武器内埋式装载已成为新一代及未来飞行器武器装载的主流发展趋势。采用武器内埋式装载后，飞机飞行阻力明显降低，有利于实现超声速巡航，另外，飞机表面的尖锐、突出、缝隙、边缘等外形大大减小，有利于实现雷达隐身。但武器内埋式装载同时也引发了许多复杂的空气动力学问题，当高速气流流经弹舱时，可能引发流动分离、波/涡干扰、激波/剪切层干扰等一系列复杂流动现象[1, 2, 3]，上述现象可能导致武器在分离过程中发生非预期运动，从而降低其命中目标的概率，严重时甚至发生机/弹相互碰撞的危险。文献表明[4, 5, 6]，当弹舱流场类型为闭式或过渡式流动时，舱内沿纵向存在较大的压力梯度，武器从上述弹舱流场分离时将产生较大的抬头力矩，不利于武器安全分离；当弹舱流场类型为开式流动时，舱内压力梯度较小，有利于武器分离，但此时流动的非定常效应及声耦合将诱发产生自持振荡，弹舱内部及周围存在强烈的气动噪声，易导致电子设备失效或造成武器分离过程中做非常规运动，因此武器从该类弹舱流场分离时同样存在安全隐患。综上所述，必须采用一定的流动控制手段来改善内埋弹舱流场特性，从而提高机/弹分离安全性。
自F-111之后，美国空军所有采用武器内埋式装载的飞行器均在弹舱前缘安装了被动扰流装置进行流动控制，国外学者开展一些旨在改善内埋武器分离特性的被动流动控制措施研究，结果表明，在弹舱前缘进行流动控制最为有效[7, 8, 9]。近年来，一些学者开始将主动控制方法应用于内埋弹舱流场，并取得了一定的研究成果[10, 11, 12, 13]，但结合内埋武器分离特性所开展的主动流动控制方法研究相对较少。总体而言，国内外针对内埋武器分离特性方面的研究尚不全面，特别是流动控制方法研究方面还有待进一步深入。本文采用简化弹舱和武器模型，在亚、跨、超声速条件下对内埋武器分离特性及其改进方法进行了较为全面、系统的研究：首先对内埋武器与外挂武器的气动特性进行了比较，之后对内埋弹舱的主要特征参数——长深比(L/D)影响进行了研究，最后对主/被动流动控制效果进行了讨论。本文获得的试验结果，对于进一步深入开展该类问题研究指导意义。
1 试验设备和模型 1.1 风洞试验在中国空气动力研究与发展中心高速所FL-21风洞进行。风洞试验段入口截面为0.6m×0.6m，试验段长度为1.775m，马赫数范围为0.3～4.0，跨声速时试验段上下为开孔壁、两侧为实壁，超声速时试验段四壁均为实壁。 1.2 分流板/弹舱/武器模型
母机用分流板模拟，分流板长767mm，宽400mm，厚度为6mm，其前后缘均做了10°的倒角修形，分流板前缘粘贴粗糙带进行人工转捩，以保证气流在达到弹舱之前充分发展成湍流。弹舱用简化方腔模拟，弹舱长度(L)为267mm，宽度(W)为104mm，弹舱底板可在z向调节，从而实现弹舱深度(D)变化。
武器为细长体模型，全长232.2mm，等直段直径d为11.3mm，弹舱内可安放四枚该类型武器模型，如图 1，其中2#弹模型采用内式五分量天平进行气动力测量，天平测量不确定度为5‰。武器模型采用尾支撑方式，由交流伺服电机进行驱动实现武器模型在z向的运动，运动机构定位精度为0.01mm，Zs/d表示武器模型与弹舱的相对距离。计算气动力系数时，以武器模型等直段直径d为纵横向参考长度，以等直段面积s为参考面积。图 2为模型安装于风洞中的图片。
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| 图 1 研究模型简图(单位：mm)Fig. 1 Simple sketch of research model(unit: mm) |
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| 图 2 模型安装于风洞中的图片Fig. 2 Photo of testing model installed in wind tunnel |
本文采用的主/被动流动控制方法均在弹舱前缘进行，被动控制方法为在弹舱前缘安装立齿组，立齿高度为4.8mm，厚度为2mm，顶角为60°，立齿片通过与一个矩形块配合构成弹舱的前堵块，直接立于弹舱前缘；主动控制方法为在弹舱前缘引入射流，射流孔在弹舱前缘6mm处，共11个，射流孔直径为2.5mm，射流气源为高压氮气瓶，射流垂直自由来流方向，射流流量为27.3kg/h。流动控制器件简图如图 3。
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| 图 3 流动控制器件简图Fig. 3 Sketch of flow control devices |
当弹舱深度为0时，弹舱底板与分流板齐平(Plate)，在该条件下可近似模拟飞机腹部外挂武器分离，图 4给出了Ma=0.6时内埋武器与外挂武器的气动力比较，弹舱长深比L/D为9.0。
