劉浩，周軍，張士衛(wèi)

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)(2.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院 主機(jī)部，洛陽(yáng) 471009)

0 引 言

空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置隨著戰(zhàn)斗機(jī)的總體設(shè)計(jì)思想和總體技術(shù)的發(fā)展而發(fā)展，是機(jī)載武器系統(tǒng)的重要組成部分。縱觀空空導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)的發(fā)展歷程，主要經(jīng)歷了重力投放式、外掛導(dǎo)軌式、半埋式、保形彈艙式、外掛彈射式以及內(nèi)埋彈射式等形式，其中外掛導(dǎo)軌式、外掛彈射式和內(nèi)埋彈射式是現(xiàn)階段的主流發(fā)射形式。

空空導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)的學(xué)科研究主要涉及發(fā)射自動(dòng)化控制、先進(jìn)材料研發(fā)和應(yīng)用、結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度/動(dòng)強(qiáng)度研究、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、多體動(dòng)力學(xué)、摩擦學(xué)、計(jì)算流體力學(xué)、結(jié)構(gòu)疲勞與斷裂、沖擊動(dòng)力學(xué)、先進(jìn)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)理論與技術(shù)、液壓傳動(dòng)、傳熱學(xué)、可靠性、試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)以及虛擬樣機(jī)仿真技術(shù)等。對(duì)于空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置，其總體組成可分為發(fā)射控制系統(tǒng)、導(dǎo)彈掛飛結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、導(dǎo)彈發(fā)射結(jié)構(gòu)系統(tǒng)等，對(duì)于彈射發(fā)射還需要彈射動(dòng)力系統(tǒng)。發(fā)射控制系統(tǒng)的主要功能是監(jiān)測(cè)發(fā)射裝置狀態(tài)、控制發(fā)射時(shí)序、對(duì)發(fā)射狀態(tài)進(jìn)行反饋等；導(dǎo)彈掛飛結(jié)構(gòu)系統(tǒng)則用于掛飛時(shí)固定導(dǎo)彈，并承受導(dǎo)彈的過(guò)載力和氣動(dòng)力，保證導(dǎo)彈掛飛時(shí)的安全；導(dǎo)彈發(fā)射結(jié)構(gòu)系統(tǒng)用于發(fā)射時(shí)對(duì)導(dǎo)彈進(jìn)行運(yùn)動(dòng)約束及導(dǎo)向，保證導(dǎo)彈良好的發(fā)射分離姿態(tài)；彈射動(dòng)力系統(tǒng)是彈射發(fā)射裝置的彈射動(dòng)力，為導(dǎo)彈彈射提供能量。

近年來(lái)，空空導(dǎo)彈發(fā)射理論和工程應(yīng)用技術(shù)得到快速發(fā)展，但有關(guān)該領(lǐng)域的綜述性研究較少，多是對(duì)空空導(dǎo)彈發(fā)射分離氣動(dòng)流場(chǎng)以及噪聲等進(jìn)行了一定綜述研究[1-2]。

本文對(duì)空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置主要的技術(shù)形式進(jìn)行研究，分析各技術(shù)形態(tài)的發(fā)展現(xiàn)狀、關(guān)鍵技術(shù)和研究不足，重點(diǎn)對(duì)隱身戰(zhàn)機(jī)內(nèi)埋彈射發(fā)射技術(shù)進(jìn)行研究，指出其現(xiàn)階段理論研究的重點(diǎn)和不足，并對(duì)比分析目前兩款具有代表性的內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置，指出其各自?xún)?yōu)缺點(diǎn)，最后指出空空導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)未來(lái)的發(fā)展方向。

1 空空導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)研究現(xiàn)狀

空空導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)有重力投放式、外掛導(dǎo)軌式、外掛彈射式、半埋式、保形式彈艙、內(nèi)埋彈射式等技術(shù)形態(tài)。其中，外掛導(dǎo)軌式、外掛彈射式、內(nèi)埋彈射式是現(xiàn)今空空導(dǎo)彈最主要的發(fā)射形式。

1.1 重力投放式

重力投放式發(fā)射裝置是一種早期的空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置[3]，其設(shè)計(jì)思想來(lái)源于航空炸彈投放裝置。導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)載機(jī)處于低馬赫數(shù)的水平飛行狀態(tài)，導(dǎo)彈解鎖后依靠自身重力脫離載機(jī)，自由下落到安全距離后導(dǎo)彈點(diǎn)火。理論和實(shí)踐表明，在載機(jī)和導(dǎo)彈投放分離時(shí)，由于載機(jī)和導(dǎo)彈之間的氣動(dòng)流線(xiàn)較兩者之外的密得多，造成外部氣壓大于兩者之間的氣壓，當(dāng)飛機(jī)速度較高時(shí)，靠重力離機(jī)的導(dǎo)彈將出現(xiàn)分離過(guò)程不穩(wěn)定，分離彈道漂浮現(xiàn)象。由于干擾流場(chǎng)的作用，可能使導(dǎo)彈初始彈道出現(xiàn)嚴(yán)重偏移，甚至碰撞載機(jī)是完全可能的，在航空史上也出現(xiàn)過(guò)這樣的案例。因此，除重型或較重型空地導(dǎo)彈和空基巡航導(dǎo)彈外，所有原擬采用投放式的導(dǎo)彈，均被動(dòng)力彈射式發(fā)射所取代[4]。

1.2 外掛導(dǎo)軌式

外掛導(dǎo)軌式出現(xiàn)較早，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、工作可靠，由于持續(xù)的技術(shù)改進(jìn)，現(xiàn)今依然是空空導(dǎo)彈最主要的發(fā)射形式之一。對(duì)于導(dǎo)軌式發(fā)射，導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火之后順著發(fā)射裝置導(dǎo)軌滑槽向前運(yùn)動(dòng)，最后飛離發(fā)射裝置和載機(jī)。導(dǎo)軌式發(fā)射裝置發(fā)射時(shí)受空氣氣流影響較小，發(fā)射安全性較高。

LAU-127導(dǎo)軌發(fā)射裝置是一款經(jīng)典的導(dǎo)軌式發(fā)射裝置。LAU-127是為美國(guó)海軍F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)射AIM-120 AMRAAM中程空空導(dǎo)彈而設(shè)計(jì)的，LAU-127也被用于F-16戰(zhàn)機(jī)翼尖掛裝AIM-120。LAU-127發(fā)射裝置可為導(dǎo)彈與載機(jī)之間提供電氣和機(jī)械接口，并在導(dǎo)彈和載機(jī)駕駛艙顯示器提供雙向數(shù)據(jù)傳輸。LAU-127導(dǎo)軌發(fā)射裝置還可用于發(fā)射AIM-9L/M“響尾蛇”導(dǎo)彈。美國(guó)LAU-127導(dǎo)軌式發(fā)射裝置如圖1所示。

