內(nèi)埋彈艙艙門氣動(dòng)特性研究

吳繼飛，徐來(lái)武，范召林，唐淋偉

（1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000；2.空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽(yáng) 621000）

0 引言

為了滿足隱身和超聲速巡航的需要，新一代戰(zhàn)斗機(jī)大都采用內(nèi)埋式武器裝載方式，但武器內(nèi)埋式裝載也引發(fā)了許多復(fù)雜的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題。當(dāng)要求進(jìn)行武器發(fā)射時(shí)，內(nèi)埋武器系統(tǒng)需要完成艙門迅速開(kāi)啟、武器出艙與分離投放、發(fā)射裝置收回、艙門快速關(guān)閉等動(dòng)作，而上述動(dòng)作將對(duì)周圍流場(chǎng)產(chǎn)生強(qiáng)烈干擾，流動(dòng)的非定常效應(yīng)將更加凸顯。新一代戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)要求在整個(gè)飛行包線范圍和臨界載荷條件下，武器內(nèi)埋系統(tǒng)結(jié)構(gòu)完整、機(jī)／彈相容；當(dāng)進(jìn)行武器發(fā)射時(shí)，艙門及其控制與驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、武器懸掛與彈射系統(tǒng)能按設(shè)計(jì)要求正常工作，武器能穩(wěn)定出艙并能保持預(yù)定設(shè)計(jì)姿態(tài)和分離運(yùn)動(dòng)軌跡，以有效保證武器打擊精度。國(guó)內(nèi)外關(guān)于內(nèi)埋彈艙方面的研究文獻(xiàn)很多，但研究模型多為無(wú)艙門的方形彈艙（空腔），研究?jī)?nèi)容主要集中在三方面：彈艙流場(chǎng)繞流特性研究［1］；彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)特性研究［2］；彈艙流場(chǎng)主／被動(dòng)流動(dòng)控制方法研究［3］。少量文獻(xiàn)介紹了內(nèi)埋武器的分離特性［4－5］，而關(guān)于艙門氣動(dòng)特性的研究文獻(xiàn)則更少［6］。事實(shí)上，開(kāi)展內(nèi)埋彈艙艙門氣動(dòng)特性方面的研究至關(guān)重要，該方面研究不僅可為彈艙艙門設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)，同時(shí)還可為非定常復(fù)雜流動(dòng)機(jī)理研究提供技術(shù)支撐。本文以高速風(fēng)洞試驗(yàn)為手段，對(duì)內(nèi)埋彈艙艙門的氣動(dòng)聲學(xué)特性、靜／動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷特性進(jìn)行了較全面的研究，文中給了M＝0.6時(shí)雙側(cè)艙門保持相同開(kāi)啟角度的靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果以及雙側(cè)艙門同步運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果。

1 試驗(yàn)設(shè)備及方法

1.1 風(fēng)洞

本研究在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所的FL－23風(fēng)洞中完成，F(xiàn)L－23風(fēng)洞為半回流暫沖式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞。該風(fēng)洞試驗(yàn)段入口尺寸為0.6m×0.6m，試驗(yàn)段長(zhǎng)度為2.5m，跨聲速時(shí)上下壁是60°斜孔壁，模型區(qū)開(kāi)閉比為4.3%，加速區(qū)開(kāi)閉比為4.4%，左右為實(shí)壁，超聲速時(shí)四壁均為實(shí)壁。試驗(yàn)段左右壁上各有一個(gè)尺寸為1.014m×0.54m 矩形堵塊，視試驗(yàn)需要，該矩形塊可整體取下，為特種試驗(yàn)提供安裝平臺(tái)。本研究即利用了該矩形塊拆下的空間作為模型安裝平臺(tái)。馬赫數(shù)為0.6時(shí)對(duì)應(yīng)的來(lái)流速度V∞和雷諾數(shù)Re分別為197m／s和1.25×107／m。

1.2 研究模型

研究模型由基座、彈艙底板、圓盤、前后整流板、傳動(dòng)齒輪組等部分組成，其裝配圖如圖1。所模擬的彈艙為雙艙構(gòu)型，彈艙中間有一隔板將彈艙分成完全相同的兩部分，彈艙長(zhǎng)度L為325mm，單側(cè)彈艙寬度W為70.5mm，深度D為50mm，即彈艙長(zhǎng)深比L／D為6.5。艙門簡(jiǎn)化成平板模型，厚度為6mm，靠近風(fēng)洞下洞壁的一扇艙門上布置有42個(gè)動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)，內(nèi)外表面各21個(gè)，對(duì)稱分布。模型安裝于風(fēng)洞中的圖片如圖2。定義彈艙前緣中心處為坐標(biāo)原點(diǎn)，x軸指向彈艙后壁，z軸指向艙門門軸，文中以X／L表示測(cè)點(diǎn)的沿x軸的相對(duì)位置，以Z／W表示測(cè)點(diǎn)的沿z軸的相對(duì)位置。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱b配圖Fig.1 Assembly drawing of testing model

