高速風(fēng)洞投放試驗彈射機(jī)構(gòu)及試驗研究

王 帥，董金剛，張晨凱，趙星宇，謝 峰

中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074

0 引 言

為了應(yīng)對日趨強(qiáng)大的電子雷達(dá)系統(tǒng)和防空導(dǎo)彈的威脅，新一代戰(zhàn)斗機(jī)必須具備良好的隱身性能，以提高突防能力和生存能力。目前世界上已研制成功的第四代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)雖然在氣動布局、戰(zhàn)技指標(biāo)等方面存在較大差異，但都一致采用了內(nèi)埋式武器裝載方式。內(nèi)埋式武器裝載可以降低飛機(jī)阻力，更重要的是可以大大減少飛機(jī)表面的尖角、凸起、縫隙、邊緣等外形，提升戰(zhàn)機(jī)的隱身性能[1-7]。

內(nèi)埋武器投放風(fēng)洞試驗主要用于模擬載彈模型從彈艙彈射分離后的自由飛行軌跡，以實現(xiàn)對載彈模型分離時的安全性、干擾特性和運動特性的研究。為了提高投放試驗的準(zhǔn)確性，載彈模型分離參數(shù)（模型投放初線速度和初角速度）必須準(zhǔn)確，這就對彈射機(jī)構(gòu)提出了較高的設(shè)計要求[8-9]。目前，彈射機(jī)構(gòu)所使用的動力源主要為彈簧和氣缸。彈簧簡便易行，但準(zhǔn)確性較差，且存在滯后效應(yīng)。采用氣缸作為動力源，可以建立彈射速度和氣源壓力之間的關(guān)系，可重復(fù)性強(qiáng)，準(zhǔn)確性高，在彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計中運用廣泛。

中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD-12 風(fēng)洞在流場建立過程中沖擊載荷較大，彈射機(jī)構(gòu)需提供足夠的夾緊力，以防止載彈模型被沖擊掉落；開始投放時，彈射機(jī)構(gòu)需迅速解鎖，使載彈模型和彈射機(jī)構(gòu)迅速分離。此外，為了不破壞載機(jī)模型的氣動外形，彈射機(jī)構(gòu)應(yīng)盡可能置于載機(jī)模型內(nèi)部，尺寸不宜過大。

本文根據(jù)內(nèi)埋武器高速風(fēng)洞投放試驗的需求，對載彈模型開展設(shè)計，基于模型與實物的動力相似設(shè)計要求，確定模型的幾何外形、重量、重心以及慣性矩；設(shè)計了一套新型雙氣缸彈射機(jī)構(gòu)，進(jìn)行了運動學(xué)和動力學(xué)仿真，并開展了風(fēng)洞驗證試驗。

1 模型設(shè)計

載彈模型為先進(jìn)空空導(dǎo)彈AIM-120C 的簡化模型，長徑比為20。模型設(shè)計為金屬外殼加配重的形式：以黃銅制作模型外殼，防止模型投放時損壞洞壁；使用鎢銅合金作為配重，調(diào)節(jié)模型的重量、質(zhì)心和慣性矩。以掛鉤連接模型和彈射架，實現(xiàn)試驗過程中的鎖緊與解鎖。設(shè)計加工的模型的重心偏差、重量偏差均在1%以內(nèi)，與設(shè)計要求相符。

2 彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計

彈射機(jī)構(gòu)如圖1所示。彈射機(jī)構(gòu)由2 個氣缸驅(qū)動，通過調(diào)節(jié)平均氣壓來調(diào)節(jié)彈射初線速度，調(diào)節(jié)前后氣缸的氣壓差實現(xiàn)預(yù)設(shè)的初角速度。氣缸桿下端連接彈射架，彈射架與載彈模型接觸的位置采用仿形設(shè)計，其內(nèi)部有鎖緊機(jī)構(gòu)。彈射機(jī)構(gòu)可對載彈模型的彈射初角度進(jìn)行調(diào)節(jié)。

