一種折疊彈翼懸掛物的分離軌跡試驗技術

金 鑫，袁 兵，張利珍，蔡廣平

( 中國航空工業集團公司成都飛機設計研究所，成都 610091)

0 引 言

懸掛物是裝在飛機懸掛裝置上的任何器件，包括導彈、炸彈、火箭彈、核武器、魚雷、吊艙( 空中加油艙、助推器艙、炮艙、電子對抗吊艙等) 、煙火裝置和副油箱等。隨著現代戰斗機向多用途發展，懸掛物的種類越來越多，外形越來越復雜，幾乎涵蓋了空空、空地、空艦等系列武器。由于飛機掛載空間的限制，有些懸掛物采用了折疊彈翼［1］形式( 如美制MK-82HD、GBU-12，國內的LS-6 等武器) 。在掛載狀態下，懸掛物的彈翼折疊，以減小外形尺寸； 在懸掛物分離過程中，當懸掛物離開飛機一定距離時，折疊彈翼展開，以改善懸掛物的氣動性能和飛行性能［2］。

任何需要投棄使用( 如導彈、炸彈) 或存在投棄可能( 如副油箱、吊艙) 的懸掛物要裝到飛機上，必須滿足機彈分離安全性的要求，即懸掛物從飛機分離的過程中，與飛機不能發生碰撞，要滿足最小機彈間距要求。目前，國內外開展懸掛物機彈分離安全性研究的一個重要手段是開展軌跡捕獲風洞試驗，即CTS( Captive Trajectory Simulation) 試驗［3-6］。CTS 試驗是國外上世紀60 年代發展起來的風洞與計算機緊密結合的一種機彈分離模擬技術。如圖1 所示［5］，它利用計算機、六自由度機構和風洞工作的相互配合，通過對每一分離時刻懸掛物氣動載荷的測量、運動方程的求解及計算機對六自由度機構支撐的懸掛物模型在飛機模型干擾流場中運動的控制，來實現懸掛物投放軌跡的模擬。CTS 試驗技術應用于一般懸掛物的機彈分離安全性研究已經非常成熟［6-8］。

圖1 風洞捕獲軌跡產生過程Fig.1 Wind tunnel captive trajectory generation process

在研究懸掛物分離特性時，折疊彈翼懸掛物與一般懸掛物最大的區別就是在懸掛物分離過程中，折疊彈翼有一個動態展開過程，隨著彈翼的展開，懸掛物的氣動力特性往往會發生較大變化。使用常規的CTS 試驗技術難以獲取折疊彈翼展開過程中的懸掛物氣動特性變化，由于懸掛物的氣動力特性是確定懸掛物分離特性的重要因素［9］，因此難以得到正確的懸掛物分離特性。

針對折疊彈翼懸掛物分離過程的特點，發展了一種折疊彈翼懸掛物機彈分離軌跡試驗技術，較好地解決了折疊彈翼展開時懸掛物的氣動力獲取問題，為折疊彈翼懸掛物的投放分離安全性研究提供一種工程實用的解決方案。

1 試驗技術介紹

1.1 試驗方法

本試驗技術主要依據折疊彈翼展開特點，通過地面臺試驗獲取折疊彈翼展開參數并通過風洞測力試驗建立懸掛物折疊彈翼完全展開、展開中間若干狀態、未展開狀態的氣動力與力矩系數數據庫，在常規CTS 試驗的基礎上進行懸掛物折疊彈翼展開( 通過氣動力系數修正實現) 和分離過程的動態模擬，最終得到折疊彈翼懸掛物的安全分離包線。具備常規CTS試驗能力的風洞即可提供本試驗技術開展的硬件環境，通過對CTS 系統中計算機軟件系統的更新來完成整個試驗。

試驗方法流程如圖2 所示，相對常規的CTS 試驗技術，增加了地面臺試驗［3］、建立折疊彈翼展開參數數據庫、建立折疊彈翼懸掛物不同狀態的氣動力數據庫、軌跡計算的氣動力系數修正計算等步驟( 圖2虛線框內) 。

地面臺試驗主要用于獲取無風狀態下折疊彈翼的展開參數隨時間/距離變化歷程。通過地面臺( 將折疊彈翼懸掛對應的掛架固定在地面支架上用來模擬飛機投放狀態) 進行折疊彈翼展開試驗。包括兩部分內容，一部分是彈翼展開，另一部分是懸掛物從掛架的分離過程記錄，試驗中使用定位點、力傳感器、高速攝像機/照相機以及采集設備進行折疊彈翼變化參數的采集工作。由地面臺試驗結果得到折疊彈翼展開過程中各個參數變化，包括彈翼展開角度、展開時刻、完全展開耗時、彈翼展開距離、展開角度隨時間變化、展開過程中懸掛物重心距掛架距離變化、懸掛物重心和慣矩質量特性變化，并建立這些參數的數據庫。