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌現(xiàn)ig.2 Sketch of testing models

1.3 電機(jī)驅(qū)動(dòng)及控制系統(tǒng)

電機(jī)型號(hào)為松下MDMA15ZP1D，驅(qū)動(dòng)器型號(hào)為松下MDDDT5505。每扇艙門由一臺(tái)電機(jī)控制，電機(jī)安裝在模型基座上，位于彈艙后緣（如圖1），通過(guò)多級(jí)齒輪傳動(dòng)將電機(jī)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)榕撻T開(kāi)閉運(yùn)動(dòng)?？刂葡到y(tǒng)選用松下MINAS－A4系列高性能交流伺服驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，速度響應(yīng)頻率為1kHz?？刂葡到y(tǒng)選用研華PCI－1240 運(yùn)動(dòng)控制卡，控制系統(tǒng)軟件是在Windows XP操作系統(tǒng)下，通過(guò)LabWindows／CVI 9.0設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)的，可實(shí)現(xiàn)艙門速度調(diào)節(jié)、開(kāi)閉方式轉(zhuǎn)變、艙門開(kāi)啟角度設(shè)置、電機(jī)抱閘等功能。

1.4 測(cè)試設(shè)備

艙門開(kāi)啟角度采用標(biāo)準(zhǔn)軸型單圈絕對(duì)編碼器測(cè)量，其分辨率達(dá)到13 位，即對(duì)角度測(cè)量精度為360°／213≈0.044°。艙門上所使用的動(dòng)態(tài)壓力傳感器是由美國(guó)Kulite公司生產(chǎn)的LE－062型絕對(duì)式傳感器，其量程為10PSI，固有頻率為175kHz，名義靈敏度為1.45×10－3mV／Pa。動(dòng)態(tài)壓力數(shù)據(jù)采用奧地利DEWETRON 公司基于PCI總線的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由DEWE－ORION－1624采集模塊組成，編碼器信號(hào)與動(dòng)態(tài)壓力傳感器信號(hào)同步采集，確保其在時(shí)間上保持一致性。

1.5 數(shù)據(jù)處理方法

對(duì)于靜態(tài)試驗(yàn)，測(cè)點(diǎn)壓力不存在“瞬時(shí)”規(guī)律性，但具有“統(tǒng)計(jì)”規(guī)律性，可以用概率論和統(tǒng)計(jì)方法從幅值域和頻率域來(lái)描述脈動(dòng)壓力特性，本文采用FFT變換方法進(jìn)行分析。集中載荷處理方法如下：靜態(tài)試驗(yàn)時(shí)，將艙門固定某一開(kāi)度時(shí)的測(cè)量結(jié)果進(jìn)行平均得測(cè)點(diǎn)靜壓，艙門內(nèi)、外表面對(duì)應(yīng)測(cè)點(diǎn)的靜壓相減得到該點(diǎn)的壓力差，以測(cè)點(diǎn)位置為中心對(duì)艙門進(jìn)行網(wǎng)格劃分，面元內(nèi)壓力用其中心位置的壓力代替，壓力乘以面元面積即為各面元處的法向力，門軸中心為參考點(diǎn)，坐標(biāo)系采用右手系，進(jìn)行處理后即可得到艙門的氣動(dòng)力（矩），以單側(cè)艙門面積為參考面積；動(dòng)態(tài)試驗(yàn)時(shí)，將艙門內(nèi)、外對(duì)應(yīng)測(cè)點(diǎn)相同時(shí)刻的壓力值相減，并采用靜態(tài)試驗(yàn)時(shí)類似的氣動(dòng)力計(jì)算方法，得到動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力（矩）結(jié)果，再通過(guò)多點(diǎn)平均獲得較平滑的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力（矩）曲線，無(wú)量綱化時(shí)采用的參考面積與靜態(tài)試驗(yàn)相同。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果分析