圖1 LAU-127導(dǎo)軌式發(fā)射裝置

導(dǎo)軌式發(fā)射裝置主要設(shè)計(jì)理論涉及機(jī)械設(shè)計(jì)、輕量化設(shè)計(jì)[5]、發(fā)射動(dòng)力學(xué)研究[6]、發(fā)射裝置氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、發(fā)控技術(shù)設(shè)計(jì)、發(fā)射安全性設(shè)計(jì)[7-8]以及抗燒蝕設(shè)計(jì)[9]等，其中發(fā)射安全性設(shè)計(jì)和導(dǎo)軌抗燒蝕設(shè)計(jì)是其關(guān)鍵技術(shù)。肖軍[10]探討了熱固型MoS2干膜在硬鋁和超硬鋁合金構(gòu)件上的成膜工藝，并通過(guò)模擬和實(shí)驗(yàn)證實(shí)新型熱固型MoS2干膜產(chǎn)品可用于導(dǎo)軌發(fā)射裝置的燒粘及腐蝕防護(hù)。MoS2干膜劑雖性能優(yōu)良，但在存儲(chǔ)和使用上存在環(huán)保和人員防護(hù)問(wèn)題，開(kāi)發(fā)新型綠色噴涂材料對(duì)于導(dǎo)軌式發(fā)射技術(shù)具有重要意義。劉剛等[11]采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)和剛體動(dòng)力學(xué)模型耦合求解的方法，求出了導(dǎo)彈在導(dǎo)軌中滑行時(shí)的氣動(dòng)力，并考慮了氣動(dòng)力對(duì)導(dǎo)彈在軌運(yùn)動(dòng)的影響，對(duì)機(jī)載導(dǎo)彈整個(gè)分離過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬?，F(xiàn)階段對(duì)于發(fā)射過(guò)程中的氣動(dòng)力與導(dǎo)軌結(jié)構(gòu)柔性動(dòng)力學(xué)的耦合研究還較少。王林鵬等[12]提出了一種能隨柔性導(dǎo)軌變形的柔性點(diǎn)線(xiàn)約束以替代導(dǎo)彈定向鈕與導(dǎo)軌之間接觸關(guān)系的建模方法；基于有限元模型，在考慮導(dǎo)軌應(yīng)力剛化效應(yīng)的前提下構(gòu)建了運(yùn)動(dòng)導(dǎo)彈激勵(lì)下柔性導(dǎo)軌振動(dòng)的多體動(dòng)力學(xué)模型。由于柔性體與柔性體的接觸動(dòng)力學(xué)模型計(jì)算量龐大，該文獻(xiàn)提出的方法對(duì)于解決柔性接觸模型計(jì)算量問(wèn)題具有一定的貢獻(xiàn)。李建剛等[13]基于adams動(dòng)力學(xué)軟件采用虛擬樣機(jī)技術(shù)，建立了導(dǎo)彈導(dǎo)軌式發(fā)射時(shí)，導(dǎo)彈脫離導(dǎo)軌姿態(tài)的多體動(dòng)力學(xué)模型，分析了導(dǎo)彈在發(fā)射過(guò)程中的姿態(tài)變化規(guī)律。Zheng X等[14]利用ABAQUS軟件建立導(dǎo)軌式發(fā)射系統(tǒng)的有限元?jiǎng)恿W(xué)模型，研究了結(jié)構(gòu)柔性對(duì)發(fā)射安全性的影響。考慮到機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的復(fù)雜性和對(duì)發(fā)射分離參數(shù)的高精度要求，現(xiàn)階段ansys有限元軟件、adams多體動(dòng)力學(xué)軟件、ABAQUS非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)軟件等計(jì)算力學(xué)軟件已逐漸成為機(jī)載發(fā)射技術(shù)仿真的主要技術(shù)手段，采用計(jì)算力學(xué)軟件進(jìn)行仿真研究具有建模高效快捷、模型可視化調(diào)試和仿真精度高等優(yōu)點(diǎn)。

導(dǎo)軌式發(fā)射需要導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火作為導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)動(dòng)力，為了保證高比沖，導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)普遍采用復(fù)合推進(jìn)劑高能燃料，其高溫高速尾焰會(huì)對(duì)導(dǎo)軌產(chǎn)生強(qiáng)烈的燒蝕和沖刷作用。燒蝕問(wèn)題幾乎是所有導(dǎo)軌發(fā)射裝置必須面臨的問(wèn)題。導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)高溫高速尾焰在燒蝕發(fā)射裝置導(dǎo)軌的同時(shí)，燃燒的熔渣粘附在導(dǎo)軌表面，大幅增加了導(dǎo)軌發(fā)射裝置清理維護(hù)工作的困難，更嚴(yán)重的是增加了戰(zhàn)機(jī)的再次出動(dòng)準(zhǔn)備時(shí)間，降低了系統(tǒng)的作戰(zhàn)效能[15]。另一方面，被燒蝕的發(fā)射裝置導(dǎo)軌表面的抗腐蝕能力急劇下降，在沿海鹽霧、濕熱等環(huán)境下極易被腐蝕，導(dǎo)致發(fā)射裝置性能惡化、壽命縮短甚至性能失效?，F(xiàn)階段處理高溫?zé)g的主要手段是在導(dǎo)軌表面涂覆抗燒蝕材料，已取得了一定效果但并未完全解決燒蝕問(wèn)題，相關(guān)理論和技術(shù)還需進(jìn)一步研究。

隨著載機(jī)總體性能的發(fā)展，尤其是隱身載機(jī)對(duì)RCS和氣動(dòng)性能更高的要求，導(dǎo)軌式發(fā)射裝置由于置于機(jī)腹機(jī)翼下側(cè)并凸出在外，且外形與機(jī)腹不連續(xù)，導(dǎo)致導(dǎo)軌式發(fā)射裝置具有強(qiáng)烈的RCS，還加劇了載機(jī)的氣動(dòng)阻力。因此，導(dǎo)軌式發(fā)射裝置主要應(yīng)用于三代主力戰(zhàn)機(jī)，例如F-16、F/A-18、Su-27等。隨著導(dǎo)軌式發(fā)射裝置RCS和氣動(dòng)理論研究的進(jìn)步，未來(lái)在非高度隱身的高性能戰(zhàn)機(jī)上的應(yīng)用是導(dǎo)軌式發(fā)射技術(shù)主要的應(yīng)用方向。

在今后一段時(shí)間，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)軌發(fā)射裝置與機(jī)翼的氣動(dòng)和RCS最優(yōu)化匹配設(shè)計(jì)是其新的理論研究熱點(diǎn)，例如最優(yōu)化的翼尖導(dǎo)軌式發(fā)射理論及技術(shù)研究；另一方面，載機(jī)在高馬赫數(shù)、大過(guò)載機(jī)動(dòng)、滾轉(zhuǎn)條件下的導(dǎo)軌式發(fā)射理論研究是另一個(gè)新的研究方向。

1.3 外掛彈射式

外掛彈射式是現(xiàn)今空空導(dǎo)彈另一主流發(fā)射形式，在現(xiàn)階段各國(guó)的主力三代機(jī)上應(yīng)用較多。在航空史上曾出現(xiàn)導(dǎo)彈導(dǎo)軌式發(fā)射時(shí)的尾焰致使戰(zhàn)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)熄火停機(jī)的嚴(yán)重事故，外掛彈射式發(fā)射是先將導(dǎo)彈向下彈射分離一定的距離，然后導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)再點(diǎn)火，因此能夠有效避免導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰對(duì)載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響，保證載機(jī)發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)的飛行安全。外掛式彈射發(fā)射裝置可使導(dǎo)彈在機(jī)腹中軸線(xiàn)附近布置，載機(jī)的機(jī)動(dòng)性受導(dǎo)彈影響小，尤其是重型導(dǎo)彈。另一方面，外掛彈射式發(fā)射裝置能夠發(fā)射重量較大的空空導(dǎo)彈，增加載機(jī)武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)效能。

國(guó)外已成功應(yīng)用的外掛彈射式發(fā)射裝置主要有俄羅斯的AKY-470，AKY-58以及AKY-170E等系列，如圖2所示。由于外掛彈射發(fā)射裝置將增加戰(zhàn)機(jī)的RCS和氣動(dòng)阻力，外掛式彈射裝置在現(xiàn)今三代主力戰(zhàn)機(jī)應(yīng)用較多，例如Su-27以及其他三代戰(zhàn)機(jī)等。