建立折疊彈翼懸掛不同狀態的氣動力數據庫通過風洞測力試驗完成。第一步設計加工風洞模型，包括彈翼完全展開狀態、未展開狀態、展開中間若干狀態(根據彈翼展開情況，選擇2 ～5 個狀態) 的縮比風洞模型，開展懸掛物的風洞測力試驗。由懸掛物風洞測力試驗結果建立懸掛物的折疊彈翼完全展開狀態、未展開狀態和展開中間若干狀態的氣動力與力矩系數數據庫。力和力矩系數包括軸向力系數CA、側向力系數CY、法向力系數CN、俯仰力矩系數Cm、偏航力矩系數Cn、滾轉力矩系數Cl。建立這些系數隨懸掛物迎角α、側滑角β 和滾轉角γ 變化的數據庫，數據庫的形式可以根據需要將3 個變量α、β、γ 簡化為α、β 或α、γ 兩個變量的形式，默認情況下數據構成方式為：

圖2 試驗技術流程圖Fig.2 The flow chart of test technique

式中C 代表3 個力或力矩系數。

以折疊彈翼未展開狀態模型作為CTS 試驗分離懸掛物模型，中間不進行風洞模型的更換。在CTS試驗過程中求解六自由度運動方程之前進行懸掛物的氣動力系數修正計算。氣動力系數修正是將懸掛物折疊彈翼展開造成的氣動力系數變化量引入到軌跡計算當中。氣動力系數修正的過程如下：

(1) 依據折疊彈翼展開參數數據庫，判別相應位置處的折疊彈翼展開角度δ。

(2) 依據懸掛物姿態角( 俯仰角θ、滾轉角φ、偏航角ψ)，得到懸掛物當地的迎角α、側滑角β 和滾轉角γ。

(3) 計算給定迎角α、側滑角β、滾轉角γ 和折疊彈翼展開角度δ 下的氣動力系數差量，計算公式為：

式中：下標“x”代表力或力矩系數符號，下標“Free”代表自由流，“δ”代表折疊彈翼展開角度，“0”代表折疊彈翼未展開狀態。

(4) CTS 天平測量得到的氣動力系數加上第3條中的氣動力系數修正差量，即：

式中：下標“CTS”代表天平測量值。

(5) 將修正得到的氣動力系數作為六自由度方程求解的輸入參數進行軌跡求解，并按照CTS 實驗步驟進行下一步工作，經循環后得到折疊彈翼懸掛物的分離軌跡。

1.2 關鍵技術

折疊彈翼懸掛物的投放分離軌跡試驗研究涉及到幾個關鍵技術：(1) 折疊彈翼動態展開過程的模擬方法；(2) 折疊彈翼未展開、展開中間若干狀態、完全展開狀態的氣動力與力矩( 軸向力、側向力、法向力、俯仰力矩、偏航力矩和滾轉力矩) 系數數據庫的構建； (3) 在試驗時懸掛物分離過程中氣動力數據的處理，既要避免重復性拆裝模型帶來的不便和誤差，又要保證數據的準確性；(4) 六自由度運動方程求解前，懸掛物力與力矩系數的修正理論方法，包括姿態的識別、氣動力和力矩的插值、坐標系轉換方法。

第2 ～4 條主要是解決試驗技術的工程實用問題，限于篇幅不在這里詳細說明，本文主要針對第1條中的折疊彈翼動態展開過程的模擬方法進行理論分析和描述。

飛機在大氣中飛行時，由于飛機的擾動，其附近的流場為非均勻流場，懸掛物從飛機分離時要穿越這個非均勻流場，表現出與在均勻流場中不同的運動特性。飛機周圍的非均勻流場可以看作是無窮遠處的均勻來流和飛機產生的非均勻擾動流場的疊加，非均勻擾動流場與飛機和懸掛物的布局以及飛行條件有關。在懸掛物從飛機分離的過程中，懸掛物受到的氣動力C 可以分解為懸掛物在均勻來流中的氣動力Cs和飛機非均勻流場產生的干擾氣動力ΔCf，即：