图 4表明，武器内埋装载时，分离初期(Zs/d＜2.0)法向力系数CN波动较大，武器外挂装载时，分离过程中CN曲线呈单调变化，Zs/d＞2.0之后，弹舱/分流板对武器模型影响逐渐减弱，随Zs/d增大两组曲线逐渐靠拢；俯仰力矩系数Cm曲线表明，采用内埋装载方式时，武器在离开弹舱约2倍弹径处将产生较大的抬头力矩，该现象可能导致武器在分离过程中与机体相撞，不利于武器安全分离，武器外挂装载时，Cm量值较小且单调变化，易于控制，有利于实现机/弹安全分离；侧向力系数CC曲线与滚转力矩系数Cl曲线相似，在Zs/d＜2.0分离区域内，内埋武器的CC、Cl会产生小量波动，这主要是弹舱流场存在三维效应的原因造成的，Zs/d＞2.0之后，内埋武器与外挂武器的CC、Cl接近；偏航力矩系数Cn曲线表明内埋武器在分离初期将产生较大的偏航力矩，造成上述现象的原因是，在弹舱前缘附近，气流向舱内扩张，在弹舱侧向产生向舱内流动的横流，而弹舱后缘附近气流向舱外溢出产生向舱外流动的横流，两者产生的气动力方向相反从而产生偏航力矩。该偏航力矩可能导致武器在分离过程与弹舱侧壁或舱门发生干涉，不利于机/弹安全分离，而外挂武器分离过程中偏航力矩较小且单调变化，这对武器安全分离有利。
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| 图 4 内埋/外挂武器气动力特性比较(Ma=0.6)Fig. 4 Comparison of internal and external weapons’ aerodynamic characteristics (Ma=0.6) |
Ma=0.9时的结果与Ma=0.6时的情况类似，文中不再赘述。总体来说，与外挂武器相比，内埋武器分离过程中的气动力特性更复杂，在初始分离过程中易出现气动力波动，存在机/弹分离安全隐患。 2.2 长深比影响
弹舱长深比L/D是影响弹舱流场特性最主要的参数，内埋武器分离特性与弹舱流场密切相关，本节研究了L/D变化对内埋武器分离特性的影响。
图 5给出了亚声速(Ma=0.6)时的试验结果。CN及Cm曲线表明，随L/D增大，曲线波动逐渐增大，且最大俯仰力矩系数明显增加，造成上述现象的原因是，随L/D增大，弹舱流场类型逐渐向闭式流动转变，舱内压力梯度逐渐升高。CC及Cl曲线表明，随L/D增大，曲线波动有所降低，造成这种现象的原因是，武器侧向力以及滚转力矩的产生主要源自弹舱前后端与自由来流垂直方向的横流作用，且弹舱前后端横流作用产生CC及Cl方向相反，L/D较小时，弹舱前缘附近气流分离不明显，CC及Cl主要由弹舱后端横流作用而产生，随L/D增大，弹舱前缘气流分离加剧，部分抵消了弹舱后端横流产生的CC及Cl；而对于Cn曲线，弹舱前后端横流作用产生的效果一致，因此，随L/D增大，Cn曲线波动增加。
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| 图 5 L/D变化对内埋武器气动力特性影响(Ma=0.6)Fig. 5 Effect of L/D on internal weapon aerodynamic characteristics (Ma=0.6) |
Ma=0.9时的试验结果与Ma=0.6时的情况相似，文中未做叙述。图 6给出了超声速(Ma=1.5)时的试验结果。图中表明，与亚、跨声速相比，超声速时，L/D变化对内埋武器纵向气动力特性影响减弱，这主要是因为，Ma=1.5时，三种不同长深比的弹舱流场类型均为开式流动[14]，舱内压力梯度差异较小，此时，内埋武器横、航向气动特性差异主要源自弹舱后端横流作用效果不同。
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| 图 6 L/D变化对内埋武器气动力特性影响(Ma=1.5)Fig. 6 Effect of L/D on internal weapon aerodynamic characteristics (Ma=1.5) |
综上所述，长深比变化对内埋武器气动力特性影响明显，随L/D增大，最大俯仰力矩系数明显增加，另外，L/D增大使弹舱前、后端横流作用明显，从而导致武器横航向气动特性发生变化。
2.3 被动控制方法研究图 7给出了L/D=8、Ma=0.6试验条件下，在弹舱前缘安装立齿进行被动控制对内埋武器气动特性影响。
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| 图 7 被动控制对内埋武器气动力特性影响(Ma=0.6)Fig. 7 Effect of passive control on internal weapon aerodynamic characteristics (Ma=0.6) |
