子彈對彈艙內(nèi)壓力分布特性影響實驗研究

雷娟棉，吳甲生

（北京理工大學 宇航學院，北京100081）

0 引 言

裝載反跑道子彈藥布撒器的任務(wù)是將子彈藥運送至敵方跑道上空，然后根據(jù)指令打開彈艙，按時序間隔地拋下子彈，使子彈按所要求的間距落到跑道上，有效地破壞跑道使敵方飛機無法起飛。繞布撒器（母彈）彈艙的流動與繞空腔的流動性質(zhì)類似。子彈對敞開彈艙的氣動干擾會影響母彈的氣動特性和飛行特性，進而影響后續(xù)子彈的初始拋撒條件；敞開彈艙對子彈的氣動干擾會影響母彈近區(qū)子彈的氣動特性和初始彈道，進而影響子彈的落點精度。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機為了提高飛行性能和隱身性能，其攜帶的武器都采用內(nèi)埋方式，即將所攜帶的空空導彈、地空導彈、炸彈等掛載在機身或機翼的內(nèi)埋彈艙內(nèi)，作戰(zhàn)時打開艙門，發(fā)射導彈或投放炸彈。被發(fā)射或投放的戰(zhàn)術(shù)武器對敞開彈艙的氣動干擾會影響載機的氣動特性和飛行特性；載機敞開彈艙的流場特性會影響戰(zhàn)術(shù)武器的安全發(fā)射或投放條件，同時還會影響其在載機近區(qū)的氣動特性和初始彈道。

國外從20世紀50年代就開展了繞空腔流動的基礎(chǔ)和應(yīng)用研究［1－4］，近年來國內(nèi)也陸續(xù)開展了這方面的研究工作［5－6］。可看到文獻的研究工作多以超聲速為主，有關(guān)空腔流動的分類（閉式空腔流動、過渡式空腔流動及開式空腔流動），以及引起空腔流動性質(zhì)變化的臨界長深比（L／H）cr也是根據(jù)超聲速空腔流動的規(guī)律提出的。本文的研究對象是布撒器開艙拋撒反跑道子彈藥，來流條件為亞聲速。在彈艙設(shè)計及對研究結(jié)果的分析中借用了超聲速空腔流動的流動類型劃分條件等概念。

1 實驗研究方法

1.1 實驗風洞

本次實驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD－08風洞中進行。FD－08風洞為連續(xù)式亞、跨聲速風洞，試驗段截面積為0.53m×0.76m（高×寬），兩側(cè)為實壁，上、下為斜孔壁，開閉比為6%，孔壁擴開全角為0.6°，試驗段全長為1.706m，實驗馬赫數(shù)范圍為Ma＝0.3～1.2。

1.2 實驗方案

圖1是子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布影響實驗研究方案圖，以子彈質(zhì)心為基準，x坐標和y坐標分別表示子彈與母彈的軸向和垂向相對距離。該實驗方案的主要特點是：將子彈用支桿和攻角機構(gòu)支撐于風洞軸線上，將母彈（布撒器）支撐于子彈下方，將通常實驗方法中子彈相對母彈的軸向和垂向移動改變?yōu)槟笍椣鄬ψ訌椀妮S向和垂向移動。該實驗方案母彈的移測機構(gòu)簡單，安裝、調(diào)試方便。

1.3 實驗裝置

子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布影響風洞實驗裝置見圖2，其主要特點是：（1）母彈反裝支撐于下洞壁對稱面內(nèi)，子彈由天平、支桿、攻角機構(gòu)支撐于風洞軸線上。（2）以子彈質(zhì)心為基準，沿軸向和垂向移動母彈，得到子彈與母彈的不同相對位置。（3）母彈軸向位置的改變由更換不同長度的支桿來實現(xiàn)；垂向位置的改變通過更換不同高度的墊塊來實現(xiàn)。（4）子彈通過風洞原有的攻角機構(gòu)改變攻角，因為母彈位于子彈的下方，所以規(guī)定子彈頭部向下時攻角為正，即αs＞0。圖中彎刀形支架為風洞原有的攻角機構(gòu)支架。孔板為風洞的下壁板，整個實驗裝置的底座裝于下駐室內(nèi)。

