王 帥，董金剛，張晨凱，趙星宇，謝 峰

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074

0 引 言

為了應(yīng)對(duì)日趨強(qiáng)大的電子雷達(dá)系統(tǒng)和防空導(dǎo)彈的威脅，新一代戰(zhàn)斗機(jī)必須具備良好的隱身性能，以提高突防能力和生存能力。目前世界上已研制成功的第四代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)雖然在氣動(dòng)布局、戰(zhàn)技指標(biāo)等方面存在較大差異，但都一致采用了內(nèi)埋式武器裝載方式。內(nèi)埋式武器裝載可以降低飛機(jī)阻力，更重要的是可以大大減少飛機(jī)表面的尖角、凸起、縫隙、邊緣等外形，提升戰(zhàn)機(jī)的隱身性能[1-7]。

內(nèi)埋武器投放風(fēng)洞試驗(yàn)主要用于模擬載彈模型從彈艙彈射分離后的自由飛行軌跡，以實(shí)現(xiàn)對(duì)載彈模型分離時(shí)的安全性、干擾特性和運(yùn)動(dòng)特性的研究。為了提高投放試驗(yàn)的準(zhǔn)確性，載彈模型分離參數(shù)（模型投放初線速度和初角速度）必須準(zhǔn)確，這就對(duì)彈射機(jī)構(gòu)提出了較高的設(shè)計(jì)要求[8-9]。目前，彈射機(jī)構(gòu)所使用的動(dòng)力源主要為彈簧和氣缸。彈簧簡(jiǎn)便易行，但準(zhǔn)確性較差，且存在滯后效應(yīng)。采用氣缸作為動(dòng)力源，可以建立彈射速度和氣源壓力之間的關(guān)系，可重復(fù)性強(qiáng)，準(zhǔn)確性高，在彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)中運(yùn)用廣泛。

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-12 風(fēng)洞在流場(chǎng)建立過程中沖擊載荷較大，彈射機(jī)構(gòu)需提供足夠的夾緊力，以防止載彈模型被沖擊掉落；開始投放時(shí)，彈射機(jī)構(gòu)需迅速解鎖，使載彈模型和彈射機(jī)構(gòu)迅速分離。此外，為了不破壞載機(jī)模型的氣動(dòng)外形，彈射機(jī)構(gòu)應(yīng)盡可能置于載機(jī)模型內(nèi)部，尺寸不宜過大。

本文根據(jù)內(nèi)埋武器高速風(fēng)洞投放試驗(yàn)的需求，對(duì)載彈模型開展設(shè)計(jì)，基于模型與實(shí)物的動(dòng)力相似設(shè)計(jì)要求，確定模型的幾何外形、重量、重心以及慣性矩；設(shè)計(jì)了一套新型雙氣缸彈射機(jī)構(gòu)，進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)仿真，并開展了風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)。

1 模型設(shè)計(jì)

載彈模型為先進(jìn)空空導(dǎo)彈AIM-120C 的簡(jiǎn)化模型，長(zhǎng)徑比為20。模型設(shè)計(jì)為金屬外殼加配重的形式：以黃銅制作模型外殼，防止模型投放時(shí)損壞洞壁；使用鎢銅合金作為配重，調(diào)節(jié)模型的重量、質(zhì)心和慣性矩。以掛鉤連接模型和彈射架，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)過程中的鎖緊與解鎖。設(shè)計(jì)加工的模型的重心偏差、重量偏差均在1%以內(nèi)，與設(shè)計(jì)要求相符。

2 彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

彈射機(jī)構(gòu)如圖1所示。彈射機(jī)構(gòu)由2 個(gè)氣缸驅(qū)動(dòng)，通過調(diào)節(jié)平均氣壓來調(diào)節(jié)彈射初線速度，調(diào)節(jié)前后氣缸的氣壓差實(shí)現(xiàn)預(yù)設(shè)的初角速度。氣缸桿下端連接彈射架，彈射架與載彈模型接觸的位置采用仿形設(shè)計(jì)，其內(nèi)部有鎖緊機(jī)構(gòu)。彈射機(jī)構(gòu)可對(duì)載彈模型的彈射初角度進(jìn)行調(diào)節(jié)。