图 7表明，流动控制后，CN及Cm曲线波动明显降低，且呈单调变化，最大俯仰力矩系数降低近1/2，上述现象有利于武器安全分离；侧向力系数CC曲线显示，添加前缘立齿后，从舱内到离开弹舱约6倍弹径区域内，武器模型产生了一个较大的正向侧向力；武器模型偏航力矩特性改善明显，基准状态下，Zs/d＜5.0分离区域内，武器模型产生负向偏航力矩，且曲线波动较大，偏航力矩系数最小值约为-2.8，添加立齿进行流动控制后，曲线仅在Zs/d＜2.5的分离区域内波动且波动幅度明显减弱，该条件下，偏航力矩系数最大值约为1.7；Cl曲线显示，在Zs/d＜1.0的分离区域内，采用流动控制后，武器模型产生了较明显的负向滚转力矩。造成上述现象的原因可能是：添加前缘立齿后，弹舱前缘边界层厚度增大，同时立齿还对来流产生“抬升”作用，此时舱内纵向压力分布将产生明显变化，弹舱流场类型近似于开式流动，由于立齿对气流的“抬升”和“掺混”作用，将导致弹舱内、外气流分界不再明显，沿法向存在一个较宽过渡区域，弹舱流场逐渐向外流场过渡，因此，武器模型纵向气动特性也呈缓慢变化的趋势；沿横向，在弹舱前端，立齿对气流产生阻碍作用，气流将绕过立齿向舱外流动，该横流还将带动气流沿弹舱侧壁向舱外流动，从而产生另一方向上的横流，在弹舱后端，横向气流与弹舱前端流动方向恰恰相反，弹舱后端的横向气流强度比弹舱前端要弱的多，基准状态下，弹舱前后端横流作用与采用立齿进行流动控制时相比要弱，且效果相反，故出舱段武器模型横航向气动特性产生明显变化。
图 8给出了Ma=1.5时的试验结果。图中表明，与亚声速试验结果相比，该马赫数下前缘立齿的对内埋武器纵向气动力(矩)系数影响明显减弱，最大俯仰力矩系数降低约20%，这主要是因为该马赫数下基准弹舱流场为开式流动，此时流动控制对舱内压力梯度降低效果不明显；采用流动控制后武器分离初期CC曲线波动明显减弱，这主要是因为边界层被抬高后弹舱后端的横流作用受到了抑制。通过与Ma=0.6时的试验结果综合比较可发现，基准状态下CC、Cl以及Cn曲线随马赫数变化均较明显，而采用流动控制后，上述曲线对马赫数的敏感度明显降低。
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| 图 8 被动控制对内埋武器气动力特性影响(Ma=1.5)Fig. 8 Effect of passive control on internal weapon aerodynamic characteristics (Ma=1.5) |
图 9给出了L/D=8、Ma=1.5试验条件下，采用前缘射流进行流动控制对内埋武器气动力(矩)特性影响，前文均是弹舱内有四枚武器模型的试验结果，本节给出是舱内仅有一枚武器模型的试验结果。图中表明：采用前缘射流进行流动控制后，CN及Cm曲线变化均更平缓，初离弹舱的附近区域内，武器模型产生的抬头力矩显著降低，Zs/d≈0位置处武器模型俯仰力矩系数降低约45%，CC、Cn曲线波动也一定程度降低。造成上述现象的原因可能是，前缘射流将产生垂直来流方向的速度，两者合成后形成一股斜向外的气流，为改变气流方向，在弹舱前缘将产生一道斜激波[13]，武器模型离开弹舱的一段区域内，该激波打在弹头上表面，产生低头力矩，另外，该斜激波还削弱了武器模型头部激波与弹舱流场剪切层的相互干扰，从而降低了出舱段武器模型法向力及俯仰力矩的波动；该流动控制措施同样增大弹舱前缘边界层厚度，从而使舱内纵向压力梯度有一定程度降低[15]，另外边界层厚度增加还有利于减弱弹舱后端三维效应，从而使武器模型横航向气动特性得到改善。
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| 图 9 主动控制对内埋武器气动力特性影响(L/D=8)Fig. 9 Effect of active control on internal weapon aerodynamic characteristics (L/D=8) |
图 10给出了L/D=9.0时的试验结果。图中表明，该条件下，采用前缘射流进行主动控制同样能有效降低武器分离过程中气动力(矩)波动。
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| 图 10 主动控制对内埋武器气动力特性影响(L/D=9)Fig. 10 Effect of active control on internal weapon aerodynamic characteristics (L/D=9) |
(1) 与外挂武器相比，内埋武器分离过程中的气动力特性更为复杂，在分离初期容易出现气动力(矩)波动，存在机/弹安全分离安全隐患；
(2) 长深比变化对内埋武器气动力特性影响明显，随L/D增大，最大俯仰力矩系数明显增加，且弹舱前后的横流作用加剧；
(3) 采用前缘立齿进行被动控制能有效降低武器分离初期的俯仰力矩，且能降低内埋武器横航向特性对马赫数变化的敏感度；
(4) 采用前缘射流进行主动控制能有效降低武器分离过程中气动力(矩)波动，从而提高机/弹分离安全性。
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