姜金俊,陳連忠

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引言

機彈分離是新一代先進戰(zhàn)斗機內(nèi)埋武器系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)問題,武器艙是典型的空腔流動?？涨粌?nèi)外復(fù)雜的非定常流動與機彈分離的動態(tài)運動間存在嚴(yán)重的耦合效應(yīng)[1-4]?？涨粌?nèi)相對較低的平均流量通過非定常剪切層的快速過渡使分離體受到較大的時間和空間壓力梯度,這種時間和空間壓力梯度常常難以預(yù)測[5],導(dǎo)致不確定的非定常氣動力及力矩,影響著機彈分離位置和姿態(tài)變化,進而給控制系統(tǒng)帶來困難和挑戰(zhàn)[6],因此,有必要開展內(nèi)埋武器機彈分離問題研究。

機彈分離屬于多體分離動力學(xué)研究領(lǐng)域,風(fēng)洞試驗是重要且不可或缺的預(yù)測手段,主要網(wǎng)格測力試驗[7],風(fēng)洞捕獲軌跡試驗(captive trajectory system testing,CTS)[8],風(fēng)洞動態(tài)投放試驗[9]等。如Bower等[10]采用網(wǎng)格測力試驗并結(jié)合陰影顯示技術(shù)研究了MK-82內(nèi)埋炸彈與載機的分離特性。結(jié)果顯示炸彈與載體分離過程中,俯仰方向出現(xiàn)嚴(yán)重的抬頭效應(yīng),最大角度可達到θmax=15°,俯仰角度過大嚴(yán)重地威脅載機安全性。國內(nèi)的管德會和蔡為民[11]基于風(fēng)洞捕獲軌跡試驗研究發(fā)現(xiàn)前緣擾流板能改善內(nèi)埋武器艙內(nèi)的流動狀態(tài),增加機彈分離的航向安全性。董金剛等[11]在FD-12風(fēng)洞采用并聯(lián)機構(gòu)CTS試驗技術(shù)及紋影顯示技術(shù)研究了內(nèi)埋式武器超聲速分離特性,并著重討論了初始分離速度和高度、載彈尾舵狀態(tài)的影響。

網(wǎng)格測力和捕獲軌跡試驗過程所測量的氣動力是時間平均或靜態(tài)的,而不是非定?；驎r間精確的氣動力及力矩,很難模擬內(nèi)埋武器機彈分離過程的流動和氣動與運動耦合效應(yīng)[13-14]。基于動力相似的動態(tài)風(fēng)洞投放試驗方法能反應(yīng)飛行器多體分離的氣動與運動耦合效應(yīng),在研究內(nèi)埋武器機彈分離問題上具有一定優(yōu)勢[15],如Flora[15],Merrick[16]、宋威[17-18]、Murray[19]等國內(nèi)外學(xué)者采用該方法對內(nèi)埋武器機彈分離開展了大量風(fēng)洞試驗研究,但僅獲得了機彈分離過程中流場結(jié)構(gòu)(如采用高速紋影顯示了機彈分離激波結(jié)構(gòu)變化),但是并未測量動態(tài)分離模型表面上精細化流場參數(shù)(如壓力分布)。由于模型從空腔內(nèi)分離后處于自由運動狀態(tài),傳統(tǒng)接觸式微型壓力傳感器很難布置在彈體表面?？祉憫?yīng)壓敏漆(Fast-response pressure sensitive paint,Fast-PSP)測壓技術(shù)無需額外的數(shù)據(jù)傳輸線及傳感器[20],但目前主要被用于靜態(tài)模型表面壓力分布的測量上[21],很少見到快響應(yīng)壓敏漆技術(shù)被應(yīng)用到動態(tài)分離運動模型表面上的壓力分布測量。

本文中以尖拱圓柱模型從矩形空腔載體模型內(nèi)部向下分離為研究對象,開展內(nèi)埋武器機彈分離氣動干擾的動態(tài)投放試驗技術(shù)研究,并創(chuàng)新性地基于快響應(yīng)壓敏漆技術(shù)對動態(tài)分離模型表面的壓力分布進行初步探索研究。

1 試驗實施方案

1.1 試驗方法及原理

1) 風(fēng)洞投放試驗

風(fēng)洞投放試驗是將載體與分離體按一定的縮尺進行縮比,接著進行試驗?zāi)Ｐ偷娜S設(shè)計、加工、調(diào)試和試驗,在分離體模型運動過程中一般使用高速照相機進行記錄保存,接著對風(fēng)洞模型動態(tài)分離的試驗圖像進行數(shù)字處理,并得到動態(tài)分離模型在載機干擾流場中運動軌跡和姿態(tài)角,基本原理如圖1所示。

2) 敏漆光學(xué)壓力測量

壓敏漆光學(xué)壓力測量技術(shù)是將特殊壓敏涂料噴涂在飛行器模型表面,測量涂料被一定波長的光照射后的光強度場,經(jīng)后處理計算出相應(yīng)的表面壓力分布,壓敏漆壓力測量的實施步驟如圖2所示。

