內(nèi)埋武器高速投放風洞試驗技術(shù)

薛飛，金鑫，王譽超，楊益農(nóng)，＊

內(nèi)埋武器高速投放風洞試驗技術(shù)

薛飛1，金鑫2，王譽超1，楊益農(nóng)1，＊

1．中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074
2．中航工業(yè)成都飛機設計研究所，成都 610091

在0．6m×0．6m量級亞跨超聲速風洞開展了內(nèi)埋武器彈射試驗技術(shù)研究。研制的風洞雙視角、高亮度光路系統(tǒng)和六自由度（6DOF）圖像分析系統(tǒng)，可獲得飛行器內(nèi)埋武器彈射投放物全軌跡圖像和氣動參數(shù)。此試驗技術(shù)可獨立調(diào)節(jié)投放物彈射速度和角速度，并可保證彈射速度誤差≤5%，角速度誤差≤10%，重復率≥95%；新研制的高亮度光源系統(tǒng)使拍攝圖像清晰度更高，模型迎角辨識精度≤0．2°，有利于模型運動軌跡分析；光路系統(tǒng)得到合理設計，便于使用雙視角技術(shù)得到模型運動軌跡及6DOF數(shù)據(jù)。新技術(shù)已完成亞跨超聲速、多體干擾復雜氣動力條件下的風洞試驗驗證，各項參數(shù)均達到或優(yōu)于已有技術(shù)指標，并多次為型號試驗服務，滿足飛行器內(nèi)埋武器彈射投放風洞試驗研究需求。

高速投放；內(nèi)埋武器發(fā)射；機彈干擾；多體分離；六自由度

內(nèi)埋武器投放具有諸多優(yōu)勢，包括降低雷達發(fā)現(xiàn)率、減小氣動阻力、增加轟炸機航程等，從老式B－25到最新的F－22，美軍多種飛行器都使用內(nèi)埋彈艙攜帶武器［1－2］。然而研究表明內(nèi)埋彈艙內(nèi)表面具有復雜動態(tài)氣動載荷［3－6］，特別是亞跨聲速條件下，艙內(nèi)流動最為復雜，給飛行安全帶來重大隱患［7－8］。彈艙內(nèi)氣流流動是不穩(wěn)定的，但掛載物分離必須絕對可靠［9－11］，因此針對內(nèi)埋彈艙掛載物分離的研究是相當必要的。

對此，國內(nèi)外多家研究機構(gòu)進行了較多探索。1983年NASA蘭利研究中心的Stallings等用風洞試驗方法研究了馬赫數(shù)Ma＝2．36狀態(tài)下，不同尺寸內(nèi)埋彈艙對導彈分離效果的影響［12］。2004年美國阿諾德空軍基地的Baker等對F－22的內(nèi)埋彈艙外掛物投放進行了數(shù)值模擬，并結(jié)合飛行試驗數(shù)據(jù)進行了比較［8］。2009年洛克希德·馬丁的Purdon等進行了F－35內(nèi)埋武器投放數(shù)值模擬，并對不同掛載物進行了掛載測力試驗以及飛行試驗等工作［13］。2012年美國空軍技術(shù)研究所的Flora建造了模擬內(nèi)埋彈艙的試驗平臺，在Ma＝2．94狀態(tài)下進行了懸掛物初始釋放速度為零的超聲速自由投放試驗，研究了鋸齒形流動控制裝置對壁面剪切層和下落物體運動軌跡的影響，并對試驗進行了數(shù)值模擬驗證［2］。國內(nèi)多家單位也對內(nèi)埋武器投放問題進行了數(shù)值模擬研究。

針對內(nèi)埋武器投放問題，國內(nèi)外機構(gòu)進行了較為細致的探討。但大多數(shù)研究方法使用的是定?；驕识ǔＪ侄危@與真實分離過程中非定常氣動力占主導影響的特征不符。而且真實飛行時為確保機彈安全分離，大多數(shù)導彈都采用彈射方式發(fā)射［14－16］，導彈需要在短時間內(nèi)獲得較大分離速度和角速度［16］。顯然使用定?；驕识ǔＪ侄窝芯績?nèi)埋武器投放問題存在缺陷，急需一種依據(jù)運動學相似理論設計的風洞投放非定常試驗技術(shù)進行研究。本文將以此為重點，建立一套能夠真實模擬內(nèi)埋武器投放過程的試驗技術(shù)。