圖1 彈射機(jī)構(gòu)模型示意圖Fig.1 Diagram of ejection mechanism model

彈射機(jī)構(gòu)整體尺寸較小，可放置于載機(jī)模型內(nèi)部，不需考慮其氣動布局。載彈模型初始位置位于模型內(nèi)部，在風(fēng)洞開車時所受沖擊載荷較小，以掛鉤與氣缸形成機(jī)械鎖緊完全可以滿足要求。彈射機(jī)構(gòu)的氣缸上下分別有調(diào)節(jié)螺釘，上調(diào)節(jié)螺釘用于調(diào)節(jié)氣缸行程，下調(diào)節(jié)螺釘用于調(diào)節(jié)彈射初角度。

彈射機(jī)構(gòu)選用雙作用氣缸。當(dāng)氣缸工作在回程狀態(tài)時，模型裝載于彈射架中，利用氣缸回程力鎖緊；當(dāng)進(jìn)行彈射時，活塞桿在氣壓推動下向下運動，解鎖機(jī)構(gòu)同步作動，同時實現(xiàn)解鎖與彈射。

3 彈射機(jī)構(gòu)仿真

3.1 彈射過程數(shù)學(xué)模型

將彈射過程作如下假設(shè)：氣缸腔室內(nèi)的氣體與外界無熱交換；氣源壓力恒定，氣源溫度為環(huán)境溫度；氣缸腔室內(nèi)的氣體熱力過程為準(zhǔn)靜態(tài)過程；氣缸的內(nèi)外泄漏均忽略不計[10-15]。

基于以上假設(shè)，建立如下方程：

1）氣缸無桿腔內(nèi)壓力方程

其中：p1和V1分別為氣缸無桿腔壓力和容積；qm1為儲氣罐排出的質(zhì)量流量；u和D分別為活塞運動速度和活塞位置；Vd1為氣缸無桿腔的死區(qū)體積；A1為氣缸無桿腔活塞有效面積；T為室溫；R為氣體常數(shù)。

2）氣缸有桿腔內(nèi)壓力方程

其中：p2和V2分別為氣缸有桿腔壓力和容積；qm2為氣缸有桿腔排出大氣的質(zhì)量流量；Vd2為氣缸有桿腔的死區(qū)體積；A2為氣缸有桿腔活塞有效面積；L為氣缸行程。

3）儲氣罐與無桿腔流量方程

其中：ps為輸入氣壓；Q1為儲氣罐排出的質(zhì)量流量；Av1為氣缸輸入口到氣缸無桿腔節(jié)流口的有效面積；k為絕熱系數(shù)。

4）有桿腔與大氣相連的流量方程

其中：p0為大氣壓；Av2為有桿腔與大氣相連的節(jié)流口有效面積；Q2為有桿腔排入大氣的質(zhì)量流量。

5）活塞驅(qū)動力方程

其中，F(xiàn)為活塞驅(qū)動力，F(xiàn)u為活塞的摩擦力。

根據(jù)以上方程組求解活塞驅(qū)動力（前后氣缸壓力分別為1.0 MPa 和0.9 MPa），結(jié)果如圖2所示。

圖2 活塞驅(qū)動力仿真結(jié)果圖Fig.2 Simulation results of piston driving force

3.2 彈射機(jī)構(gòu)建模

將彈射機(jī)構(gòu)三維模型導(dǎo)入仿真軟件進(jìn)行建模。理論上，設(shè)計的彈射機(jī)構(gòu)的自由度并非嚴(yán)格確定，在建模過程中，除使用運動副與驅(qū)動命令外，在不確定約束的位置添加接觸命令。建模結(jié)果如圖3所示。將活塞驅(qū)動力仿真結(jié)果導(dǎo)入，仿真過程如圖4所示。根據(jù)仿真結(jié)果，可以得出載彈模型質(zhì)心的速度與角速度，如圖5所示?？梢钥吹剑昂髿飧讐毫Ψ謩e為1.0 MPa 和0.9 MPa 時，載彈模型分離后的初速度可以達(dá)到7.80 m/s，分離后的初角速度為5.0 (°)/s。試驗中可通過調(diào)節(jié)前后氣缸的氣壓差來達(dá)到不同的彈射初角速度。在實際試驗中，使用同樣的氣壓進(jìn)行試驗，由于理論摩擦力與實際摩擦力等存在差異，彈射初速度略有降低。