圖1 彈射機(jī)構(gòu)模型示意圖Fig.1 Diagram of ejection mechanism model

彈射機(jī)構(gòu)整體尺寸較小，可放置于載機(jī)模型內(nèi)部，不需考慮其氣動(dòng)布局。載彈模型初始位置位于模型內(nèi)部，在風(fēng)洞開車時(shí)所受沖擊載荷較小，以掛鉤與氣缸形成機(jī)械鎖緊完全可以滿足要求。彈射機(jī)構(gòu)的氣缸上下分別有調(diào)節(jié)螺釘，上調(diào)節(jié)螺釘用于調(diào)節(jié)氣缸行程，下調(diào)節(jié)螺釘用于調(diào)節(jié)彈射初角度。

彈射機(jī)構(gòu)選用雙作用氣缸。當(dāng)氣缸工作在回程狀態(tài)時(shí)，模型裝載于彈射架中，利用氣缸回程力鎖緊；當(dāng)進(jìn)行彈射時(shí)，活塞桿在氣壓推動(dòng)下向下運(yùn)動(dòng)，解鎖機(jī)構(gòu)同步作動(dòng)，同時(shí)實(shí)現(xiàn)解鎖與彈射。

3 彈射機(jī)構(gòu)仿真

3.1 彈射過程數(shù)學(xué)模型

將彈射過程作如下假設(shè)：氣缸腔室內(nèi)的氣體與外界無熱交換；氣源壓力恒定，氣源溫度為環(huán)境溫度；氣缸腔室內(nèi)的氣體熱力過程為準(zhǔn)靜態(tài)過程；氣缸的內(nèi)外泄漏均忽略不計(jì)[10-15]。

基于以上假設(shè)，建立如下方程：

1）氣缸無桿腔內(nèi)壓力方程

其中：p1和V1分別為氣缸無桿腔壓力和容積；qm1為儲(chǔ)氣罐排出的質(zhì)量流量；u和D分別為活塞運(yùn)動(dòng)速度和活塞位置；Vd1為氣缸無桿腔的死區(qū)體積；A1為氣缸無桿腔活塞有效面積；T為室溫；R為氣體常數(shù)。

2）氣缸有桿腔內(nèi)壓力方程

其中：p2和V2分別為氣缸有桿腔壓力和容積；qm2為氣缸有桿腔排出大氣的質(zhì)量流量；Vd2為氣缸有桿腔的死區(qū)體積；A2為氣缸有桿腔活塞有效面積；L為氣缸行程。

3）儲(chǔ)氣罐與無桿腔流量方程

其中：ps為輸入氣壓；Q1為儲(chǔ)氣罐排出的質(zhì)量流量；Av1為氣缸輸入口到氣缸無桿腔節(jié)流口的有效面積；k為絕熱系數(shù)。

4）有桿腔與大氣相連的流量方程

其中：p0為大氣壓；Av2為有桿腔與大氣相連的節(jié)流口有效面積；Q2為有桿腔排入大氣的質(zhì)量流量。

5）活塞驅(qū)動(dòng)力方程

其中，F(xiàn)為活塞驅(qū)動(dòng)力，F(xiàn)u為活塞的摩擦力。

根據(jù)以上方程組求解活塞驅(qū)動(dòng)力（前后氣缸壓力分別為1.0 MPa 和0.9 MPa），結(jié)果如圖2所示。

圖2 活塞驅(qū)動(dòng)力仿真結(jié)果圖Fig.2 Simulation results of piston driving force

3.2 彈射機(jī)構(gòu)建模

將彈射機(jī)構(gòu)三維模型導(dǎo)入仿真軟件進(jìn)行建模。理論上，設(shè)計(jì)的彈射機(jī)構(gòu)的自由度并非嚴(yán)格確定，在建模過程中，除使用運(yùn)動(dòng)副與驅(qū)動(dòng)命令外，在不確定約束的位置添加接觸命令。建模結(jié)果如圖3所示。將活塞驅(qū)動(dòng)力仿真結(jié)果導(dǎo)入，仿真過程如圖4所示。根據(jù)仿真結(jié)果，可以得出載彈模型質(zhì)心的速度與角速度，如圖5所示。可以看到，前后氣缸壓力分別為1.0 MPa 和0.9 MPa 時(shí)，載彈模型分離后的初速度可以達(dá)到7.80 m/s，分離后的初角速度為5.0 (°)/s。試驗(yàn)中可通過調(diào)節(jié)前后氣缸的氣壓差來達(dá)到不同的彈射初角速度。在實(shí)際試驗(yàn)中，使用同樣的氣壓進(jìn)行試驗(yàn)，由于理論摩擦力與實(shí)際摩擦力等存在差異，彈射初速度略有降低。