1 技術(shù)要求

試驗在某0．6m×0．6m風洞進行，此類風洞是一種直流暫沖式亞跨超聲速風洞。

試驗所使用的飛行器模型進行了相似縮比，針對縮比模型的內(nèi)埋武器高速投放技術(shù)指標為：①導彈彈射速度（模型質(zhì)心豎直向下速度）為2．20～5．10m／s；② 彈 射角速度 為 －100～800（°）／s；③彈射速度誤差≤5%；④ 角速度誤差≤10%；⑤ 重復率≥80%；⑥ 模擬高度為4km、10km；⑦ Ma 取值 0．6、0．9、1．1、1．5；⑧ 連續(xù)2幅拍攝畫面時間間隔≤1ms；⑨ 模型迎角α辨識精度≤0．2°。

2 技術(shù)難點

2．1 彈射機構(gòu)

1）為了確保機彈安全分離，大多數(shù)導彈采用彈射方式發(fā)射。F－22彈射裝置能將AIM120C導彈以40g過載和8．1m／s速度彈出武器艙，并保證導彈穿過機體表面附面層后以合適姿態(tài)飛向目標。整個過程在0．1s內(nèi)完成，掛架彈射行程0．23m。并且保證即使掛架不收回，艙門也能順利關閉［17］。風洞試驗為達到與真實分離情形相似，導彈彈射也要達到類似指標，每項參數(shù)經(jīng)過相似換算后需滿足技術(shù)要求。特別是彈射速度和角速度，試驗中要求二者能夠獨立調(diào)節(jié)，增加了彈射機構(gòu)設計難度。

2）F－22彈射架外形如圖1所示［18］。為達到機械運動相似，試驗用彈射機構(gòu)采用類似原理的彈射架。

3）大量資料顯示彈艙長深比L／D［19－21］對武器分離具有重要影響，因此彈射機構(gòu)應結(jié)合實際艙內(nèi)尺寸進行設計。內(nèi)埋彈艙參數(shù)如圖2所示，v∞表示自由來流速度。

2．2 光路系統(tǒng)

1）由于被拍攝物處在高速運動狀態(tài)，使得畫面曝光時間很短。為保證圖像清晰度，拍攝物及背景要有足夠亮度，否則圖像偏暗無法辨識。特別是仰視光路，如何在光滑洞壁上布置光源是一大難點。

2）試驗采用雙視角圖像采集技術(shù)，兩條光路獨立完成拍攝工作，由于風洞內(nèi)空間狹小，仰視光路的相機安裝和光路布置是一大難題。

3 解決途徑及實施方案

3．1 彈射機構(gòu)

試驗所用彈射機構(gòu)與圖1所示機構(gòu)類似，機構(gòu)使用單汽缸提供模型彈射速度。試驗用彈射機構(gòu)在此基礎上設計了角速度調(diào)節(jié)裝置，可實現(xiàn)模型彈射速度、角速度的獨立連續(xù)調(diào)節(jié)。當彈射氣缸向下運動彈射模型時，彈射器推動導彈模型向下運動產(chǎn)生分離速度，同時通過多連桿機構(gòu)產(chǎn)生角運動，導彈模型獲得分離角速度。

彈射架外形采用類似圖1所示外形，同時可調(diào)整彈射架高度使彈射架彈出模型后其最底端仍未露出母機下表面，達到與真實彈射相類似的效果。彈射機構(gòu)地面調(diào)試如圖3所示。調(diào)試試驗使用兩臺相機同時對運動模型進行拍攝。

表1給出彈射架連續(xù)3次彈射的測試結(jié)果及精度。預期彈射角速度為 300（°）／s、速度為2．28m／s。由表1可知，彈射機構(gòu)連續(xù)3次彈射導彈的速度、角速度誤差值都滿足技術(shù)要求，重復率達100%。此套試驗裝置速度、角速度、誤差和重復度滿足技術(shù)要求。

表1 地面調(diào)試主要參數(shù)結(jié)果Table 1 Main parameter results of ground test

3．2 光路系統(tǒng)

3．2．1 仰視光路

仰視光源需安裝在光滑洞壁上，為解決這一難題，LED光源板安裝在重新加工的風洞下壁板凹槽內(nèi)，以減少光源板對流場的干擾，如圖4所示。光源使用49個LED光源板，光源板功率為100W，光通量達40萬流明。