圖2 子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布影響風洞實驗裝置Fig.2 Aerodynamic interference wind tunnel experiment device of dispenser and submunition

1.4 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布干擾風洞實驗研究的模型由子彈模型和帶有空腔的母彈模型組成。子彈模型為長徑比fB＝4.667的錐形頭部＋圓柱段外形。在母彈（布撒器）的腹部開有長L＝132.94mm，寬W＝40mm，深H＝13mm的模擬彈艙。彈艙的長深比L／H＝10.226，按文獻［1］空腔流動性質(zhì)分類，該空腔的流動為過渡式空腔流動（過渡式空腔流動的長深比為：10＜L／H＜13）。圖3為子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布特性影響實驗照片。

圖3 子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布特性影響實驗照片F(xiàn)ig.3 The photo of submunition and dispenser in wind tunnel

1.5 測壓孔分布

彈艙內(nèi)測壓孔分布見圖4，共布置了39個測壓孔，其中彈艙底面上有3排、7列；前、后端面上各有3排、3列。測壓孔編號見圖4（c）。對于測壓孔編號說明如下：彈艙底面的測壓孔以B表示，其中左側(cè)一排（后視，z＝－15mm）的測壓孔從前至后的編號分別為B1、B2、B3、B4、B5、B6、B7；對稱面（z＝0mm）上測壓孔的編號分別為B8、B9、B10、B11、B12、B13、B14；右側(cè)一排（z＝15mm）測壓孔的編號分別為B15、B16、B17、B18、B19、B20、B21。前端面上的測壓孔以 A表示，左側(cè)測壓孔從上到下的編號分別為A1、A2、A3；對稱面上測壓孔的編號分別為A4、A5、A6；右側(cè)測壓孔的編號分別為A7、A8、A9。后端面上的測壓孔以C表示，左側(cè)測壓孔從上到下的編號分別為C1、C2、C3；對稱面上測壓孔的編號分別為C4、C5、C6；右側(cè)測壓孔的編號分別為C7、C8、C9。圖4（c）以展開圖的形式給出了測壓孔分布及編號，這樣表示便于分析實驗結(jié)果。

2 實驗條件和實驗程序

2.1 實驗條件

此次實驗的實驗條件為

（1）馬赫數(shù)Ma＝0.4、0.6、0.8；

（2）子彈攻角αs＝－9°～9°；

（3）單獨母彈的攻角αd＝－10°～10°；

圖4 彈艙內(nèi)測壓孔分布圖（單位：mm）Fig.4 Sketch of pressure holes distribution in submunition's cabin（unit：mm）

（4）以子彈質(zhì)心為基準，母彈的軸向位置x（母彈質(zhì)心與子彈質(zhì)心間的軸向距離）分別為0mm、104mm、204mm、304mm、354mm；

（5）以子彈的縱軸線為基準，母彈縱軸線與子彈縱軸線的垂向距離y分別為60mm、85mm、110mm、135mm。

2.2 實驗程序

首先將母彈支撐于攻角機構(gòu)上，進行單獨母彈彈艙內(nèi)壓力分布實驗。然后按圖2的支撐方式，按圖1所示的網(wǎng)格移動母彈的位置，在不同的子彈與母彈位置x、y值下測量彈艙內(nèi)的壓力分布，研究子彈與母彈的相對位置（x、y）及子彈姿態(tài)角（αs）對彈艙內(nèi)壓力分布的影響。

3 實驗結(jié)果與分析

通過實驗測得了不同條件下彈艙內(nèi)各測壓孔處的壓力，實驗結(jié)果以壓力系數(shù)的形式給出。

3.1 單獨母彈彈艙內(nèi)壓力分布

圖5為各實驗馬赫數(shù)F無子彈單獨母彈攻角αd分別為－10°、0°、10°時彈艙對稱面（z＝0）內(nèi)表面各點的壓力系數(shù)Cp隨軸向位置x的變化曲線；圖6為無子彈時左右側(cè)向位置（z＝－15mm、0mm、15mm）處彈艙內(nèi)表面各點的壓力系數(shù)Cp隨軸向位置x變化曲線；圖7為無子彈時不同母彈攻角時左側(cè)一排測壓孔處的壓力系數(shù)隨軸向位置x變化的對比曲線。