圖3給了艙門開(kāi)啟角度δ＝90°時(shí)，艙門內(nèi)、外表面測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)（OSPL）分布情況，為了便于比較，圖中同時(shí)給出了彈艙底部的總聲壓級(jí)分布。圖中表明：X／L＞0.2以后，艙門內(nèi)外表面多數(shù)區(qū)域都屬于附著流，艙門內(nèi)、外表面縱向聲壓級(jí)分布波動(dòng)量明顯小于艙底聲壓級(jí)分布的波動(dòng)量；Z／W＝0.57、0.86時(shí)艙門前緣附近氣流分離較嚴(yán)重，氣動(dòng)噪聲較強(qiáng)，其峰值與艙底最大聲壓級(jí)相當(dāng)；總體來(lái)說(shuō)，相同Z／W下，艙門內(nèi)側(cè)測(cè)點(diǎn)的總聲壓級(jí)要大于艙門外側(cè)對(duì)應(yīng)測(cè)點(diǎn)，離艙門門軸越近氣動(dòng)噪聲越強(qiáng)，這表明艙內(nèi)氣動(dòng)噪聲在艙門表面附近依然有一定影響，但隨Z／W增大，該影響明顯減弱。

圖4 給出了艙門前、后緣附近（X／L＝0.07、0.93）測(cè)點(diǎn)的聲壓譜特性曲線，圖中同時(shí)給出了相近縱向位置艙內(nèi)測(cè)點(diǎn)的聲壓譜曲線。圖中表明，X／L＝0.07時(shí)，艙門內(nèi)外表面測(cè)點(diǎn)聲壓譜曲線分布特性與艙內(nèi)測(cè)點(diǎn)（X／L＝0.05）不同，艙門測(cè)點(diǎn)能量分布頻域較寬，能量隨頻率增大衰減較慢，而艙內(nèi)測(cè)點(diǎn)能量則集中在f＝0～2.5kHz范圍內(nèi)，且隨頻率增大能量衰減較快，另外，艙門內(nèi)側(cè)測(cè)點(diǎn)聲壓譜曲線上存在能量尖峰，其頻率與艙內(nèi)測(cè)點(diǎn)聲壓譜曲線上能量尖峰的對(duì)應(yīng)頻率一致，這表明彈艙流場(chǎng)引發(fā)的自持振蕩同樣會(huì)對(duì)艙門周圍的流場(chǎng)產(chǎn)生影響，因此在艙門結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和疲勞載荷計(jì)算時(shí)必須認(rèn)真考慮該問(wèn)題；X／L＝0.93時(shí)，艙門內(nèi)外表面測(cè)點(diǎn)聲壓譜曲線分布特性與艙內(nèi)測(cè)點(diǎn)（X／L＝0.93）相似，艙門內(nèi)側(cè)測(cè)點(diǎn)聲壓譜曲線上同樣存在有能量尖峰。

圖3 總聲壓級(jí)分布Fig.3 Distributions of overall sound pressure level

圖4 聲壓譜曲線Fig.4 Distributions of sound pressure spectra

圖5給出了艙門法向力系數(shù)隨艙門開(kāi)啟角度變化曲線，圖中表明，β＝0°時(shí)，CN隨δ增大先急劇增大后逐漸減小，造成這種現(xiàn)象的原因可能是：較小開(kāi)啟角度下，艙門對(duì)氣流有堵塞作用，大部分氣流將繞過(guò)艙門前緣向后流動(dòng)，艙門外側(cè)氣流加速，壓力較低，而此時(shí)從艙門內(nèi)側(cè)上方流經(jīng)彈艙的氣流較少，加之彈艙對(duì)其附近的氣流產(chǎn)生減緩作用，因此艙門內(nèi)表面附近氣流速度相對(duì)較低，壓力較高，艙門內(nèi)外表面的壓力差產(chǎn)生了有利于艙門開(kāi)啟的氣動(dòng)力，且在某一艙門開(kāi)度下，該氣動(dòng)力達(dá)到最大值，之后隨δ增大，從艙門內(nèi)側(cè)上方流經(jīng)彈艙的氣流增多，且艙門受彈艙流場(chǎng)干擾開(kāi)始減弱，艙門內(nèi)外壓力差逐漸減小，作用于艙門的氣動(dòng)力也隨之降低。圖中還表明，與β＝0°相比，β＝3°時(shí)，有利于艙門開(kāi)啟的氣動(dòng)力更明顯，δ＝30°～90°時(shí)，艙門氣動(dòng)力變化不明顯。造成這種現(xiàn)象的原因是：該試驗(yàn)條件下，β＞0°時(shí)，測(cè)試艙門內(nèi)側(cè)為迎風(fēng)面，內(nèi)側(cè)迎風(fēng)作用產(chǎn)生有利于艙門開(kāi)啟的氣動(dòng)力，且δ＝90°時(shí)來(lái)流在艙門法向上的速度分量最大，因此，與β＝0°的試驗(yàn)結(jié)果相比，該艙門開(kāi)度下的氣動(dòng)力增量最大。圖中還給出了β＝－3°時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果，與β＝0°相比，該側(cè)滑角下的氣動(dòng)力明顯減小，且減小量與β＝3°時(shí)的增量相當(dāng)。