仰視光源強度較高，高速相機快門頻率為2 000Hz仍可保證拍攝物清晰。曝光時間為0．2ms，滿足技術(shù)要求。圖5為仰視光源風洞效果圖。

圖6為仰視光路示意圖。仰視相機安裝在風洞下壁板下側(cè)的安全區(qū)域內(nèi)。仰視相機通過安裝在彎刀上的反光鏡捕捉導彈模型下落圖像。

3．2．2 水平光路

水平光路較為簡單，如圖5所示。左側(cè)觀察窗作為光源，風洞外架設水平方向高速相機，水平相機通過右側(cè)觀察窗拍攝導彈下落過程。

3．3 模型姿態(tài)標定

姿態(tài)標定可在得到拍攝畫面后辨識出導彈六自由度參數(shù)。標定是將一個已知六自由度參數(shù)模型擺在導彈下落區(qū)域，通過兩臺相機拍攝圖像，再將圖像與六自由度分量進行匹配，從而得到圖像與模型六自由度參數(shù)的對應關系。

3．4 圖像數(shù)據(jù)分析方法

試驗所得圖像經(jīng)背景減除、中值濾波、陰影去除、數(shù)學形態(tài)學處理和連通域分析得到所需前景目標。通過正視圖和仰視圖識別得到模型質(zhì)心的x、y、z軸坐標以及俯仰角和偏航角，再通過模型匹配得到模型滾轉(zhuǎn)角。

圖像辨識受圖像清晰度、像素、目標定位方法、模型邊界辨識算法等因素影響，是本試驗技術(shù)的一項關鍵技術(shù)。

作為數(shù)據(jù)分析的直接來源，模型角度辨識精度越高、數(shù)據(jù)分析越準確。如表2所示，本次迎角分析精度可控制在0．2°之內(nèi)。真實值為模型固定迎角的真實角度值；辨識值為相機拍攝圖像后辨識出的角度值。

表2 迎角辨識精度Table 2 Identification precision of angle of attack

3．5 相似率

投放模型幾何外形、質(zhì)量、質(zhì)心位置和慣性矩滿足動力相似。試驗采用輕模型法，滿足動態(tài)運動相似。模型投放具有一定彈射速度，在一定程度上彌補了輕模型法垂直加速度不足的缺點［22］。

輕模型法模型質(zhì)量為

式中：K＝lf／lex，Δ＝ρf／ρex，下標f表示真實飛行器參數(shù)，下標ex為試驗模型參數(shù)，l為參考長度，ρ為流體密度。

采用運動動力學相似準則基本形式，保證減縮頻率相等，即

式中：ω為模型運動的角速度；v為速度。

4 試驗驗證

0．6m×0．6m亞跨超聲速風洞內(nèi)埋武器彈射投放試驗已順利進行。水平相機拍攝效果如圖7所示。共完成20種不同狀態(tài)下的試驗，試驗車次超過60，包括變Ma、變迎角、變動壓及變導彈姿態(tài)等試驗。

試驗各項參數(shù)均達到設定技術(shù)指標。特別是實現(xiàn)了彈射速度和角速度的獨立、連續(xù)調(diào)節(jié)，實現(xiàn)了任意風載、Ma下導彈可靠彈射。

圖8為某次彈射投放所辨識出的模型六自由度隨時間變化曲線。導彈初始位置質(zhì)心與坐標系原點重合，沿氣流方向為x軸正向，垂直向上為y軸正向，根據(jù)右手系確定z軸坐標軸。取彈長長度為參考長度l＝150mm，角度參考值θ＝10°，時間參考值t0＝50ms，α為迎角，β為偏航角，φ為滾轉(zhuǎn)角。取導彈模型完全顯現(xiàn)在畫面，且與彈射架分離時刻為t＝0ms。

從圖8中可以看出，導彈模型彈射出艙后主要運動軌跡是向飛機下部和后部運動。運動特性具體表現(xiàn)為：側(cè)向運動不大；偏航不明顯；俯仰運動顯著。在初始低頭角速度的作用下，導彈模型先低頭，后在自身穩(wěn)定性作用下迎角有回零趨勢；試驗模型具有一定滾轉(zhuǎn)特性。

5 結(jié) 論

本文針對國內(nèi)外內(nèi)埋武器投放試驗不足提出投放試驗改進點，并針對改進點研制了全新彈射技術(shù)。

1）通過使用改進彈射方案，可實現(xiàn)內(nèi)埋武器投放速度和角速度獨立、連續(xù)調(diào)節(jié)，并成功在亞跨超聲速流場中檢驗了此技術(shù)可靠性。

