此，相應(yīng)地修改了仿真模型，增加了飛機發(fā)射分離緩沖裝置，更改導(dǎo)彈尺寸。仿真結(jié)果表明，故障已“排除”，碰撞現(xiàn)象已經(jīng)不存在。但第5～16次發(fā)射后，故障依然存在，而且碰撞的位置變化更多且無規(guī)律。

第17次發(fā)射是第一次載機旋轉(zhuǎn)機動發(fā)射AIM-120C導(dǎo)彈。再次發(fā)生了碰撞現(xiàn)象。此外，碰撞理論或許能夠解釋偏航的原因，卻難以解釋旋轉(zhuǎn)速度改變?yōu)楹伟l(fā)生幾率相對較小。由于旋轉(zhuǎn)角速度是飛機發(fā)射的重要參數(shù)，因此該故障必須排除。最終發(fā)現(xiàn)使導(dǎo)彈發(fā)生滾轉(zhuǎn)只要存在一個側(cè)向載荷，即可使與該載荷導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)軸存在一定偏移。產(chǎn)生這個載荷的是發(fā)射裝置的“前按鈕吊掛”裝置。

圖4為F/A-22內(nèi)埋武器艙，圖5是LAU-142/A的底部(從前端看)和AIM-120C的頂部。AIM-120C是AIM-7的更新?lián)Q代產(chǎn)品，為了能夠裝備多型載機，其吊掛需兼容F-15和F/A-18掛裝AIM-7的發(fā)射裝置。同時，設(shè)計者為了使其能夠在AIM-9的導(dǎo)軌發(fā)射裝置上發(fā)射，設(shè)計的吊掛兼容了AIM-9和AIM-7的發(fā)射裝置接口，采用三吊掛接口形式。前、后吊掛采用AIM-9 的“T”型結(jié)構(gòu)，中間吊掛采用AIM-7的“C”型結(jié)構(gòu)但是略高，這就使AIM-120直徑值等價于AIM-7的8英寸。AIM-120用于掛裝在AIM-7發(fā)射裝置的前按鈕吊掛(Button)安裝在“T”型吊掛的頂部。

圖4 F/A-22內(nèi)埋武器艙

圖5 AIM120C 前吊掛

F/A-22上的LAU-142使用的是前、中的“T”型吊掛，為了避免干涉，發(fā)射裝置底部開孔(孔開在兩前導(dǎo)彈掛鉤中間)，讓過AIM-7的前端，由此可見，AIM-120C的前吊掛上的按鈕延伸到了LAU-142下梁內(nèi)部。當發(fā)射導(dǎo)彈時，下梁向下運動直到分離，此時由于碰撞按鈕吊掛延緩了下梁的回收。由于碰撞的影響，機構(gòu)張開的距離增加了約2英寸，此時導(dǎo)彈已經(jīng)脫鉤，但按鈕仍然處于上梁開口內(nèi)的位置。這樣就造成了導(dǎo)彈橫向與縱向的受力，影響了導(dǎo)彈分離時的姿態(tài)。

一旦故障被定位，地面仿真模型隨即被更新，重新定義了按鈕吊掛的模型以及與飛機發(fā)射裝置的約束關(guān)系。圖6為載機第一次旋轉(zhuǎn)機動發(fā)射試驗左側(cè)主艙中發(fā)射的AIM-120C的轉(zhuǎn)速曲線與仿真曲線對比。從圖6中可以看出：導(dǎo)彈受發(fā)射裝置彈射驅(qū)動且導(dǎo)彈前后吊掛與發(fā)射裝置分離前，導(dǎo)彈受發(fā)射裝置6自由度約束，導(dǎo)彈與飛機(發(fā)射裝置)保持著同樣的轉(zhuǎn)速，即1 rad/s；導(dǎo)彈前后吊掛與發(fā)射裝置分離后，按鈕吊掛由于高于前后吊掛，因此按鈕吊掛仍然與發(fā)射裝置接觸碰撞，在旋轉(zhuǎn)的發(fā)射裝置對按鈕吊掛側(cè)向碰撞力距的作用下，導(dǎo)彈向相反方向轉(zhuǎn)動，其轉(zhuǎn)速由正值越過0值并向負值繼續(xù)減少，當轉(zhuǎn)速達到-0.5 rad/s，這時導(dǎo)彈按鈕吊掛也已經(jīng)完全脫離發(fā)射裝置，導(dǎo)彈開始自由運動，飛控隨即開始工作，飛控通過調(diào)整舵機修正導(dǎo)彈轉(zhuǎn)動速度，使其保持零轉(zhuǎn)速。從圖6中的曲線看，試驗數(shù)據(jù)曲線與仿真結(jié)果曲線比較吻合，說明仿真模型正確。