圖3 彈射機(jī)構(gòu)仿真建模圖Fig.3 Simulation modeling diagram of ejection mechanism

圖4 彈射機(jī)構(gòu)仿真圖Fig.4 Simulation diagram of ejection mechanism

圖5 彈射機(jī)構(gòu)仿真結(jié)果圖Fig.5 Simulation results of ejection mechanism

4 投放試驗控制系統(tǒng)

4.1 風(fēng)洞及試驗設(shè)備

在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-12 風(fēng)洞中進(jìn)行試驗。FD-12 風(fēng)洞是一座亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗段橫截面尺寸為1.2 m×1.2 m，可通過更換噴管箱來改變試驗馬赫數(shù)（Ma=0.4～4.0）。風(fēng)洞雷諾數(shù)范圍為1.2×107～7.9×107m?1。為提高FD-12 風(fēng)洞流場品質(zhì)及特種試驗?zāi)芰Γ瑢ｉT設(shè)計了一個特種試驗段。特種試驗段具有流場品質(zhì)高、開放性和兼容性強(qiáng)以及運行效率高等特點。試驗段長度為3.8 m。側(cè)壁面有一對觀察窗，直徑為800 mm，可提供更大的試驗觀察范圍。風(fēng)洞配備測控系統(tǒng)，可直接提供試驗的氣流參數(shù)。

試驗采用高速相機(jī)作為記錄設(shè)備，分辨率為1024 像素×1024 像素，最高幀數(shù)可達(dá)12800 幀/s，滿足試驗要求。使用200 W 的LED 光源作為試驗背景照明，照明效果良好。高速相機(jī)和光源如圖6和7所示。

圖6 高速相機(jī)安裝圖Fig.6 Installation diagram of high-speed camera

圖7 200 W 的LED 光源安裝圖Fig.7 Installation diagram of 200 W LED

本次內(nèi)埋武器高速風(fēng)洞投放試驗的載機(jī)模型采用類似F-22 戰(zhàn)斗機(jī)的氣動外形，以背支撐與風(fēng)洞支桿連接。載機(jī)與彈射機(jī)構(gòu)在風(fēng)洞中的安裝如圖8所示。

圖8 載機(jī)安裝Fig.8 Installation diagram of model plane

4.2 彈射機(jī)構(gòu)伺服控制

彈射機(jī)構(gòu)的伺服控制系統(tǒng)由PLC 可編程邏輯控制器、3 個電氣比例伺服閥、3 個快速電磁閥、4 個兩通電磁閥及一些氣動元件組成，如圖9所示。

圖9 彈射機(jī)構(gòu)伺服控制系統(tǒng)Fig.9 Servo control system of ejection mechanism

圖中黑色箭頭線表示PLC 控制流向，藍(lán)色箭頭線表示高壓氣流向。將兩通電磁閥1 和4 布置于駐室內(nèi)靠近氣缸端，另外2 個兩通電磁閥布置于風(fēng)洞試驗段外部，可以使氣路充分地充氣，實現(xiàn)高效的氣壓傳遞。彈射機(jī)構(gòu)的控制過程如下：

1）裝載投放物時，以PLC 調(diào)節(jié)電氣比例伺服閥2 的氣壓，并使快速電磁閥2 動作，然后控制兩通電磁閥2 和3 動作，使投放物被裝載。

2）控制PLC 增大電氣比例伺服閥2 的氣壓，使投放物被夾緊。

3）試驗開始前，控制PLC 調(diào)節(jié)電氣比例伺服閥1 和3 的壓力，使其達(dá)到彈射所需壓力，然后進(jìn)行試驗。

4）打開快速電磁閥1 和3，待氣路中充分充氣后，關(guān)閉快速電磁閥2，并將兩通電磁閥2 和3 換向，卸去夾緊壓力；適當(dāng)延遲后，打開兩通電磁閥1 和4，使前后氣缸動作，彈出投放物；同時，PLC 輸出高電平觸發(fā)高速相機(jī)啟動，同步錄制。