圖5 艙門法向力系數(shù)曲線Fig.5 Normal force coefficient of weapon bay's door

2.2 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果分析

文中給出了四組St數(shù)下艙門開(kāi)啟過(guò)程和關(guān)閉過(guò)程的試驗(yàn)結(jié)果。

上式中T為艙門完成一次開(kāi)啟或關(guān)閉運(yùn)動(dòng)的時(shí)間，單位為s。

圖6給出了艙門開(kāi)啟過(guò)程中的法向力系數(shù)，為了便于比較，圖中同時(shí)給出了靜態(tài)試驗(yàn)下的結(jié)果。圖中表明，St數(shù)變化對(duì)艙門法向力系數(shù)影響明顯，隨St數(shù)減小，艙門法向力系數(shù)逐漸增大，且其增大的幅度有所減低，St＝0.0028時(shí)，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果與靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果接近，但量值上仍小于靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果。造成上述現(xiàn)象的原因是：相對(duì)靜態(tài)試驗(yàn)，艙門運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生附加氣動(dòng)載荷，艙門開(kāi)啟時(shí)，將產(chǎn)生與艙門運(yùn)動(dòng)方向相反的橫向流動(dòng)，該橫向流動(dòng)會(huì)產(chǎn)生與艙門運(yùn)動(dòng)方向相反的作用力，阻礙艙門的運(yùn)動(dòng)，一般來(lái)說(shuō)，該附加氣動(dòng)載荷與艙門運(yùn)動(dòng)速度以及來(lái)流速壓有關(guān)，艙門運(yùn)動(dòng)速度越快、來(lái)流速壓越高，該附加氣動(dòng)載荷越大；艙門開(kāi)啟產(chǎn)生的附加氣動(dòng)載荷與靜態(tài)試驗(yàn)時(shí)艙門產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷方向相反，故與靜態(tài)試驗(yàn)相比，艙門開(kāi)閉過(guò)程中的氣動(dòng)載荷偏小，St＝0.0106時(shí)，艙門開(kāi)啟過(guò)程中最大法向力系數(shù)僅為靜態(tài)試驗(yàn)時(shí)最大法向力系數(shù)的一半左右。

圖6 不同St數(shù)下的法向力系數(shù)Fig.6 Normal force coefficient at different St numbers

圖7給出了艙門關(guān)閉過(guò)程中的法向力系數(shù)。圖中表明，艙門關(guān)閉運(yùn)動(dòng)同樣可能產(chǎn)生較大的附加氣動(dòng)載荷，由于艙門關(guān)閉過(guò)程中產(chǎn)生的附加氣動(dòng)載荷方向與靜態(tài)試驗(yàn)的氣動(dòng)載荷方向相同，因此，理論上艙門關(guān)閉過(guò)程中的氣動(dòng)載荷比靜態(tài)試驗(yàn)要大，艙門快速關(guān)閉過(guò)程中（St＝0.0109）的最大法向力系數(shù)約比靜態(tài)試驗(yàn)時(shí)的最大法向力系數(shù)高出約20%；艙門關(guān)閉運(yùn)動(dòng)時(shí)，St變化引起的氣動(dòng)載荷變化沒(méi)有艙門開(kāi)啟過(guò)程明顯，圖中可以看出，St從0.0037減小為0.0028時(shí)，艙門氣動(dòng)載荷基本上沒(méi)有變化，此時(shí)，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果與靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果非常接近，由艙門關(guān)閉運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)載荷基本可以忽略。

圖7 不同St數(shù)下的法向力系數(shù)Fig.7 Normal force coefficient at different St numbers

3 結(jié)論

通過(guò)上述分析，得到以下結(jié)論：

（1）艙門前緣氣動(dòng)噪聲較強(qiáng)，彈艙流場(chǎng)引發(fā)的自持振蕩對(duì)艙門附近流場(chǎng)依然有影響，因此在進(jìn)行艙門結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和疲勞載荷計(jì)算時(shí)須充分考慮；

（2）艙門法向力隨艙門開(kāi)啟角度變化劇烈，δ≈30°時(shí)艙門法向力最大；

（3）艙門開(kāi)啟／關(guān)閉過(guò)程中的氣動(dòng)載荷隨St數(shù)變化明顯；艙門開(kāi)啟與關(guān)閉過(guò)程中的氣動(dòng)載荷存在顯著差異。

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