圖2 掛裝AKU-170E發(fā)射裝置的米格-31BM

外掛彈射式發(fā)射裝置的主要設(shè)計(jì)理論包括火藥燃燒內(nèi)彈道研究、氣動(dòng)彈射理論研究、多剛體動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、復(fù)合材料輕量化設(shè)計(jì)、彈射分離氣動(dòng)流場(chǎng)分析[16-18]、地面彈射模擬技術(shù)等。對(duì)于外掛彈射式發(fā)射，彈射內(nèi)彈道研究[19]是其關(guān)鍵技術(shù)。楊風(fēng)波[20]基于改進(jìn)的對(duì)應(yīng)態(tài)維里方程，建立了發(fā)射系統(tǒng)內(nèi)彈道模型，計(jì)算了改進(jìn)的對(duì)應(yīng)態(tài)方程的第二和第三維里系數(shù)，推導(dǎo)了比熱力學(xué)能以及比焓的解析表達(dá)式，獲得了時(shí)變的熱力學(xué)參數(shù)，還給出了發(fā)射系統(tǒng)高低壓室的熱力學(xué)參數(shù)的變化規(guī)律。張群峰等[21]基于Menter SST湍流模式的改進(jìn)延遲分離渦模擬方法以及重疊網(wǎng)格技術(shù)，分別對(duì)亞聲速和超聲速來(lái)流條件下的外掛彈射和內(nèi)埋彈射的分離軌跡進(jìn)行了對(duì)比分析。S.M.Murman等[22]采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)與笛卡爾坐標(biāo)系下的導(dǎo)彈六自由度動(dòng)力學(xué)模型耦合的方法研究了導(dǎo)彈外掛彈射的分離軌跡。L.E.Lijewski等[23]采用重疊網(wǎng)格技術(shù)實(shí)現(xiàn)了外掛彈射導(dǎo)彈流體動(dòng)力學(xué)與六自由度軌跡的耦合仿真。D.Snyder等[24]采用非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格對(duì)跨聲速條件下的外掛導(dǎo)彈彈射分離進(jìn)行了研究。F.Dougherty等[25]采用三維嵌套網(wǎng)格對(duì)外掛彈射導(dǎo)彈的分離軌跡和分離姿態(tài)進(jìn)行了研究。E.E.Panagiotopoulos等[26]對(duì)跨聲速條件下的導(dǎo)彈外掛彈射分離軌跡的CFD仿真計(jì)算結(jié)果和風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，分析了仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生偏差的可能原因。R.F.Tomaro等[27]研究了在F/A-18C戰(zhàn)機(jī)復(fù)雜模型下采用CFD方法精確預(yù)測(cè)導(dǎo)彈外掛彈射分離軌跡的可行性。N.Murray等[28]設(shè)計(jì)了一種新的模型比例外掛物，并在聲學(xué)物理試驗(yàn)中心進(jìn)行了3倍聲速的風(fēng)洞彈射分離試驗(yàn)。A.R.Maddox[29]在超聲速風(fēng)洞條件下的F-4內(nèi)側(cè)彈射掛架進(jìn)行了多次彈射實(shí)驗(yàn)，并對(duì)比了彈射實(shí)驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值模擬結(jié)果，指出當(dāng)速度較低時(shí)兩者具有較高的重合度，當(dāng)速度較高時(shí)，數(shù)值仿真難以模擬彈射過(guò)程中出現(xiàn)的一些細(xì)節(jié)，例如結(jié)構(gòu)間的微小碰撞等?，F(xiàn)階段，采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)與導(dǎo)彈六自由度運(yùn)動(dòng)方程耦合是導(dǎo)彈外掛彈射分離仿真的主流研究方法。

現(xiàn)階段，如何實(shí)現(xiàn)外掛彈射發(fā)射裝置在高馬赫數(shù)下、載機(jī)大機(jī)動(dòng)條件下、載機(jī)滾轉(zhuǎn)條件下的彈射發(fā)射的理論研究尚處于起步階段，另外與之相適應(yīng)的地面彈射模擬發(fā)射實(shí)驗(yàn)技術(shù)也是今后的研究重點(diǎn)?？紤]到戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的復(fù)雜多樣性，未來(lái)在非高度隱身的新型高性能戰(zhàn)機(jī)上的應(yīng)用是外掛式彈射發(fā)射技術(shù)新的應(yīng)用前景。

1.4 半埋式

半埋式發(fā)射裝置是指將發(fā)射裝置大部分內(nèi)嵌于戰(zhàn)斗機(jī)的凹槽內(nèi)，基本只有導(dǎo)彈外露于機(jī)腹表面，比較典型的是“臺(tái)風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)半埋式發(fā)射裝置。半埋式發(fā)射裝置充分考慮了發(fā)射裝置與載機(jī)機(jī)體的融合，使發(fā)射裝置與載機(jī)機(jī)體的相互RCS干擾和氣動(dòng)干擾大幅降低[30]。半埋式發(fā)射裝置一般應(yīng)用于三代戰(zhàn)機(jī)，例如F-14、F-15、米格-31、“臺(tái)風(fēng)”等。由于涉及到與機(jī)身的聯(lián)合設(shè)計(jì)等工程協(xié)調(diào)問(wèn)題，總體來(lái)說(shuō)，半埋式的應(yīng)用程度不如外掛導(dǎo)軌式和外掛彈射式?！芭_(tái)風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)半埋式掛載流星導(dǎo)彈如圖3所示。

圖3 “臺(tái)風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)半埋式掛載

1.5 保形式彈艙

保形式彈艙(CWB)是指一種可拆卸的封閉彈艙[31]，設(shè)計(jì)時(shí)充分考慮與戰(zhàn)機(jī)外形的匹配，這種形式不破壞飛機(jī)的主體外形結(jié)構(gòu)，可以與保形油箱互換使用，在拆下時(shí)可以回到傳統(tǒng)的外掛布局，典型代表是波音公司的F-15SE隱形“沉默鷹”保形武器艙。保形式彈艙雖然能夠在一定程度上降低戰(zhàn)機(jī)RCS和氣動(dòng)阻力，但是通用性差，更換麻煩，現(xiàn)階段多數(shù)戰(zhàn)機(jī)未采用此方案，但相關(guān)理論和應(yīng)用技術(shù)正在進(jìn)一步研究之中。超級(jí)“大黃蜂”保形彈艙如圖4所示。

圖4 超級(jí)“大黃蜂”保形彈艙

1.6 內(nèi)埋彈射式

1.6.1 內(nèi)埋彈射式發(fā)射的基本概念

內(nèi)埋彈射式發(fā)射技術(shù)是指隱身戰(zhàn)機(jī)在飛行時(shí)將發(fā)射裝置和空空導(dǎo)彈完全置于載機(jī)武器艙內(nèi)，需要導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)，先打開(kāi)武器艙門(mén)，彈射發(fā)射裝置高速作動(dòng)賦予導(dǎo)彈一定的初始速度和角速度并使導(dǎo)彈與載機(jī)分離，在分離一定距離后導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火并飛離載機(jī)。內(nèi)埋發(fā)射裝置除了滿(mǎn)足正常的彈射發(fā)射功能外，還必須實(shí)現(xiàn)發(fā)射裝置的慢伸慢放功能，地面掛彈時(shí)發(fā)射裝置先伸出艙外，在導(dǎo)彈掛裝完畢后，發(fā)射裝置帶彈收回艙內(nèi)。

內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置隨著隱身戰(zhàn)機(jī)的研制應(yīng)運(yùn)而生。RCS是隱身戰(zhàn)機(jī)最重要的指標(biāo)之一，若采用外掛式發(fā)射裝置，隱身戰(zhàn)機(jī)RCS將急劇增加，戰(zhàn)機(jī)的隱身設(shè)計(jì)將毫無(wú)意義，因此采用內(nèi)埋彈射技術(shù)是隱身戰(zhàn)機(jī)的必然選擇。另一方面，內(nèi)埋彈射發(fā)射技術(shù)能夠最大限度地降低發(fā)射裝置和懸掛的空空導(dǎo)彈對(duì)載機(jī)的氣動(dòng)阻力，保證載機(jī)的超聲速巡航。國(guó)外已成功應(yīng)用的內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置主要是美國(guó)的LAU-142/A和NuLAU-120。F-22內(nèi)埋式武器彈艙艙門(mén)打開(kāi)狀態(tài)如圖5所示，該機(jī)彈艙半艙掛裝三套LAU-142/A內(nèi)埋式發(fā)射裝置，如圖6所示。