5）試驗結(jié)束后，控制PLC 將快速電磁閥1 和3關(guān)閉，然后將兩通電磁閥1 和4 換向，放出高壓氣，完成試驗。

4.3 試驗結(jié)果

在Ma=1.5 工況下開展了多次試驗，其中一次試驗狀態(tài)要求載彈模型彈射初速度為5.80 m/s，彈射初角速度為0 (°)/s，在此狀態(tài)下，前后氣缸壓力分別為1.0 和0.9 MPa，試驗結(jié)果如圖10所示。模型彈出后，以零初始角速度下落，之后在氣動力作用下抬頭，朝向載機(jī)模型運動，且?guī)в休^大的側(cè)滑角和迎角，最后從載機(jī)模型平尾下方掠過，判斷其處于不安全分離狀態(tài)。經(jīng)標(biāo)定，模型彈出后的初速度為5.68 m/s，初角速度為54.8 (°)/s，與試驗要求存在一定差距，其原因主要是彈射機(jī)構(gòu)加工存在誤差、實際摩擦力較大，且前后氣缸實際摩擦力有差異。換算到真實飛行狀態(tài)下，彈射速度與試驗狀態(tài)差值約為0.12 m/s，彈射角速度與試驗狀態(tài)差值約為2.74 (°)/s，處于可接受范圍內(nèi)。

圖10 前后氣缸壓力為1.0 MPa 和0.9 MPa 的試驗結(jié)果Fig.10 Test results for cylinder pressures of 1.0 MPa and 0.9 MPa

模型彈出后的運動軌跡及姿態(tài)（縱向位移y和迎角α）隨時間的變化如圖11所示。載彈模型在氣動力作用下抬頭運動后，帶有較大的側(cè)滑角和迎角，會導(dǎo)致標(biāo)定不準(zhǔn)確，因此姿態(tài)圖僅截取至0.03 s。載彈縱向位移最大約為122 mm，低頭迎角最大為1°。

圖11 彈射姿態(tài)結(jié)果圖Fig.11 Diagram of model attitude

5 結(jié) 論

1）本彈射機(jī)構(gòu)可完全安裝于載機(jī)模型內(nèi)部，減少了對載機(jī)模型氣動外形的破壞。

2）在風(fēng)洞試驗中，當(dāng)前后氣缸壓力不超過1.0 MPa時，載彈模型彈射速度達(dá)到了5.68 m/s，且實際彈射過程的模型初始姿態(tài)與試驗狀態(tài)要求相近，驗證了彈射機(jī)構(gòu)運動仿真的合理性。

3）彈射機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)以PLC 作為控制器，可以滿足試驗要求，實現(xiàn)試驗過程的自動化控制。

4）當(dāng)載彈模型以初速度5.68 m/s、初角速度54.8 (°)/s投放分離時，模型先低頭后抬頭，縱向位移先增大后減小，最終從載機(jī)模型平尾下方掠過，處于不安全分離狀態(tài)。

此外，試驗中還發(fā)現(xiàn)一些問題：

1）以PLC 作為控制器，可以較為方便地實現(xiàn)控制過程，但在較小的時間延遲下控制不準(zhǔn)確。

2）彈射機(jī)構(gòu)進(jìn)行大角速度彈射時具有明顯優(yōu)勢，但小角速度彈射時角速度模擬不夠準(zhǔn)確。

3）風(fēng)洞試驗時的初始狀態(tài)與地面標(biāo)定狀態(tài)之間還存在一些誤差，提高試驗裝置的可靠性與重復(fù)性是后續(xù)研究的重點。