2）通過改進光路照明系統(tǒng)，使圖像清晰度更高，減少圖像虛影產(chǎn)生，有利于模型六自由度參數(shù)辨識。

3）通過采用雙視角圖像采集技術(shù)，特別是布置仰視光路系統(tǒng)，從多角度最大程度展示模型運動細節(jié)。

新技術(shù)優(yōu)勢同時體現(xiàn)在將原有技術(shù)指標多項參數(shù)進行了拓展：① 導彈模型彈射速度可實現(xiàn)0～6．2m／s連續(xù)調(diào)節(jié)；② 角速度可從－100～1 000（°）／s連續(xù)調(diào)節(jié)，且速度、角速度調(diào)節(jié)可獨立進行；③ 彈射速度誤差≤5%；④ 角速度誤差≤10%；⑤ 重復率≥95%；⑥ 模擬高度4～10km；⑦ 已試驗Ma范圍為0．4～1．7；⑧ 連續(xù)2幅拍攝畫面時間間隔≤0．5ms；⑨ 模型迎角辨識精度≤0．2°。

［1］ BJORGE S T．Flow around an object projected from a cavity into a supersonic freestream：AFIT／GAE／ENY／04－M02［R］．Ohio：Wright－Patterson Air Force Base，2004．

［2］ FLORA T J．Freedrop testing and cfd simulation of ice models from a cavity into supersonic flow：AFIT／GAE／ENY／12－S15［R］．Ohio： Wright－Patterson Air Force Base，2012．

［3］ SHIPMAN J，ARUNAJATESAN S，CAVALLO P A，et al．Flow control for enhanced store separation：AIAA－2007－1239［R］．Reston：AIAA，2007．

［4］ 唐上欽，黃長強，翁興偉．考慮氣動干擾的導彈內(nèi)埋式發(fā)射彈道研究［J］．彈箭與制導學報，2013，33（3）：138－142．TANG S Q，HUANG C Q，WENG X W．The study on trajectory of missile separating from cavity with aerodynamic interference considered journal of projectiles［J］．Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2013，33（3）：138－142（in Chinese）．

［5］ 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 A M，YE Z Y，YANG Y N．Calculation and analysis for aerodynamic loadsacting on interiorweapon cabin’s door［J］．Aeronautical Computing Technique，2007，37（3）：5－6（in Chinese）．

［6］ 張俊祥，馮金富，于心一．一種改善內(nèi)埋式彈艙氣流特性的方法［J］．彈箭與制導學報，2013，33（3）：165－168．ZHANG J X，F(xiàn)ENG J F，YU X Y．A new method for improving cavity flow［J］．Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2013，33（3）：165－168 （in Chinese）．

［7］ MERRICK J D．Influence of mach number and dynamic pressure on cavity tones and freedrop trajectories：AFITENY－14－M－36［R］．Ohio：Wright－Patterson Air Force Base，2014．

［8］ BAKER W B，JR，KEEN S，MORGRET C．Validation of weapon separation predictions using F／A－22flight test results：AIAA－2004－6803［R］．Reston：AIAA，2004．

［9］ FINNEY L P．Investigation of cavity flow effects on store separation trajectories：USNA－1531－2［R］．Annapolis：U．S．Naval Academy，2010．

［10］ JOHNSON R A，STANEK M J，GROVE J E．Store separation trajectory deviations due to unsteady weapons bay aerodynamics：AIAA－2008－0188［R］．Reston：AIAA，2008．

［11］ CARTER R，LIND R．Parametric modeling for store separation aerodynamics using system identication：AIAA－2012－4510［R］．Reston：AIAA，2012．

［12］ STALLINGS R L，JR．Store separation from cavities at supersonic flight speeds［J］．Journal of Spacecraft，1983，20（2）：129－132．

［13］ PURDON M L，HETREED C F，HUDSON M L．F－35 pre－flight store separation analyses：innovative techniques for affordability：AIAA－2009－0102［R］．Reston：AIAA，2009．

［14］ 朱收濤，曹林平，封普文．平飛時內(nèi)埋導彈彈射分離仿真與研究［J］．電光與控制，2012，19（9）：67－71．ZHU S T，CAO L P，F(xiàn)ENG P W．Simulation of missile separation from internal weapon bay［J］．Electronics Optics ＆ Control，2012，19（9）：67－71（in Chinese）．

［15］ LEE J，CENKO A．Evaluation of the GBU－38store separation from B－1aft bay：AIAA－2008－0185［R］．Reston：AIAA，2008．