圖5 無子彈時彈艙對稱面處表面各點的壓力系數(shù)Cp隨軸向位置x的變化曲線Fig.5 No submunition，Cp～xcurves of cabin surface at symmetry

從圖5可看出，αd＝0°時，彈艙前端面和彈艙底面前部約x＜0.34L范圍內(nèi)為流動分離所形成的低壓區(qū)，即Cp＜0；在約x＝0.34L處，當?shù)貕簭娀謴偷絹砹鲏簭妏∞，即Cp≈0；約在x＞0.34L后，Cp＞0，并且距后端面越近，壓強越高，即Cp越大。彈艙前端面上A4、A5、A6點與彈艙底面上B8點處的壓力系數(shù)十分接近，表明該區(qū)域的流動性態(tài)基本相同；彈艙底面上B14點與后端面上C6點的壓力系數(shù)也十分接近，表明該區(qū)域的流動性態(tài)基本相同。由圖5還可看出，母彈正攻角（αd＝10°）時，彈艙內(nèi)的壓力系數(shù)明顯提高，低壓區(qū)（Cp＜0）內(nèi)｜Cp｜減小，Cp＝0的點前移，低壓區(qū)的縱向范圍縮小；母彈負攻角（αd＝－10°）時，彈艙前端面和底面前部低壓區(qū)的壓力系數(shù)減小，但離開前端面一定距離后，壓力系數(shù)減小得不太明顯。這是由于當母彈為正攻角時，來流對位于彈身腹部的彈艙內(nèi)氣流起壓縮作用，因此壓強增大；而當母彈為負攻角時，來流對彈艙內(nèi)的氣流起膨脹作用，這種膨脹作用在彈艙前部較明顯，離開彈艙前端面一定距離后這種膨脹作用逐漸消失。

圖6 無子彈時彈艙表面左右側(cè)向位置（z＝－15mm、15mm）處各點的壓力系數(shù)Cp隨軸向位置x的變化曲線Fig.6 No submunition，Cp～xcurves of submunition's cabin surface at z＝－15mm，15mm

從圖6可看出，在彈艙前端面和彈艙底面上，彈艙對稱面左右兩側(cè)（z＝－15mm、15mm）各點的壓力系數(shù)與彈艙對稱面內(nèi)（z＝0mm）處的壓力系數(shù)基本一致，但在彈艙后端面上左右兩側(cè)的壓力系數(shù)明顯低于對稱面上的壓力系數(shù)。表明在彈艙后端面左、右兩側(cè)拐角處存在漩渦區(qū)，對附近彈艙內(nèi)壓力分布影響顯著。

圖7 無子彈時母彈攻角對左側(cè)一排（z＝－15mm）測壓孔處壓力系數(shù)Cp影響的比較曲線Fig.7 No submunition，influence of the submuniton's angle of attack to the Cpat the z＝－15mm

從圖7可看出，在后端面之前，攻角對z＝－15mm截面上壓力系數(shù)的影響與對對稱面（z＝0mm）上壓力系數(shù)的影響（圖5）基本一致，即正攻角的作用使當?shù)貕簭娞岣撸骨岸嗣婧蠓蛛x區(qū)的漩渦強度減弱，使Cp＝0的點前移，使分離區(qū)的縱向范圍縮小。負攻角的作用使前端面后分離區(qū)的漩渦強度有所增強（｜Cp｜增大），使分離區(qū)的縱向范圍略有擴大。在后端面的拐角附近，攻角的影響很明顯。

3.2 子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布的影響

圖8～圖10分別給出了不同條件下母彈與子彈攻角都為零度，對稱面內(nèi)（z＝0mm）彈艙表面的壓力分布曲線Cp～x。其中，圖8為子彈與母彈縱向距離x一定，不同垂向距離y時的Cp～x對比曲線。圖9為子彈與母彈垂向距離y一定，縱向距離x變化時的Cp～x曲線。圖10為Cp～x不同子彈攻角條件下彈艙內(nèi)的 曲線。為了分析子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布的影響，在圖8～圖10中也給出了無子彈時彈艙內(nèi)的壓力分布。