圖6 發(fā)射轉(zhuǎn)速試驗曲線與仿真曲線

5 結(jié)論

經(jīng)過30多年的發(fā)展，美國隱身戰(zhàn)機武器系統(tǒng)的建模仿真與試驗驗證技術(shù)已經(jīng)成為一個非常成熟的體系并列入美軍裝配研制制度之中。理論建模、仿真技術(shù)與試驗技術(shù)相互依賴，互相推動，確保了美軍F/A-22第4代戰(zhàn)機的國際領(lǐng)先地位，其“MASTER”體系值得學(xué)習(xí)與推廣。

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[2] KEEN.SCOTT.MORGRET.Charies.Scaggs,Frank.Nelson.Wil,Jarrtt,Scott.Validation of F/A-22 Missile Launch and Jettison Simulations Using Flight Results[C]//the 2001 Aircraft-Stores Compatibility Symposium and Workshop,Sandesting.FL,2001.

[3] BAKER,WILLIAM B,JR KEEN,et al.A Case Study of a Modeling and Simulation Application to Store Separation on the F/A-22[C]//the Military Operations Research Society(MORS) Workshop on Test & Evaluation,Modeling & Simulation,and VV&A:Quantifying the Relationship Between Testing and Simulation.Albuquerque,NM,2002.

[4] KEEN.SCOTT.MORGRET.Charies.Scaggs,Frank.Nelson.Wil,Jarrtt,Scott.Validation of F/A-22 Missile Launch and Jettison Simulations Using Flight Results[C]//the 2003 Aircraft-Stores Compatibility Symposium and Workshop,Sandesting.FL,2003.

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(責任編輯 周江川)

Weapon Separation Modeling Simulation and Test of F/A-22 Stealth Fighter

LIU Le-qing, ZHANG Quan, LIU Hao

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

With increased emphasis on streamlining weapon system acquisition programs, ground and flight test centers has formulated integrated test and evaluation approaches to support systems development. This method involved the integration of modeling and simulation tools with ground and flight tests to support qualifications of weapon systems. This paper analyzed the “MASTER’ program that is“modeling, simulation and test”of US army, and introduced the comparison of simulations with flight test of the AIM-9M and AIM-120C launched from the F/A-22. This paper is beneficial for airborne launcher design theory and technology for our country.

experimental verification; simulation technique; separation prediction; stealth fighter; embedded ejection

2016-05-22；

2016-06-19

劉樂卿(1980—)，男，高級工程師，主要從事空空導(dǎo)彈彈射發(fā)射裝置設(shè)計及仿真研究。

10.11809/scbgxb2016.10.002

劉樂卿,張全,劉浩.F/A-22隱身戰(zhàn)機武器投放仿真與試驗技術(shù)[J].兵器裝備工程學(xué)報，2016(10):8-12.

format:LIU Le-qing, ZHANG Quan, LIU Hao.Weapon Separation Modeling Simulation and Test of F/A-22 Stealth Fighter[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(10):8-12.

E926.3

A

2096-2304(2016)10-0008-05