圖3 彈射機(jī)構(gòu)仿真建模圖Fig.3 Simulation modeling diagram of ejection mechanism

圖4 彈射機(jī)構(gòu)仿真圖Fig.4 Simulation diagram of ejection mechanism

圖5 彈射機(jī)構(gòu)仿真結(jié)果圖Fig.5 Simulation results of ejection mechanism

4 投放試驗(yàn)控制系統(tǒng)

4.1 風(fēng)洞及試驗(yàn)設(shè)備

在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-12 風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)。FD-12 風(fēng)洞是一座亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段橫截面尺寸為1.2 m×1.2 m，可通過更換噴管箱來改變?cè)囼?yàn)馬赫數(shù)（Ma=0.4～4.0）。風(fēng)洞雷諾數(shù)范圍為1.2×107～7.9×107m?1。為提高FD-12 風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)及特種試驗(yàn)?zāi)芰Γ瑢ｉT設(shè)計(jì)了一個(gè)特種試驗(yàn)段。特種試驗(yàn)段具有流場(chǎng)品質(zhì)高、開放性和兼容性強(qiáng)以及運(yùn)行效率高等特點(diǎn)。試驗(yàn)段長(zhǎng)度為3.8 m。側(cè)壁面有一對(duì)觀察窗，直徑為800 mm，可提供更大的試驗(yàn)觀察范圍。風(fēng)洞配備測(cè)控系統(tǒng)，可直接提供試驗(yàn)的氣流參數(shù)。

試驗(yàn)采用高速相機(jī)作為記錄設(shè)備，分辨率為1024 像素×1024 像素，最高幀數(shù)可達(dá)12800 幀/s，滿足試驗(yàn)要求。使用200 W 的LED 光源作為試驗(yàn)背景照明，照明效果良好。高速相機(jī)和光源如圖6和7所示。

圖6 高速相機(jī)安裝圖Fig.6 Installation diagram of high-speed camera

圖7 200 W 的LED 光源安裝圖Fig.7 Installation diagram of 200 W LED

本次內(nèi)埋武器高速風(fēng)洞投放試驗(yàn)的載機(jī)模型采用類似F-22 戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)外形，以背支撐與風(fēng)洞支桿連接。載機(jī)與彈射機(jī)構(gòu)在風(fēng)洞中的安裝如圖8所示。

圖8 載機(jī)安裝Fig.8 Installation diagram of model plane

4.2 彈射機(jī)構(gòu)伺服控制

彈射機(jī)構(gòu)的伺服控制系統(tǒng)由PLC 可編程邏輯控制器、3 個(gè)電氣比例伺服閥、3 個(gè)快速電磁閥、4 個(gè)兩通電磁閥及一些氣動(dòng)元件組成，如圖9所示。

圖9 彈射機(jī)構(gòu)伺服控制系統(tǒng)Fig.9 Servo control system of ejection mechanism

圖中黑色箭頭線表示PLC 控制流向，藍(lán)色箭頭線表示高壓氣流向。將兩通電磁閥1 和4 布置于駐室內(nèi)靠近氣缸端，另外2 個(gè)兩通電磁閥布置于風(fēng)洞試驗(yàn)段外部，可以使氣路充分地充氣，實(shí)現(xiàn)高效的氣壓傳遞。彈射機(jī)構(gòu)的控制過程如下：

1）裝載投放物時(shí)，以PLC 調(diào)節(jié)電氣比例伺服閥2 的氣壓，并使快速電磁閥2 動(dòng)作，然后控制兩通電磁閥2 和3 動(dòng)作，使投放物被裝載。

2）控制PLC 增大電氣比例伺服閥2 的氣壓，使投放物被夾緊。

3）試驗(yàn)開始前，控制PLC 調(diào)節(jié)電氣比例伺服閥1 和3 的壓力，使其達(dá)到彈射所需壓力，然后進(jìn)行試驗(yàn)。

4）打開快速電磁閥1 和3，待氣路中充分充氣后，關(guān)閉快速電磁閥2，并將兩通電磁閥2 和3 換向，卸去夾緊壓力；適當(dāng)延遲后，打開兩通電磁閥1 和4，使前后氣缸動(dòng)作，彈出投放物；同時(shí)，PLC 輸出高電平觸發(fā)高速相機(jī)啟動(dòng)，同步錄制。