懸掛物在均勻來流中的氣動力Cs可以通過懸掛物在無飛機干擾情況下的自由流測力試驗獲取，飛機非均勻流場產生的干擾氣動力ΔCf獲取的方法有多種，包括CFD 或實驗方法獲取。

在相同的飛機干擾流場、位置和姿態角下，懸掛物折疊彈翼未展開和彈翼展開角度為δ 時的氣動力分別為：

式中，下標“0”代表折疊彈翼未展開狀態，下標“δ”代表折疊彈翼展開狀態。

懸掛物折疊彈翼未展開和展開狀態時懸掛物主體基本一致，僅有局部變化，可認為二者在飛機流場中受到的干擾氣動力ΔCf近似相等，即：

那么折疊彈翼展開角度為δ 時的氣動力可表示為：

即在飛機干擾流場中相同位置和姿態角下，折疊彈翼展開狀態懸掛物的氣動力可表示為折疊彈翼未展開狀態的氣動力加上折疊彈翼展開與未展開狀態的自由流氣動力差量。

2 試驗結果和分析

2.1 試驗對象

某折疊彈翼懸掛物外形如圖3 所示，此懸掛物全長3.3m，彈體最大直徑0.28m，重量280kg，尾部有4副增穩折疊彈翼，彈翼最大展開角度約60°，彈翼展開時間歷程見圖4，全程約0.5s。

圖3 某折疊彈翼懸掛物外形圖Fig.3 The sketch of some store with folding wing

圖4 折疊彈翼展開角度隨時間變化關系Fig.4 Unfolding angle vs. time

飛機為某輕型戰斗機，掛載布局如圖5 所示，內側站位懸掛物為副油箱。

圖5 懸掛物掛載布局Fig.5 Store carriage configuration

2.2 試驗結果

按照試驗流程，獲取了馬赫數M =0.85 時的某折疊彈翼懸掛物彈翼展開典型狀態的自由流氣動數據庫和飛機平飛下分離軌跡。

圖6 是M=0.85 時的折疊彈翼懸掛物不同展開角度的俯仰力矩系數Cm隨法向力系數CN的變化曲線。由圖可知，折疊彈翼懸掛物縱向靜安定度隨彈翼展開角度變化差異較大，彈翼未展開時，處于靜不安定狀態，隨著折疊彈翼角度增大到10° ～15°之間，縱向氣動特性轉變為靜安定狀態。懸掛物安定度的變化對分離安全性會產生較大影響，傳統的CTS 方法無法完成此類懸掛物的分離安全性評估。

圖6 M=0.85 時的某折疊彈翼懸掛物自由流氣動特性Fig.6 Cm vs. CN of the store with folding wing，M=0.85

圖7 是M=0.85 時折疊彈翼懸掛物的分離軌跡軸向位移、側向位移和法向位移隨時間的變化曲線。由結果可知，軸向位移在氣動阻力影響下向后緩慢增大；側向位移在機翼側洗等干擾下向機翼外側移動，t=0.5s 重心處側向位移已超1m；法向位移在重力和氣動力雙重作用下加速向下運動，t =0.5s 時重心處位移已達到3m 左右。

圖7 M=0.85 時的分離軌跡位移Fig.7 Trajectory c.g.locations，M=0.85

圖8 是M=0.85 時折疊彈翼懸掛物的分離軌跡俯仰角、偏航角和滾轉角隨時間的變化曲線。由圖可知，隨折疊彈翼的展開，懸掛物縱、橫向氣動特性由靜不安定狀態向靜安定狀態轉變，懸掛物俯仰角和偏航角開始振蕩收斂，俯仰角和偏航角最大波動都出現在0.3s 以內；懸掛物的滾轉角是發散的，由于懸掛物是軸對稱結構，因此不會對分離安全性有較大影響； 總體而言，在折疊彈翼展開情況下，某折疊彈翼懸掛物在M=0.85 時可以安全分離。

圖8 M=0.85 時的分離軌跡姿態角Fig.8 Trajectory angular orientations，M=0.85

3 結 論

本文針對折疊彈翼動態展開過程懸掛物的分離安全性問題，將懸掛物彈翼展開的氣動力與力矩系數修正方法引入到懸掛物分離安全性研究當中，解決了折疊彈翼懸掛物分離軌跡風洞試驗技術瓶頸，并以某折疊彈翼懸掛物進行試驗驗證，結果表明該方法具有流程清晰、方法可靠、可操作性強、工程實用等特點，此方法原理不僅適用于CTS 風洞試驗，也適用于CFD 軌跡仿真數值計算。

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