［16］ 馮必鳴，聶萬勝，車學科．初始投放條件對內(nèi)埋式導彈分離軌跡的影響［J］．飛行力學，2009，27（4）：62－65．FENG B M，NIE W S，CHE X K．Effect of initialconditions on separation trajectory of the internal missile［J］．Flight Dynamics，2009，27（4）：62－65（in Chinese）．

［17］ 常超，丁海河．內(nèi)埋彈射武器機彈安全分離技術(shù)綜述［J］．現(xiàn)代防御技術(shù)，2012，40（5）：67－74．CHANG C，DING H H．Review on missile store safety separation technology of embedded ejection weapons［J］．Modern Defence Technology，2012，40（5）：67－74 （in Chinese）．

［18］ KEEN S K．Trajectory simulations should match flight tests and other lessons learned in 30years of store－separation analysis：AIAA－2009－0099［R］．Reston：AIAA，2009．

［19］ KHANA B，KNOWLES K，SADDINGTON A．Computational study of cavity flowfield at transonic speeds：AIAA－2009－00701［R］．Reston：AIAA，2009．

［20］ FEDOROV A，SHALAEV V．PC desktop aerodynamic models for store separation from weapons bay cavities and related vortical processes：（SYA）37－2［R］．F－92201 Neuilly－Sue－Seine Cedex，F(xiàn)rance：NATO Research and Technology Organisation，2003．

［21］ 尉建剛，桑為民，雷熙薇．內(nèi)埋式武器艙的流動及氣動特性分析［J］．飛行力學，2011，29（2）：29－32．YU J G，SANG W M，LEI X W．Analysis of the flow characteristics and aerodynamic problems in internal weapons bay［J］．Flight Dynamics，2011，29（2）：29－32 （in Chinese）．

［22］ 李周復．風洞特種試驗技術(shù)［M］．北京：航空工業(yè)出版社，2010：104－113．LI Z F．Wind tunnel special tests technique［M］．Beijing：Aviation Industry Press，2010：104－113（in Chinese）．

Wind tunnel test technique on high speed weapon delivery from internal weapons bay

XUE Fei1，JIN Xin2，WANG Yuchao1，YANG Yinong1，＊
1．China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China
2．AVIC Chengdu Aircraft Design ＆ Research Institute，Chengdu 610091，China

The investigation of high speed weapon delivery from internal weapons bay is conducted in a 0．6m×0．6msubtransonic and supersonic wind tunnel．The double－perspective technology，brighter optical path system and image analysis system of six degrees of freedom （6DOF）are developed to obtain the models’images and the aerodynamic parameters at a high speed separation from carriers’internal weapons bay．The test technology can adjust the velocity and angular velocity independently，and ensure the speed error≤5%，angular velocity error≤10%，and repetition rate≥95%．The data analysis is reliable because the test images are clearer due to using the brighter light source，and the precision of attack angle≤0．2°．The optical paths are reasonable designed，and the double－perspective technology guarantees that the models’movement path and 6DOF motion data are acquired．The new technology has been tested in a sub－transonic and supersonic wind tunnel，and has completed a complex multi－body separation test．The parameters are at or better than the existing technical indicators．The technology has served for the model test for many times，and meets the requirements of the wind tunnel test and research on the high speed separation from carriers’internal weapons bay．

high speed weapon delivery；missile firing from internal weapons bay；carrier and missile interference；multibody separation；six degrees of freedom

2016－01－25；Revised：2016－05－05；Accepted：2016－06－03；Published online：2016－06－06 16：16

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160606．1616．006．html

Weapon Equipment Fund of Advanced Research

V211．7

A

1000－6893（2017）01－120114－07

http：／hkxb．buaa．edu．cn hkxb＠buaa．edu．cn

10．7527／S1000－6893．2016．0177

2016－01－25；退修日期：2016－05－05；錄用日期：2016－06－03；網(wǎng)絡出版時間：2016－06－06 16：16

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160606．1616．006．html

武器裝備預先研究基金

＊通訊作者 ．E－mail：yyn139e＠139．com

薛飛，金鑫，王譽超，等．內(nèi)埋武器高速投放風洞試驗技術(shù)［J］．航空學報，2017，38（1）：120114．XUE F，JIN X，WANG Y C，et al．Wind tunnel test technique on high speed weapon delivery from internal weapons bay［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2017，38（1）：120114．

（責任編輯：李明敏）

＊Corresponding author．E－mail：yyn139e＠139．com