2. 中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 621000
2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China
超声速巡航和隐身是新一代战斗机追求的目标，为了实现上述目标，其在布局上均采用了武器内埋式装载方式。武器内埋装载引发了许多空气动力学问题，如流动分离、剪切层流动、激波/旋涡干扰等[1, 2, 3]。国外从20世纪50年代就开始了对弹舱流场的研究，研究主要集中在弹舱流动机理及流场类型划分[4, 5, 6]、弹舱流场气动噪声自持振荡机制[7, 8, 9]、内埋武器分离特性[10, 11, 12]以及旨在改善弹舱流场特性的主/被动流动控制方法研究[13, 14, 15, 16]等。国内在该方面的研究起步较晚，手段多以数值模拟为主[17, 18, 19, 20]，研究模型主要为简化弹舱模型。
为了充分发挥内埋式装载的优点，在内埋武器发射前后，都必须采用舱门将内埋武器舱进行遮盖。战斗机武器舱门甚至需要在全飞行包线范围内具备快速开闭的能力，在高速飞行状态下，舱门运动会引起弹舱流场发生剧烈变化，而流场的剧烈变化又会对舱门运动机构及舱门结构产生影响，严重时将导致舱门运动器械失效或舱门结构破坏。目前，针对舱门气动载荷及其影响方面的研究较少[21, 22]，且基本是以静态模拟开展的，为较真实地获取舱门开闭动态载荷特性，需发展和建立相应的风洞试验技术。
本文分析了舱门开闭动态试验风洞模拟准则，研制了相关运动机构及装置，发展了舱门开闭动态试验测试技术与数据处理方法，获得了舱门运动特性及动态载荷特性，为开展相关型号舱门开闭动态试验打下良好基础。 1 试验模拟准则分析
要做到对飞行器机动飞行条件下内埋武器舱舱门运动过程中动态特性的真实模拟，风洞试验必须要满足试验模型和真实飞行器的流动和运动相似，以及试验模型舱门和真实舱门的运动相似。但在现有的条件下，要完全满足这些相似准则非常困难，因此目前在研究内埋武器舱舱门开闭动态特性时，通常采用简化模型，只模拟武器舱一个部件而不考虑整个飞行器，这样处理后飞行器本身的运动相似就不用考虑，只需考虑武器舱舱门的运动相似和周围绕流的流场相似。由于舱门开闭运动属于有动力条件下的定轨迹运动，因此舱门的运动相似条件就需要满足试验模型和真实舱门的斯特劳哈尔数(St)相等以及运动的起始和终止角度相等，而在高速风洞中实现舱门周围流场相似，则需在满足试验模型和真实舱门的斯特劳哈尔数相等的基础上还需满足Ma、Re以及比热比γ相等。
在高速风洞中开展试验，比热比γ相似条件一般是满足的，但Ma与Re同时满足则十分困难，由于风洞试验模型的特征尺寸比实物小若干倍，若在来流温度及密度保持不变的情况下保证Re相等，就要求风洞中的来流速度V∞比真实来流的速度V∞要大同样的倍数，这就破坏了Ma相等的相似准则，而Ma是高速风洞试验通常首先必须要保证的一个相似准则，舱门开闭动态试验也不例外，Re通常只有在粘性起主要作用时才需对其进行完全模拟。
通过上述分析，本文认为，在高速风洞中开展舱门开闭动态试验必须基于部分相似(条件相似)进行，舱门开闭动态试验风洞模拟的相似准则为：
(1) 满足舱门外形几何相似；
(2) 舱门起始/终止角度相等：
(3) 3个相似参数相等：
式中：LD表示舱门长度；ΔT表示舱门完成1次开启或关闭动作的作用时间；V∞表示来流速度。 2 试验模拟方法研究
在高速风洞中建立内埋武器舱舱门开闭动态试验技术需解决3个关键问题: (1) 如何得到按预定规律变化的非定常流场和模型姿态；(2) 如何准确记录舱门运动及非定常流场数据；(3) 如何正确处理试验数据。 2.1 试验风洞
研究基于中国空气动力研究与发展中心高速所FL-23风洞开展，该风洞为直流暂冲式亚、跨、超三声速风洞，试验段横截面尺寸为0.6m×0.6m，试验段长度为2.5m，跨声速时上下壁是60°斜孔壁，开孔率为4.3%，左右为实壁；超声速时，四壁均为实壁。风洞试验Ma范围为0.4～4.5。试验段左右壁的光学观察窗可整体取下，从而形成一个尺寸为1.014m×0.54m矩形安装平台，本研究即利用该平台安装研究模型。 2.2 模型及运动控制系统
战斗机舱门长度可达4~5m，为了在空中格斗中占据先机，要求舱门可在1~2s左右完成开启或关闭动作[23]。若模型缩比为1∶10左右，为保证St数与真实飞行条件接近，则要求缩比模型在0.1~0.2s左右完成开启或关闭动作，这是模型及运动机构设计需解决的关键技术。 2.2.1 模型设计