5）試驗(yàn)結(jié)束后，控制PLC 將快速電磁閥1 和3關(guān)閉，然后將兩通電磁閥1 和4 換向，放出高壓氣，完成試驗(yàn)。

4.3 試驗(yàn)結(jié)果

在Ma=1.5 工況下開展了多次試驗(yàn)，其中一次試驗(yàn)狀態(tài)要求載彈模型彈射初速度為5.80 m/s，彈射初角速度為0 (°)/s，在此狀態(tài)下，前后氣缸壓力分別為1.0 和0.9 MPa，試驗(yàn)結(jié)果如圖10所示。模型彈出后，以零初始角速度下落，之后在氣動(dòng)力作用下抬頭，朝向載機(jī)模型運(yùn)動(dòng)，且?guī)в休^大的側(cè)滑角和迎角，最后從載機(jī)模型平尾下方掠過，判斷其處于不安全分離狀態(tài)。經(jīng)標(biāo)定，模型彈出后的初速度為5.68 m/s，初角速度為54.8 (°)/s，與試驗(yàn)要求存在一定差距，其原因主要是彈射機(jī)構(gòu)加工存在誤差、實(shí)際摩擦力較大，且前后氣缸實(shí)際摩擦力有差異。換算到真實(shí)飛行狀態(tài)下，彈射速度與試驗(yàn)狀態(tài)差值約為0.12 m/s，彈射角速度與試驗(yàn)狀態(tài)差值約為2.74 (°)/s，處于可接受范圍內(nèi)。

圖10 前后氣缸壓力為1.0 MPa 和0.9 MPa 的試驗(yàn)結(jié)果Fig.10 Test results for cylinder pressures of 1.0 MPa and 0.9 MPa

模型彈出后的運(yùn)動(dòng)軌跡及姿態(tài)（縱向位移y和迎角α）隨時(shí)間的變化如圖11所示。載彈模型在氣動(dòng)力作用下抬頭運(yùn)動(dòng)后，帶有較大的側(cè)滑角和迎角，會(huì)導(dǎo)致標(biāo)定不準(zhǔn)確，因此姿態(tài)圖僅截取至0.03 s。載彈縱向位移最大約為122 mm，低頭迎角最大為1°。

圖11 彈射姿態(tài)結(jié)果圖Fig.11 Diagram of model attitude

5 結(jié) 論

1）本彈射機(jī)構(gòu)可完全安裝于載機(jī)模型內(nèi)部，減少了對(duì)載機(jī)模型氣動(dòng)外形的破壞。

2）在風(fēng)洞試驗(yàn)中，當(dāng)前后氣缸壓力不超過1.0 MPa時(shí)，載彈模型彈射速度達(dá)到了5.68 m/s，且實(shí)際彈射過程的模型初始姿態(tài)與試驗(yàn)狀態(tài)要求相近，驗(yàn)證了彈射機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)仿真的合理性。

3）彈射機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)以PLC 作為控制器，可以滿足試驗(yàn)要求，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)過程的自動(dòng)化控制。

4）當(dāng)載彈模型以初速度5.68 m/s、初角速度54.8 (°)/s投放分離時(shí)，模型先低頭后抬頭，縱向位移先增大后減小，最終從載機(jī)模型平尾下方掠過，處于不安全分離狀態(tài)。

此外，試驗(yàn)中還發(fā)現(xiàn)一些問題：

1）以PLC 作為控制器，可以較為方便地實(shí)現(xiàn)控制過程，但在較小的時(shí)間延遲下控制不準(zhǔn)確。

2）彈射機(jī)構(gòu)進(jìn)行大角速度彈射時(shí)具有明顯優(yōu)勢(shì)，但小角速度彈射時(shí)角速度模擬不夠準(zhǔn)確。

3）風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)的初始狀態(tài)與地面標(biāo)定狀態(tài)之間還存在一些誤差，提高試驗(yàn)裝置的可靠性與重復(fù)性是后續(xù)研究的重點(diǎn)。