圖2 非接觸快響應(yīng)壓敏漆測量流程圖

1.2 空腔和彈體模型

武器艙模型為典型的空腔結(jié)構(gòu),選擇圖3所示空腔模型,空腔長度為L=240 mm,寬度為W=75 mm,深度為D=40 mm,長深比為L/D=6.0。

圖3 空腔模型

圖4 彈體模型

圖5 噴漆后的彈體模型

圖6為彈體在空腔中的安裝示意圖,彈體由固定夾持器夾緊,并采用氣缸鎖緊,當(dāng)收到風(fēng)洞信號后,夾持器解鎖后,彈體在風(fēng)洞流場中自由下落,彈體兩端有與彈體圓柱相匹配的定位裝置。

圖6 鎖緊-釋放機構(gòu)示意圖

1.3 風(fēng)洞及測控設(shè)備

本次內(nèi)埋武器機彈分離動態(tài)投放試驗是在FD-12風(fēng)洞中完成的,如圖7所示。FD-12風(fēng)洞是直流暫沖式風(fēng)洞,可模擬亞聲速、跨聲速和超聲速3個速度范圍,運動方式包括沖壓式或沖壓引射2種,當(dāng)馬赫數(shù)Ma≥3.0時為沖壓引射運行方式,工作介質(zhì)為干燥壓縮空氣,FD-12風(fēng)洞的主要技術(shù)參數(shù)如表1所示。

表1 FD-12風(fēng)洞主要技術(shù)參數(shù)

圖7 FD-12風(fēng)洞

由于彈體動態(tài)分離模型有較大的運動區(qū)域,區(qū)域內(nèi)都要有激發(fā)光存在,且采集頻率較高,因此需要更高功率的LED光源來保證大面積內(nèi)的激發(fā)光強和高速攝像機來拍攝機彈分離運動圖,圖8所示為本項目的高速攝像機及激光發(fā)生器布置圖。

圖8 高速攝像機和激光發(fā)生器圖

2 風(fēng)洞試驗結(jié)果與分析

2.1 試驗狀態(tài)及俯仰力矩正負定義

表2所示為風(fēng)洞試驗狀態(tài)表,其中L0為彈體后段與空腔后壁間的距離。

表2 風(fēng)洞試驗工況

圖9為彈體受到空氣動力示意圖,其中N為法向力,MY為俯仰力矩,圖中所示的俯仰力矩為負值(使彈體產(chǎn)生低頭運動趨勢),法向力為正值(使彈體向上運動趨勢)。

圖9 彈體受力示意圖

2.2 典型狀態(tài)下試驗結(jié)果與分析

圖10為第N1次試驗的機彈分離運動特性及模型表面(側(cè)面)壓力分布變化圖,對應(yīng)的來流馬赫數(shù)為Ma=0.8,L0=25 mm,載機攻角為α=0°。從圖10(a)中可看出彈體模型在離開內(nèi)埋武器艙瞬時出現(xiàn)頭部上仰,尾部上翹現(xiàn)象,這表明彈體在艙內(nèi)和穿越剪切層運動階段受到了抬頭俯仰力矩作用。隨著分離時間的不斷增加,彈體頭部繼續(xù)向上仰,彈體俯仰角一直處于增大趨勢,并最終碰撞載機模型的武器艙。從彈體分離運動的表面壓力分布圖(圖10(b))可看出彈體頭部側(cè)面區(qū)域內(nèi)的壓力分布大,明顯大于彈體后半部分的壓力分布,從而導(dǎo)致彈體模型受到較大的抬頭俯仰力矩,最終使彈體模型的俯仰角逐漸增大并碰撞空腔模型。

2.3 機彈分離重復(fù)性試驗結(jié)果與分析

圖11為第N2和N3次風(fēng)洞試驗的機彈分離運動特性圖(來流馬赫數(shù)為Ma=0.8,載機攻角為α=0°,彈體后段與空腔后壁間的距離L0=39 mm),圖12為相對應(yīng)的模型表面壓力分布圖,從圖11和圖12中可以看出2次風(fēng)洞試驗具有一定的重復(fù)性,彈體模型分離特性及表面壓力分布基本一致,對動態(tài)運動模型來說是可接受的。彈體模型在離開空腔模型后,彈體模型呈現(xiàn)逐漸低頭的運動趨勢,并最終與空腔模型安全分離,未出現(xiàn)碰撞空腔模型的不安全分離現(xiàn)象(圖11)。彈體頭部區(qū)域壓力較大,但后部均有高壓區(qū)域存在,抵消了彈體頭部區(qū)域高壓力的影響。

圖10 第N1次試驗機彈分離特性及模型 表面壓力分布變化圖

圖11 第N2和N3次試驗的機彈分離特性圖 (Ma=0.8,α=0°,L0=39 mm)