圖5 F-22內(nèi)埋式武器彈艙

圖6 F-22內(nèi)埋式彈艙及發(fā)射裝置

1.6.2 內(nèi)埋彈射式發(fā)射的主要理論

內(nèi)埋彈射發(fā)射技術(shù)的現(xiàn)階段理論研究熱點(diǎn)是剛-柔耦合的多柔體發(fā)射動(dòng)力學(xué)研究[32-35]、氣動(dòng)力作用下的機(jī)彈分離安全性研究[36-41]、先進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)研究[42-44]、復(fù)合材料應(yīng)用研究、先進(jìn)發(fā)控技術(shù)研究、高密度內(nèi)埋技術(shù)[45]以及地面彈射模擬實(shí)驗(yàn)技術(shù)[46-49]等。王許可[33]基于剛-柔耦合多體動(dòng)力學(xué)理論，在adams環(huán)境中建立了導(dǎo)彈內(nèi)埋彈射發(fā)射系統(tǒng)的彈射分離仿真模型，討論了導(dǎo)彈重心、彈射發(fā)射行程、結(jié)構(gòu)剛度等設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)導(dǎo)彈分離角速度的影響。對(duì)于氣動(dòng)流場(chǎng)與彈體六自由度耦合的仿真，如何提高仿真精度并縮短仿真時(shí)間是未來(lái)研究的重點(diǎn)。趙偉[42]提出一種液壓彈射動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)方案，并設(shè)計(jì)了新型液壓缸緩沖結(jié)構(gòu)，建立了系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，對(duì)彈射和緩沖過(guò)程的特性進(jìn)行了仿真分析，與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比仿真結(jié)果基本吻合。薛飛等[49]在0.6 m×0.6 m量級(jí)亞跨超聲速風(fēng)洞開(kāi)展了內(nèi)埋武器彈射試驗(yàn)技術(shù)研究，所研制的風(fēng)洞雙視角、高亮度光路系統(tǒng)和六自由度圖像分析系統(tǒng)，可獲得內(nèi)埋武器彈射過(guò)程的全軌跡圖像和氣動(dòng)參數(shù)。劉浩等[50]基于多體動(dòng)力學(xué)拉格朗日法、模態(tài)試驗(yàn)和載機(jī)大機(jī)動(dòng)條件，提出了一種戰(zhàn)機(jī)大機(jī)動(dòng)條件下的內(nèi)埋彈射剛-柔-液耦合的動(dòng)力學(xué)建模方法，并通過(guò)數(shù)值模型仿真分析了載機(jī)大機(jī)動(dòng)產(chǎn)生的高過(guò)載離心力對(duì)空空導(dǎo)彈的彈射分離參數(shù)的影響，對(duì)于在載機(jī)非平飛狀態(tài)下的導(dǎo)彈發(fā)射分離研究將是未來(lái)研究的重點(diǎn)。機(jī)載彈射發(fā)射裝置屬于典型的輕質(zhì)高速運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中構(gòu)件柔性變形顯著，因此基于剛-柔耦合動(dòng)力學(xué)理論利用計(jì)算動(dòng)力學(xué)軟件對(duì)其進(jìn)行仿真分析是十分必要的。

發(fā)射多體動(dòng)力學(xué)、計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(CFD)以及虛擬樣機(jī)仿真技術(shù)是機(jī)載導(dǎo)彈內(nèi)埋彈射發(fā)射技術(shù)三項(xiàng)重要的研究方向，本文將對(duì)其主要的理論基礎(chǔ)和涉及的仿真技術(shù)問(wèn)題進(jìn)行一定的論述分析。

(1) 發(fā)射多體動(dòng)力學(xué)理論基礎(chǔ)

發(fā)射多體動(dòng)力學(xué)是內(nèi)埋彈射發(fā)射的理論研究重點(diǎn)，發(fā)射系統(tǒng)多剛體動(dòng)力學(xué)仿真和多柔體動(dòng)力學(xué)仿真多以拉格朗日動(dòng)力學(xué)方程為理論基礎(chǔ)，該方法便于利用計(jì)算機(jī)自動(dòng)編制通用程序。拉格朗日動(dòng)力學(xué)方程為

(1)

式中：Ψ為約束方程；Q為投影到廣義坐標(biāo)ξ上的廣義力；Γ為阻尼力產(chǎn)生的能量損耗；L為拉格朗日項(xiàng)，定義為L(zhǎng)=T-W，T和W分別表示動(dòng)能和勢(shì)能；λ為對(duì)應(yīng)于約束方程的拉氏乘子。

隱身戰(zhàn)機(jī)為了追求空優(yōu)性能，在高速滾轉(zhuǎn)條件下也能實(shí)現(xiàn)空空導(dǎo)彈的發(fā)射，例如美國(guó)F-22已能在80°/s的滾轉(zhuǎn)速度下彈射發(fā)射空空導(dǎo)彈。在滾轉(zhuǎn)條件下的發(fā)射動(dòng)力學(xué)可用偽坐標(biāo)形式的拉格朗日方程[51]：

(2)

式中：v為載機(jī)直線(xiàn)速度；w為載機(jī)滾轉(zhuǎn)速度；F為載機(jī)直線(xiàn)推力；M為載機(jī)滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力矩。

機(jī)載內(nèi)埋彈射系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性十分復(fù)雜，隨著相關(guān)研究的深入，人們開(kāi)始關(guān)注液壓系統(tǒng)的介質(zhì)可壓縮性與高速運(yùn)動(dòng)柔性機(jī)構(gòu)的耦合效應(yīng)、高速液壓系統(tǒng)的黏性流動(dòng)與機(jī)構(gòu)柔性的耦合效應(yīng)、機(jī)構(gòu)間隙與機(jī)構(gòu)柔性的耦合效應(yīng)、以及機(jī)載內(nèi)埋發(fā)射系統(tǒng)在嚴(yán)酷條件下的時(shí)變動(dòng)力學(xué)效應(yīng)等，正是上述容易忽略的因素在特定條件下嚴(yán)重影響了內(nèi)埋發(fā)射系統(tǒng)的彈射分離姿態(tài)，威脅發(fā)射安全。如今，這些課題已逐漸成為內(nèi)埋發(fā)射動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域新的理論研究重點(diǎn)。

(2) 發(fā)射計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)理論基礎(chǔ)

超聲速條件下氣動(dòng)流場(chǎng)研究是機(jī)載內(nèi)埋彈射發(fā)射領(lǐng)域的另一重要研究方向。隱身戰(zhàn)機(jī)具備超聲速巡航能力，隱身戰(zhàn)機(jī)武器艙流場(chǎng)復(fù)雜，給內(nèi)埋導(dǎo)彈安全分離技術(shù)提出了新的挑戰(zhàn)。當(dāng)超聲速氣流流過(guò)武器艙時(shí)，可能導(dǎo)致出現(xiàn)邊界層分離、激波剪切層和氣動(dòng)噪聲干擾等一系列復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象[52]。武器艙內(nèi)產(chǎn)生的強(qiáng)渦流會(huì)使導(dǎo)彈姿態(tài)偏離設(shè)計(jì)值，影響機(jī)彈安全分離。現(xiàn)階段對(duì)超聲速條件下的氣動(dòng)流場(chǎng)研究一般通過(guò)高性能計(jì)算機(jī)求解納維-斯托克斯(Navier-Stokes，簡(jiǎn)稱(chēng)N-S)方程的各種簡(jiǎn)化方程[53-55]。三維非定?？蓧嚎sN-S方程的ALE描述積分形式[56]為

(3)

式中：?V(t)為t時(shí)刻流場(chǎng)區(qū)域V(t)的邊界；dS為?V(t)上的面元；n為邊界單元的外法矢量；Q、Finv和Fv分別為守恒矢量、無(wú)黏(對(duì)流)通量和黏性(耗散)通量。

CFD數(shù)值計(jì)算方法可以較為準(zhǔn)確地獲得導(dǎo)彈從內(nèi)埋武器艙彈射分離的初始彈道，但是該計(jì)算量較大，且對(duì)每一種案例都需要重新計(jì)算，不能從理論上對(duì)導(dǎo)彈的彈射分離初始彈道進(jìn)行研究分析和預(yù)判。為此，國(guó)內(nèi)外對(duì)導(dǎo)彈彈射分離過(guò)程進(jìn)行了合理簡(jiǎn)化，通過(guò)一些容易測(cè)量或容易計(jì)算獲取的物理參數(shù)建立能夠表征問(wèn)題主要特征的理論模型。考慮氣動(dòng)力影響的導(dǎo)彈彈射初始彈道模型為[57]

(4)

式中：F和M分別為升力和俯仰力矩；m、I分別為導(dǎo)彈的質(zhì)量和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

1.6.3 內(nèi)埋彈射式發(fā)射虛擬樣機(jī)仿真技術(shù)

機(jī)載發(fā)射裝置進(jìn)入內(nèi)埋彈射發(fā)射階段后，由于產(chǎn)品的復(fù)雜性和計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，虛擬樣機(jī)(Virtual Prototyping，簡(jiǎn)稱(chēng)VP)仿真技術(shù)得到極大地發(fā)展和應(yīng)用，虛擬樣機(jī)技術(shù)能夠建立物理樣機(jī)的數(shù)值模型，對(duì)數(shù)值模型進(jìn)行仿真可以模擬產(chǎn)品的各種工作特性。包括多剛體動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)、多柔體動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)和氣動(dòng)流場(chǎng)仿真技術(shù)等。

工程實(shí)踐表明，虛擬樣機(jī)仿真技術(shù)不僅可以壓縮產(chǎn)品的研制周期，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(guò)試驗(yàn)很難完成的產(chǎn)品測(cè)試和反復(fù)優(yōu)化設(shè)計(jì)工作，有效提高產(chǎn)品的性能。為了有效結(jié)合先進(jìn)的虛擬樣機(jī)仿真技術(shù)和試驗(yàn)技術(shù)，美國(guó)軍方專(zhuān)門(mén)制定了隱身戰(zhàn)機(jī)內(nèi)埋彈射技術(shù)的“MASTER”計(jì)劃，如圖7所示。