圖8 子彈與母彈垂向距離對彈艙表面壓力系數(shù)影響的比較曲線Fig.8 Influence of the vertical distance between submuniton and dispenser to the Cpof cabin's surface

從圖8可看出，子彈對母彈彈艙內(nèi)壓力分布的影響趨勢是：子彈的存在使前端面后低壓區(qū)的壓力系數(shù)增大（｜Cp｜減小），使Cp＝0的點前移，使Cp＝0之后高壓區(qū)的壓強提高，即Cp增大。子彈的存在對后端面上的壓強影響很小。實驗曲線表明隨垂向距離y增大，子彈對彈艙內(nèi)壓力分布的影響呈減弱趨勢，但減弱得很緩慢，尤其是在前端面后的分離區(qū)域內(nèi)，前端面及彈艙底面臨近前端面處的壓強隨垂向距離增大而降低得很緩慢，與無子彈時的壓力系數(shù)相差較大。這表明子彈在垂向與母彈距離很遠時，其對彈艙內(nèi)前端面后的流動影響才會消失。但當y＝135mm時，子彈對彈艙后端面壓力分布的影響已基本消失。

從圖9可看出，在x＜354mm時，隨x增大子彈對彈艙內(nèi)壓力分布的影響越來越小。當x＝354mm（此時子彈頭部頂點位于母彈底部之前6.29mm，位于彈艙后端面之后236.06mm，約2.3倍子彈長度）時，彈艙內(nèi)壓力系數(shù)分布曲線Cp～x與無子彈時的基本重合，這說明此時子彈對彈艙內(nèi)壓力分布的影響已基本消失。該實驗結(jié)果表明，即使擾動源（子彈）已離彈艙很遠，但是擾動影響依然存在，這正是亞聲速流中擾動傳播的特點。

圖9 縱向距離對彈艙表面壓力系數(shù)影響的比較曲線Fig.9 Influence of the longitudinal distance between submuniton and dispenser to the Cpof cabin's surface

圖10 子彈攻角對彈艙壓力系數(shù)分布的影響（x＝0mm，y＝60mm）Fig.10 Influence of the submuniton's angle of attack to the Cpdistribution of the cabin's surface（x＝0mm，y＝60mm）

從圖10可看出，在子彈相對母彈的縱向位置x＝0mm，垂向位置y＝60mm處，同無子彈時相比，子彈存在使母彈彈艙內(nèi)的壓力系數(shù)明顯增大；隨子彈正攻角增大，彈艙前端面后分離區(qū)的壓力系數(shù)略有下降；在靠近后端面的區(qū)域，基本看不出子彈攻角的影響。這是因為子彈的存在對母彈彈艙內(nèi)的氣流起壓縮作用，使彈艙內(nèi)的壓強增大；但隨著子彈正攻角的增大，這種壓縮作用有所減小，在接近后端面時子彈攻角的作用逐漸消失。

4 結(jié) 論

（1）單獨母彈彈艙內(nèi)壓力分布的實驗結(jié)果符合過渡式空腔流動規(guī)律，即在前端面后附近區(qū)域為流動分離所形成的低壓區(qū)（Cp＜0），經(jīng)Cp＝0點過渡到Cp＞0的區(qū)域。后端面對彈艙內(nèi)流動起阻滯作用，在后端面左右的拐角處存在流動緩慢的“死水區(qū)”。

（2）母彈的攻角對彈艙內(nèi)的流動影響顯著，正攻角起壓縮作用，使前端面后的流動分離區(qū)內(nèi)｜Cp｜降低，使Cp＞0區(qū)域內(nèi)的Cp值增大。負攻角起膨脹作用。

（3）子彈的存在對彈艙內(nèi)流動起壓縮作用。當子彈為正攻角時，子彈對彈艙內(nèi)流動的壓縮作用降低。

（4）所實驗的馬赫數(shù)范圍內(nèi)，子彈向后需離開彈艙2.3倍子彈長度后才可以不考慮子彈對母彈彈艙內(nèi)流動的影響。

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