圖12 第N2和N3次試驗的模型表面壓力分布變化圖

2.4 載機攻角對機彈分離特性影響分析

圖13為不同攻角狀態(tài)下(α=0°,-1.5°,-3°,車次為N1,N4和N5)機彈分離特性圖,對應(yīng)的來流馬赫數(shù)為Ma=0.8,彈體后段與空腔后壁距離L0=25 mm。

圖13 第N1,N4和N5次機彈分離特性圖 (Ma=0.8,L0=25 mm)

圖14為對應(yīng)的模型表面壓力分布圖,可以看出:① 當(dāng)載機攻角為α=0°時,彈體模型離開武器艙口附近時,彈體頭部上仰,彈體頭部繼續(xù)上仰,并最終碰撞空腔模型。從武器艙自由釋放后,彈體的俯仰角逐漸增大,最終碰撞載機模型(圖13(a));② 當(dāng)載機攻角為α=-1.5°和α=-3°時,由于載機負攻角影響,從艙內(nèi)和穿越剪切層結(jié)構(gòu)瞬時,彈體基本處于水平狀態(tài),但隨著時間推移,彈體逐漸下落,俯仰角逐漸增大,并最終碰撞載機模型。

圖14 第N1,N4和N5機彈分離模型表面壓力圖 (Ma=0.8,L0=25 mm)

2.5 彈體位置對機彈分離特性影響分析

圖15為彈體在空腔內(nèi)的不同位置(L0=25 mm和L0=39 mm,對應(yīng)車次為表2中的N1,N2)的機彈分離對比圖,來流馬赫數(shù)為Ma=0.8,載機攻角為α=0°。

圖15 第N1和N2次機彈分離特性圖(Ma=0.8,α=0°)

圖16為相應(yīng)的模型壓力分布圖。從圖15和圖16中可定性地看出:① 當(dāng)彈體在空腔中的距離為L0=25 mm時(圖15(a)),彈體模型在離開空腔模型瞬時出現(xiàn)頭部上仰,尾部上翹現(xiàn)象,并最終碰撞空腔模型的前部,這表明彈體在艙內(nèi)和艙口處受到了俯仰抬頭力矩作用。從彈體分離動態(tài)運動的表面壓力分布圖(圖16(a))也說明了彈體的受力特征,主要表現(xiàn)為彈體頭部側(cè)面區(qū)域處于高壓區(qū),彈體后部為低壓區(qū),導(dǎo)致作用在彈體上的俯仰力矩是使彈體俯仰角向正方向變化;② 當(dāng)彈體在空腔中的距離為L0=39 mm時,盡管彈體頭部區(qū)域壓力較大,但后部均有高壓區(qū)域存在(圖16(a)),抵消了彈體頭部區(qū)域高壓力對彈體俯仰力矩的影響,彈體未出現(xiàn)較大抬頭效應(yīng),彈體最終與空腔模型安全分離。

圖16 第N1和N2次機彈分離模型表面壓力圖 (Ma=0.8,α=0°)

3 結(jié)論

以尖拱圓柱體模型從空腔模型中分離為研究對象,開展了風(fēng)洞投放試驗和動態(tài)運動模型表面的壓力分布測量的快速響應(yīng)的PSP一體化測量技術(shù)初步探索研究,獲取典型試驗狀態(tài)下機彈分離特性及動態(tài)分離模型表面的壓力分布,得到以下幾點結(jié)論并指出其中的不足:

1) 當(dāng)α=0°和L0=25 mm時,彈體模型在空腔內(nèi)和穿越腔口剪切層受到了抬頭俯仰力矩作用,從而使彈體模型的俯仰角逐漸增大,并最終碰撞空腔模型的底部區(qū)域。在機彈分離過程中,彈體頭部區(qū)域內(nèi)的壓力明顯大于彈體后半部分的壓力。

2) 當(dāng)L0=25 mm時,從壓敏漆測量結(jié)果看,彈體頭部區(qū)域內(nèi)的壓力明顯大于彈體后半部分的壓力,彈體受到抬頭俯仰力矩作用,降低載機攻角(α=-1.5°,-3°)只起到減緩彈體抬頭的趨勢的效果,并未改變彈體最終碰撞空腔模型的結(jié)果。

3) 當(dāng)α=0°和L0=39 mm時,彈體模型在離開空腔模型后,彈體模型呈現(xiàn)逐漸低頭趨勢,最終于空腔模型安全分離,未出現(xiàn)碰撞空腔模型的情況。彈體頭部區(qū)域壓力較大,但后部均有高壓,抵消了彈體頭部區(qū)域高壓力的影響,彈體未出現(xiàn)較大的抬頭效應(yīng)。

4) 由于風(fēng)洞試驗條件的有限性,試驗過程僅僅對彈體運動模型的側(cè)面進行拍攝記錄,獲取彈體運動模型側(cè)面的壓力分布,只能從彈體測面的壓力分布對彈體氣動特性進行定性分析,存在一定的不足。因此,全區(qū)域壓敏漆壓力測量是未來努力的研究方向。