圖7 美國(guó)隱身戰(zhàn)機(jī)“MASTER”計(jì)劃

項(xiàng)目實(shí)踐表明，開(kāi)發(fā)高可信度的虛擬樣機(jī)仿真系統(tǒng)需要三個(gè)基本條件：一是該項(xiàng)目涉及到的基本理論已趨于成熟，這是數(shù)值建模的重要基礎(chǔ)；二是產(chǎn)品的基本輸入?yún)?shù)已得到準(zhǔn)確測(cè)試；三是充分認(rèn)識(shí)產(chǎn)品的所有內(nèi)在工作原理和展現(xiàn)出來(lái)的重大物理現(xiàn)象，并且一旦物理現(xiàn)象被認(rèn)知，就必須在仿真中復(fù)現(xiàn)。

在項(xiàng)目的研制進(jìn)程中，可能出現(xiàn)仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生一定偏差，甚至兩者之間相去甚遠(yuǎn)。導(dǎo)致這種結(jié)果的主要原因包括：①仿真者所選用的理論模型落后，無(wú)法模擬先進(jìn)產(chǎn)品的最新工作特性，因此要求仿真者有一定的理論素養(yǎng)，選擇合適的理論體系作為仿真模型的理論基礎(chǔ)；②產(chǎn)品輸入?yún)?shù)不準(zhǔn)確，隨著實(shí)驗(yàn)測(cè)試手段和系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)的進(jìn)步，通常這種原因?qū)е路抡妗笆д妗钡目赡苄员容^小，雖有時(shí)也會(huì)發(fā)生；③仿真者對(duì)產(chǎn)品認(rèn)識(shí)不夠全面不夠深入，仿真模型中忽略了對(duì)產(chǎn)品性能有影響的物理因素，尤其是在極端條件下忽略了某些內(nèi)在或外在的潛在因數(shù)，這種原因多是仿真模型失真的最主要原因，因此對(duì)于仿真者來(lái)說(shuō)深入全面地理解產(chǎn)品的物理機(jī)理和產(chǎn)品所面臨的各種潛在工況顯得尤為重要。

現(xiàn)階段隨著載機(jī)平臺(tái)飛行能力的提高和全包線(xiàn)發(fā)射能力的迫切需求，對(duì)于內(nèi)埋彈射發(fā)射技術(shù)，對(duì)載機(jī)高馬赫數(shù)大機(jī)動(dòng)條件下以及高馬赫數(shù)滾轉(zhuǎn)條件下的彈射發(fā)射特性是其新的理論研究方向，主要包括發(fā)射裝置動(dòng)力系統(tǒng)的介質(zhì)可壓縮性、發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)柔性、導(dǎo)彈彈體柔性以及氣動(dòng)流場(chǎng)對(duì)嚴(yán)酷飛行條件下的發(fā)射動(dòng)力學(xué)和發(fā)射安全性的影響，尤其是這四者之間的耦合作用研究幾乎還處于空白狀態(tài)，是今后理論研究的重點(diǎn)。

2 典型的兩種內(nèi)埋式發(fā)射裝置對(duì)比分析

內(nèi)埋彈射式發(fā)射裝置能夠保證隱身戰(zhàn)機(jī)極低的RCS和氣動(dòng)阻力，是現(xiàn)階段空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置技術(shù)領(lǐng)域最重要的研究對(duì)象?，F(xiàn)階段美國(guó)兩款典型的內(nèi)埋式發(fā)射裝置是NuLAU-120和LAU-142/A。

2.1 NuLAU-120發(fā)射裝置

NuLAU-120的設(shè)計(jì)廠(chǎng)商為美國(guó)EDO公司，NuLAU-120發(fā)射裝置掛裝于F-35戰(zhàn)機(jī)，采用類(lèi)似于炸彈鉤外掛的發(fā)射方式。F-35戰(zhàn)機(jī)與F-22戰(zhàn)機(jī)為高低搭配戰(zhàn)機(jī)，F(xiàn)-35戰(zhàn)機(jī)以攻擊地面為主兼具空中作戰(zhàn)能力，其設(shè)計(jì)思想不是空優(yōu)戰(zhàn)斗機(jī)，無(wú)需完成大機(jī)動(dòng)條件下發(fā)射導(dǎo)彈的任務(wù)，因此NuLAU-120發(fā)射包線(xiàn)較小，即F-35戰(zhàn)機(jī)一般只能在平飛狀態(tài)下發(fā)射導(dǎo)彈。NuLAU-120結(jié)構(gòu)圖如圖8所示。

圖8 NuLAU-120內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置

NuLAU-120的彈射動(dòng)力系統(tǒng)采用高壓空氣+PPS(快速充氣單元)技術(shù)，采用PPS是NuLAU-120的典型技術(shù)特征，其目的是調(diào)節(jié)高壓空氣受溫度影響造成的顯著壓力變化，使高壓空氣壓力保持在一個(gè)合理的范圍內(nèi)。采用PPS快速充氣單元的優(yōu)點(diǎn)是高壓空氣壓力受PPS調(diào)節(jié)，彈射分離參數(shù)穩(wěn)定。但是采用PPS設(shè)備之后，戰(zhàn)機(jī)需要增加額外的電路和氣路，增加戰(zhàn)機(jī)的武器艙設(shè)計(jì)難度，而且PPS快速充氣單元質(zhì)量較大，武器艙需要至少增加20 kg的額外質(zhì)量，增加了載機(jī)的負(fù)擔(dān)，影響了戰(zhàn)機(jī)的總體作戰(zhàn)效能。PPS快速充氣單元外形圖如圖9所示。

圖9 PPS快速充氣單元

2.2 LAU-142/A發(fā)射裝置

LAU-142/A的設(shè)計(jì)廠(chǎng)商也為美國(guó)EDO公司，LAU-142/A發(fā)射裝置掛裝于F-22戰(zhàn)機(jī)，是現(xiàn)階段最經(jīng)典的內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置。F-22戰(zhàn)機(jī)是高端四代重型戰(zhàn)斗機(jī)，其設(shè)計(jì)思想是空優(yōu)戰(zhàn)斗機(jī)，需要在大機(jī)動(dòng)大過(guò)載條件下發(fā)射空空導(dǎo)彈，也能在滾轉(zhuǎn)條件下發(fā)射空空導(dǎo)彈，為了實(shí)現(xiàn)這一目的，LAU-142/A采用氣液混合動(dòng)力系統(tǒng)和先進(jìn)的機(jī)械設(shè)計(jì)技術(shù)，這使得F-22戰(zhàn)機(jī)能夠在多種復(fù)雜飛行條件耦合的情況下發(fā)射空空導(dǎo)彈，其發(fā)射包線(xiàn)遠(yuǎn)大于NuLAU-120，以保證F-22的空優(yōu)作戰(zhàn)性能。

LAU-142/A發(fā)射裝置多用鋁合金制造，全質(zhì)量?jī)H52 kg，由兩組折疊伸展臂和其下方的導(dǎo)彈載具構(gòu)成，折疊伸展臂設(shè)計(jì)巧妙，依靠一個(gè)液壓動(dòng)作筒驅(qū)動(dòng)，能夠在飛行員發(fā)出發(fā)射指令后0.1 s內(nèi)完成伸展動(dòng)作，在0.23 m的伸展行程中，能夠產(chǎn)生最大40個(gè)過(guò)載的峰值加速度，賦予AIM-120導(dǎo)彈7.6 m/s的初始彈射速度，保證其安全通過(guò)臨界空氣流動(dòng)層離開(kāi)飛機(jī)。LAU-142/A內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)圖如圖10所示。

圖10 LAU-142/A內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置

LAU-142/A采用氣液混合動(dòng)力系統(tǒng)能夠借助載機(jī)的液壓系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)壓，因此避免了彈射壓力受溫度的影響，使彈射分離參數(shù)在任何溫度工況下均能保持在一個(gè)穩(wěn)定的范圍內(nèi)。由于不需要PPS進(jìn)行穩(wěn)壓，在重量方面氣液混合動(dòng)力系統(tǒng)相對(duì)純氣壓系統(tǒng)具有相當(dāng)優(yōu)勢(shì)。另一方面，由于氣液混合動(dòng)力系統(tǒng)借助載機(jī)的液壓系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)壓，相對(duì)NuLAU-120氣壓系統(tǒng)，LAU-142/A在慢伸慢放過(guò)程中不必頻繁充氣，做到了免維護(hù)使用，大幅提高了其后勤保障的便捷性，更保證了作戰(zhàn)時(shí)的應(yīng)急能力。

LAU-142/A發(fā)射裝置的另一個(gè)優(yōu)點(diǎn)是操作簡(jiǎn)單，地面維護(hù)或者加掛武器時(shí)，其可以在3 s內(nèi)完成展開(kāi)或收縮，地勤人員可以方便可靠的完成武器掛裝。

相對(duì)于NuLAU-120，LAU-142/A在重量、發(fā)射包線(xiàn)、使用維護(hù)等方面都要先進(jìn)得多，因此LAU-142/A發(fā)射裝置設(shè)計(jì)技術(shù)成為機(jī)載發(fā)射系統(tǒng)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。

3 機(jī)載發(fā)射技術(shù)未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)

隨著載機(jī)設(shè)計(jì)思想的不斷發(fā)展以及基礎(chǔ)工業(yè)的進(jìn)步，空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置設(shè)計(jì)思想也在更新?lián)Q代。為了適應(yīng)未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)新的應(yīng)用需求，發(fā)射裝置未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)主要有以下五個(gè)方面。

3.1 共架彈射發(fā)射裝置

空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置的多機(jī)種、多彈種兼容性能可大幅降低后勤維護(hù)費(fèi)用、提高應(yīng)急機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)能力，而現(xiàn)階段發(fā)射裝置共架通用化水平還較低。傳統(tǒng)發(fā)射裝置共架通用化設(shè)計(jì)主要涉及與載機(jī)機(jī)械接口標(biāo)準(zhǔn)化、與導(dǎo)彈機(jī)械接口標(biāo)準(zhǔn)化、電路電氣接口標(biāo)準(zhǔn)化。一個(gè)新的共架通用化研究方向是同一彈射發(fā)射裝置對(duì)不同物理參數(shù)導(dǎo)彈的彈射分離參數(shù)的適應(yīng)性難題，主要涉及彈射動(dòng)力的智能可調(diào)性和發(fā)射裝置在不同載荷下機(jī)構(gòu)柔性的控制難題。發(fā)射裝置的共架通用化設(shè)計(jì)需要從頂層角度進(jìn)行系統(tǒng)規(guī)劃，一方面以實(shí)現(xiàn)通用化為目標(biāo)，另一方面也要充分考慮通用化對(duì)設(shè)計(jì)復(fù)雜度和產(chǎn)品性能的影響，做到具體問(wèn)題具體分析，最大程度地兼顧后勤維護(hù)成本和產(chǎn)品復(fù)雜度、產(chǎn)品性能。

3.2 小彈徑折疊翼導(dǎo)彈內(nèi)埋彈射技術(shù)

為了使戰(zhàn)機(jī)更多的攜帶空空導(dǎo)彈，除了加大武器艙體積外，縮減空空導(dǎo)彈直徑和長(zhǎng)度并且改用折疊舵翼面形式是一個(gè)有效途徑。如何實(shí)現(xiàn)高密度內(nèi)埋的折疊舵翼面導(dǎo)彈的發(fā)射安全性將是新型內(nèi)埋發(fā)射裝置的一項(xiàng)重要任務(wù)，新型內(nèi)埋發(fā)射技術(shù)必需解決載機(jī)在大機(jī)動(dòng)條件下成功發(fā)射折疊舵翼面導(dǎo)彈的難題，主要包括解決高速大過(guò)載彈射過(guò)程中的機(jī)構(gòu)柔性和彈體柔性對(duì)導(dǎo)彈彈射分離姿態(tài)的影響問(wèn)題、折疊舵翼面在隨機(jī)復(fù)雜氣動(dòng)流場(chǎng)的可靠展開(kāi)難題、在高馬赫數(shù)和大機(jī)動(dòng)復(fù)雜氣流流場(chǎng)下的機(jī)彈分離問(wèn)題等。

3.3 多導(dǎo)彈內(nèi)埋技術(shù)

現(xiàn)代隱身戰(zhàn)機(jī)空空導(dǎo)彈的攜帶量一般在6～8枚，考慮導(dǎo)彈在實(shí)戰(zhàn)時(shí)命中率低以及戰(zhàn)機(jī)自衛(wèi)需要保留導(dǎo)彈等問(wèn)題，現(xiàn)階段戰(zhàn)機(jī)所攜帶的空空導(dǎo)彈在強(qiáng)強(qiáng)對(duì)抗的作戰(zhàn)環(huán)境下明顯不足。實(shí)現(xiàn)高密度多導(dǎo)彈內(nèi)埋的方式除了縮減單個(gè)導(dǎo)彈掛裝所占用的體積外，增加隱身戰(zhàn)機(jī)武器艙的體積和戰(zhàn)機(jī)內(nèi)埋導(dǎo)彈的彈射出口點(diǎn)將是必由之路。高密度內(nèi)埋的新思路，例如采用導(dǎo)彈多層掛裝直接力發(fā)射思路、前后雙彈艙設(shè)計(jì)思路、多層導(dǎo)彈軸向彈射思路等涉及隱身戰(zhàn)機(jī)的總體結(jié)構(gòu)布局問(wèn)題，有必要建立戰(zhàn)機(jī)與導(dǎo)彈武器系統(tǒng)協(xié)同設(shè)計(jì)的體制。

3.4 內(nèi)埋自適應(yīng)彈射技術(shù)

隨著戰(zhàn)機(jī)的機(jī)動(dòng)能力越來(lái)越高，尤其是隨著無(wú)人作戰(zhàn)戰(zhàn)機(jī)的出現(xiàn)，如何實(shí)現(xiàn)在超聲速大動(dòng)壓復(fù)雜氣流環(huán)境下的彈射分離參數(shù)的智能柔性輸出將是未來(lái)發(fā)射裝置的一個(gè)重要課題。自適應(yīng)彈射發(fā)射技術(shù)主要涉及彈射動(dòng)力的自適應(yīng)控制和極短時(shí)間內(nèi)的機(jī)構(gòu)柔性控制。另一方面，如何利用(而不是一味抑制)發(fā)射機(jī)構(gòu)的構(gòu)件柔性實(shí)現(xiàn)彈射分離姿態(tài)的智能輸出也是一個(gè)新的思路。

3.5 臨近空間飛行器內(nèi)埋彈射技術(shù)

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，航空界逐漸把目光投向了大氣層外高度更高的臨近空間。臨近空間是指距離地面20～100 km的大氣空間，是傳統(tǒng)“空”與“天”之間的空白部分。臨近空間空氣稀薄，使飛行器超高馬赫數(shù)飛行成為可能，如何實(shí)現(xiàn)臨近空間飛行器超高馬赫數(shù)、激波、氣動(dòng)熱以及電離環(huán)境影響下的內(nèi)埋彈射分離是未來(lái)導(dǎo)彈發(fā)射裝置的一個(gè)新的課題。

4 結(jié)束語(yǔ)

空空導(dǎo)彈發(fā)射理論與技術(shù)近年來(lái)取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，但是各發(fā)射形式的有關(guān)理論還需要進(jìn)一步深入研究，尤其是新形式下考慮載機(jī)高馬赫數(shù)、大機(jī)動(dòng)、滾轉(zhuǎn)發(fā)射條件下的復(fù)雜氣動(dòng)流場(chǎng)影響研究、機(jī)-電-液多學(xué)科耦合的多柔體發(fā)射動(dòng)力學(xué)研究、氣動(dòng)-結(jié)構(gòu)柔性耦合研究等還處于起步階段。共架彈射發(fā)射、小彈徑折疊翼內(nèi)埋彈射、多導(dǎo)彈內(nèi)埋彈射、內(nèi)埋自適應(yīng)發(fā)射以及臨近空間發(fā)射等技術(shù)將是空空導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)未來(lái)的發(fā)展方向。

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

Feng Jinfu, Yang Songtao, Liu Wenjie. Summary of key technology of fighter’s internal burial[J]. Winged Missiles Journal, 2010(7): 71-74.(in Chinese)

[2] 常超, 丁海河. 內(nèi)埋彈射武器機(jī)彈安全分離技術(shù)綜述[J]. 現(xiàn)代防御技術(shù), 2012, 40(5): 67-74.

Chang Chao, Ding Haihe. Review on missile store safety separation technology of embedded ejection weapons[J]. Modern Defence Technology, 2012, 40(5): 67-74.(in Chinese)

[3] 王樂(lè), 劉志洋. 機(jī)載武器懸掛投放裝置[J]. 機(jī)械管理開(kāi)發(fā), 2009, 24(2): 40-42.

Wang Le, Liu Zhiyang. Suspension, releasing and launching systems of airborne weapon[J]. Mechanical Management and Development, 2009, 24(2): 40-42.(in Chinese)

[4] 辜席傳. 國(guó)外先進(jìn)高性能機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)控系統(tǒng)跟蹤[J]. 航空兵器, 2003(6): 26-28.

Gu Xichuan. The tracking of advanced and high performance airborne missile control system in foreign countries[J]. Aero Weaponry, 2003(6): 26-28.(in Chinese)

[5] 單奇藝, 張堃, 劉樂(lè)卿. 復(fù)合材料在導(dǎo)軌式發(fā)射裝置上的應(yīng)用動(dòng)向[J]. 玻璃鋼/復(fù)合材料, 2015(2): 87-90.

Shan Qiyi, Zhang Kun, Liu Leqing. Application tendency of composite materials for slideway launcher[J]. Fiber Reinforced Plastics/Composites, 2015(2): 87-90.(in Chinese)

[6] 廖莎莎, 吳成, 段繼. 導(dǎo)軌式機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型及影響因素分析研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2013, 33(3): 153-157.

Liao Shasha, Wu Cheng, Duan Ji. Launch dynamics modeling and analysis on influencing factors for airborne missile[J]. Journal of Projectiles Rockets, Missiles and Guidance, 2013, 33(3): 153-157.(in Chinese)

[7] 陳全龍, 韓景龍, 員?，|, 等. 機(jī)載導(dǎo)彈導(dǎo)軌式發(fā)射過(guò)程安全性分析[J]. 振動(dòng)與沖擊, 2013, 32(20): 41-47.

Chen Quanlong, Han Jinglong, Yun Haiwei. Security analysis of missile rail-launching from an aircraft[J]. Journal of Vibration and Shock, 2013, 32(20): 41-47.(in Chinese)

[8] 張勝利, 倪東東. 機(jī)載導(dǎo)彈武器系統(tǒng)導(dǎo)軌式發(fā)射的安全性設(shè)計(jì)[J]. 航空兵器, 2004(6): 24-27.

Zhang Shengli, Ni Dongdong. Safety design of rail launch for airborne missile weapon system[J]. Aero Weaponry, 2004(6): 24-27.(in Chinese)

[9] 肖軍. 機(jī)載武器抗燒蝕防護(hù)涂層研究[J]. 材料保護(hù), 2003, 36(6): 34-37.

Xiao Jun. Ablation-resistance coatings for airborne weapons[J]. Journal of Materials Protection, 2003, 36(6): 34-37.(in Chinese)

[10] 肖軍, 張秋禹, 李鐵虎, 等. 發(fā)射裝置導(dǎo)軌用MoS2潤(rùn)滑防護(hù)干膜的熱成膜工藝研究[J]. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2004, 22(3): 304-308.

Xiao Jun, Zhang Qiuyu, Li Tiehu, et al. Study on processing of MoS2solid lubricant film for and antiablation protection of airborne launcher anticorrosion slide track[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2004, 22(3): 304-308.(in Chinese)

[11] 劉剛, 肖中云, 王建濤, 等. 考慮約束的機(jī)載導(dǎo)彈導(dǎo)軌發(fā)射數(shù)值模擬[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2015, 33(2): 192-197.

Liu Gang, Xiao Zhongyun, Wang Jiantao, et al. Numerical simulation of missile air-launching process under rail slideway constraints[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2015, 33(2): 192-197.(in Chinese)

[12] 王林鵬, 王漢平, 楊鳴, 等. 運(yùn)動(dòng)導(dǎo)彈激勵(lì)下柔性導(dǎo)軌振動(dòng)的多體動(dòng)力學(xué)分析法[J]. 航空學(xué)報(bào), 2014, 35(3): 756-763.

Wang Linpeng, Wang Hanping, Yang Ming, et al. Multi-body dynamics analysis method for vibration of flexible guide activated by moving missile[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(3): 756-763.(in Chinese)

[13] 李建剛, 馬玉芹. 基于ADAMS的導(dǎo)軌式導(dǎo)彈發(fā)射裝置發(fā)射姿態(tài)研究[J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2017, 38(2): 132-134.

Li Jiangang, Ma Yuqin. Study of a missile attitude on launcher device of slide rail type based by ADAMS[J]. Journal of Ordnance Equipment Engineering, 2017, 38(2): 132-134.(in Chinese)

[14] Zheng X, Liu H, Wang N, et al. Research on oblique-launch security of missile leaving guide rail non-simultaneously[J]. Missiles & Space Vehicles, 2016(4): 75-77.

[15] 肖軍, 程功, 陳建敏. 機(jī)載發(fā)射裝置燒粘-腐蝕防護(hù)評(píng)估技術(shù)的研究進(jìn)展[J]. 航空兵器, 2013(5): 60-64.

Xiao Jun, Cheng Gong, Chen Jianmin. Developments of evaluation technique of high temperature & supersonic ablation erosion corrosion protection for airborne launchers[J]. Aero Weaponry, 2013(5): 60-64.(in Chinese)

[16] 祁洋, 范緒箕. 飛機(jī)安全性設(shè)計(jì)的外掛物投放數(shù)值方法[J]. 上海交通大學(xué)學(xué)報(bào), 2005, 39(5): 836-839.

Qi Yang, Fan Xuji. A numerical method on store separation for aircraft safety design[J]. Journal of Shanghai Jiaotong University, 2005, 39(5): 836-839.(in Chinese)

[17] 陳海昕, 李風(fēng)蔚, 鄂秦. 復(fù)雜流場(chǎng)數(shù)值模擬中的網(wǎng)格生成[J]. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2000, 18(2): 194-197.

Chen Haixin, Li Fengwei, E Qin, et al. A method for grid generation in numerical flow analysis of complex configurations[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2000, 18(2): 194-197.(in Chinese)

[18] 尹承順, 雷武濤. 飛機(jī)外掛物投放風(fēng)洞與飛行相關(guān)性研究思路探討[J]. 航空科學(xué)技術(shù), 2015, 26(3): 14-18.

Yin Chengshun, Lei Wutao. Investigation of wind tunnel and flight correlation research ideas on external-store drop[J]. Aeronautical Science & Technology, 2015, 26(3): 14-18.(in Chinese)

[19] 蔣淑園. 高壓彈射裝置內(nèi)彈道二維模型及發(fā)射腔內(nèi)流場(chǎng)特性分析[J]. 兵工學(xué)報(bào), 2015, 36(6): 1009-1014.

Jiang Shuyuan. Two-dimensional interior ballistics model of high pressure ejection apparatus and analysis on the characteristics of flow field in launching chamber[J]. Acta Armamentarii, 2015, 36(6): 1009-1014.(in Chinese)

[20] 楊風(fēng)波. 高壓彈射裝置內(nèi)彈道建模與計(jì)算[J]. 兵工學(xué)報(bào), 2013, 34(5): 527-534.

Yang Fengbo. Interior ballistics modeling and calculation of high-pressure ejection device[J]. Acta Armamentarii, 2013, 34(5): 527-534.(in Chinese)

[21] 張群峰, 閆盼盼, 黎軍. 戰(zhàn)斗機(jī)武器外掛投放與內(nèi)埋投放比較[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 43(6): 1085-1097.

Zhang Qunfeng, Yan Panpan, Li Jun. Comparison between external store separation and buried store separation of fighter[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2017, 43(6): 1085-1097.(in Chinese)

[22] Murman S M, Aftosmis M J, Berger M J. Simulations of store separation from an F/A-18 with a cartesian method[J]. Journal of Aircraft, 2012, 41(4): 870-878.

[23] Lijewski L E, Suhs N E. Time-accurate computational fluid dynamics approach to transonic store separation trajectory prediction[J]. Journal of Aircraft, 2012, 31(31): 886-891.

[24] Snyder D, Koutsavdis E, Anttonen J. Transonic store separation using unstructured CFD with dynamic meshing[J]. AIAA-2003-3919, 2003.

[25] Dougherty F, Kuan J. Transonic store separation using a three-dimensional chimera grid scheme[C]. USA: Aerospace Sciences Meeting, 2013.

[26] Panagiotopoulos E E, Kyparissis S D. CFD transonic store separation trajectory predictions with comparison to wind tunnel investigations[J]. International Journal of Engineering, 2010, 3(6): 538-553.

[27] Tomaro R F, Witzeman F C, Strang W Z. Simulation of store separation for the F/A-18C using cobalt[J]. Journal of Aircraft, 2015, 37(3): 361-367.

[28] Murray N, Jansen B, Gui L, et al. Measurements of store separation dynamics[C]. USA: AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 2013.

[29] Maddox A R. Store separation trajectory analysis[J]. Journal of Aircraft, 2015, 17(11): 769-773.

[30] 王辰生. 外掛對(duì)阻力干擾的試驗(yàn)研究[J]. 流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量, 1998(3): 65-71.

Wang Chensheng. Experimental in vestigation of the store interference on drag[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 1998(3): 65-71.(in Chinese)

[31] 秦旭華. 國(guó)外機(jī)載武器懸掛發(fā)射裝置的現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)[J]. 航空兵器, 1991(5): 6-9.

Qin Xuhua. Current situation and development trend of suspended launcher for airborne weapons abroad[J]. Aero Weaponry, 1991(5): 6-9.(in Chinese)

[32] 張士衛(wèi). 彈射裝置剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)分析[J]. 科學(xué)技術(shù)與工程, 2010, 10(22): 5456-5460.

Zhang Shiwei. Dynamical analysis of eject launcher relating to the coupling of rigidity and flexibility[J]. Science Technology and Engineering, 2010, 10(22): 5456-5460.(in Chinese)

[33] 王許可. 機(jī)載武器發(fā)射系統(tǒng)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)仿真[J]. 四川兵工學(xué)報(bào), 2014, 35(7): 9-12,20.

Wang Xuke. Dynamical simulation of airborne eject launcher relating to the coupling of rigidity and flexibility[J]. Journal of Sichuan Ordnance, 2014, 35(7): 9-12,20.(in Chinese)

[34] 周建文. 飛機(jī)導(dǎo)彈彈射系統(tǒng)動(dòng)特性分析和仿真研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2004.

Zhou Jianwen. Dynamic characteristics analysis and simulation study of aircraft missile ejection system[D]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University, 2004.(in Chinese)

[35] 何巍. 內(nèi)置氣動(dòng)式彈射裝置設(shè)計(jì)與虛擬樣機(jī)仿真研究[D]. 大連: 大連理工大學(xué), 2012.

He Wei. The design and virtual prototype simulation study of internal pneumatic ejection device[D]. Dalian: Dalian University of Technology, 2012.(in Chinese)

[36] Stephen R Perillo. Challenges and emerging trends in store separation engineering: an air force seek eagle office perspective[R]. AIAA-2009-101, 2009.

[37] Scott Keen K. Trajectory simulations should match flight tests and other lessons learned in 30 years of store separation analysis[C]. AIAA-2009-99, 2009.

[38] Rudy A Johnson. Store separation trajectory deviations due to unsteady weapons bay aerodynamic[R]. AIAA-2008-0188, 2008.

[39] DAMS M B. Store trajectory response to unsteady weapons bay flow fields[R]. AIAA-2009-547, 2009.

[40] Robert L Spinetti, Bruce A lolly. Time-accurate numerical simulation of GBU-38s separating from the B-1B aircraft with various ejector forces, store properties, and load-out configurations[R]. AIAA-2008-187, 2008.

[41] Niranjanan C K, Malagi K, Ramesh V, et al. A store separation suite using distributed memory parallel mesh free CFD solver[C]. AESI CFD Symposium, 2017.

[42] 趙偉. 液壓彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及其關(guān)鍵控制元件的研究[D]. 杭州: 浙江工業(yè)大學(xué), 2013.

Zhao Wei. Design of hydraulic catapult mechanism and research on its key control components[D]. Hangzhou: Zhejiang University of Technology, 2013.(in Chinese)

[43] 甄建斌, 徐誠(chéng), 王濤, 等. 某機(jī)載導(dǎo)彈彈射系統(tǒng)動(dòng)態(tài)仿真及其性能分析[J]. 南京理工大學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 36(1): 142-146.

Zhen Jianbin, Xu Cheng, Wang Tao. Dynamic simulation and performance analysis of missile ejection system on aero plane[J]. Journal of Nanjing University of Science and Technology, 2012, 36(1): 142-146.(in Chinese)

[44] 趙偉. 液壓彈射機(jī)構(gòu)動(dòng)力系統(tǒng)研究[J]. 兵工學(xué)報(bào), 2013, 34(4): 459-464.

Zhao Wei. Research on power system of hydraulic catapult mechanism[J]. Acta Armamentarii, 2013, 34(4): 459-464.(in Chinese)

[45] 劉浩, 張士衛(wèi). 空空導(dǎo)彈新型內(nèi)埋軸向彈射發(fā)射技術(shù)探析[J]. 四川兵工學(xué)報(bào), 2013, 34(9): 28-31.

Liu Hao, Zhang Shiwei. The study of a new concept of airborne missile embedded axial launcher[J]. Journal of Sichuan Ordnance, 2013, 34(9): 28-31.(in Chinese)

[46] 韓穎超, 杜廣宇, 李雪飛, 等. 內(nèi)埋式導(dǎo)彈武器安全分離地面試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)[J]. 火力與指揮控制, 2016, 41(3): 538-540.

Han Yingchao, Du Guangyu，Li Xuefei, et al. Security launching ground test technology research of embedded airborne missile weapon[J]. Fire Control & Command Control, 2016, 41(3): 538-540.(in Chinese)

[47] Vasconcelos L E G D, Leite N P O, Kusumoto A Y, et al. Store separation analysis using image processing techniques[J]. 2018, 558: 729-737.

[48] An E, Cho D, Kim J, et al. An experimental study on aircraft internal store separation characteristics[J]. 2017, 20(1): 81-89.

[49] 薛飛, 金鑫, 王譽(yù)超, 等. 內(nèi)埋武器高速投放風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)[J]. 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(1): 59-65.

Xue Fei, Jin Xin, Wang Yuchao, et al. Wind tunnel test technique on high speed weapon delivery from internal weapons bay[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(1): 59-65.(in Chinese)

[50] 劉浩, 周軍, 張士衛(wèi). 載機(jī)大機(jī)動(dòng)條件下空空導(dǎo)彈彈射發(fā)射動(dòng)力學(xué)研究[J]. 振動(dòng)與沖擊, 2018, 37(2): 24-29.

Liu Hao, Zhou Jun, Zhang Shiwei. Launch dynamic characteristics research of air-to-air missile under large maneuvering flight of steal aircraft[J]. Journal of Vibration and Shock, 2018, 37(2): 24-29.(in Chinese)

[51] 劉瑩瑩, 周軍. 衛(wèi)星軌道控制力對(duì)撓性帆板振動(dòng)的影響[J]. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2009, 27(1): 61-65.

Liu Yingying, Zhou Jun. Influence of satellite control force on its flexible solar panel during orbit maneuver[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2009, 27(1): 61-65.(in Chinese)

[52] Shoeb Ahmed Syed, Klaus A Hoffmann. Numerical investigatron of 3-D open cavity with & without cover plates[R]. AIAA-2009-551, 2009.

[53] 尉建剛, 桑為民, 雷熙薇. 內(nèi)埋式武器艙的流動(dòng)及氣動(dòng)特性分析[J]. 飛行力學(xué), 2011, 29(2): 29-32.

Wei Jiangang, Sang Weimin, Lei Xiwei. Analysis of the flow characteristics and aerodynamic problems in internal weapons bay[J]. Flight Dynamics, 2011, 29(2): 29-32.(in Chinese)

[54] Nicholas D Liggett, Marilyn J Smith. Cavity flow assess ment using advanced turbulence modeling[R]. AIAA-2010-1200, 2010.

[55] Ukeiley L, Murray N. Velocity and surface pressure measurements in an open cavity[J]. Experiments in Fluids, 2005, 38(5): 656-671.

[56] 閻超. 計(jì)算流體力學(xué)方法及應(yīng)用[M]. 北京: 北京航空航天大學(xué)出版社, 2006.

Yan Chao. Computational fluid mechanics method and its application[M]. Beijing: Beihang University Press, 2006.(in Chinese)

[57] 黃長(zhǎng)強(qiáng), 唐上欽, 杜海文, 等. 無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)內(nèi)埋式導(dǎo)彈發(fā)射技術(shù)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2014.

Huang Changqiang, Tang Shangqin, Du Haiwen, et al. Internal missile launch technology for UCAV[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2014.(in Chinese)