弹舱模型安装于风洞试验段侧壁上，其长度(L)为325mm，单侧弹舱宽度(W)为70.5mm，深度(D)为50mm，即弹舱长深比(L/D)为6.5。舱门简化成平板，在门轴处舱门外形采用椭圆方程曲线进行过渡，舱门门轴周边进行相应处理，以保证舱门开闭过程中部件间不产生干涉，舱门完全闭合状态下与周围平面齐平，此时舱门开启角定义为零度，舱门完全打开时的角度为126°，舱门厚度为6mm。模型安装于风洞中的照片如图 1所示。
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| 图 1 试验模型图片 Fig 1 Photo of testing models |
测点主要分布在下侧弹舱，沿弹舱底部中轴线上分布有12个测点，下侧舱门上布置有42个脉动压力测点，测点在舱门内外表面对称分布，测点分布情况如图 2所示。
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| 图 2 舱门测点分布图 Fig 2 Distribution of measurement points on door |
2.2.2 气缸驱动运动机构
采用 差动双叶结构将气缸—连杆机构的动力转化为舱门旋转运动所需的驱动力，如图 3所示，舱门与门轴后方耳片之间的夹角为126°，耳片隐藏于平板下方的风洞驻室内，通过活塞伸缩运动带动舱门开闭运动。
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| 图 3 气缸驱动方案示意图 Fig 3 Sketch of cylinder driven scheme |
气缸行程为80mm，内径Φ40mm，压力为15MPa时气缸的安全系数为10。通过三维建模模拟了机构的运动过程，结果表明，该四连杆机构设计合理，运动中不存在死点，系统工作正常。利用0.2～1.0MPa高压氮气作为驱动气缸活塞运动的气源。开关舱门的两条气路各由一个电磁阀进行控制，通过电磁阀开关气路对气缸两端分别加压，实现双侧舱门同时开闭；通过气路切换，将要求保持静止的舱门所对应的气缸单端加压，实现单侧舱门开闭；通过调节减压阀改变驱动压力以改变舱门的开启和闭合速度。 2.2.3 电机驱动运动机构
舱门后端的门轴上设计有齿轮，该齿轮与安装在驻室内的齿轮组相配合，由计算机控制两台伺服电机运转，从而带动舱门开闭运动。该机构结构示意图如图 4所示。
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| 图 4 电机驱动方案示意图 Fig 4 Sketch of motor driven scheme |
选用松下MINAS-A4系列高性能交流伺服驱动系统。该伺服系统具有高达1kHz的速度响应频率，可实现电机运转的高速化，伺服电机标准对应全闭环控制并具备自动调谐功能，配备2500P/R增量编码器。自行开发了运动控制系统软件，参数设置包括选择舱门控制方案(双舱门同步、单舱门运动、舱门定角度阶梯运动等)、设置舱门开闭全程的角度及对应的控制脉冲数、设置舱门动作的间隔时间等功能。控制主界面包括现场信息、试验信息、参数校对、运行信息、脉冲板信息和操作区等6大部分。 2.3 测试系统 2.3.1 舱门开启角度测量
舱门开启角度采用旋转绝对式编码器进行测量，编码器的旋转轴通过联轴节以及两级传动齿轮与舱门门轴相连，从而保证编码器旋转轴与舱门门轴同步运动，编码器的旋转轴与舱门旋转轴的传动比为1，编码器反馈信号经分压电路变压处理后与脉动压力信号同步采集，从而保证试验数据时间上的一致性。
编码器采用宜科公司生产的标准轴型绝对单圈编码器，该编码器适合用于工业环境，具有良好的抗机械损伤性能，能够承受较高的轴向和径向负载，其分辨率为13位，对应的角度测量精度为0.044°。 2.3.2 动态载荷测量
舱内脉动压力使用德国Endevco公司生产的8514-20型压阻式传感器进行测量，其量程为20PSI，固有频率为180kHz，名义灵敏度为2.18×10-3mV/Pa。由于舱门较薄，传感器安装以及线路布置等空间有限，因此需选用尺寸较小的传感器。最终确定选用美国Kulite公司生产的LE-062型绝对式传感器，该传感器具有较小的外形尺寸，厚度仅为0.76mm，出口直径仅为1.6mm，量程为10PSI，固有频率为175kHz，名义灵敏度为1.45×10-3mV/Pa。
脉动压力数据采用奥地利DEWETRON数据采集系统进行采集，系统采样率设置为20kHz。 2.4 数据处理方法研究
舱门开闭动态试验过程中，脉动压力数据属于非平稳信号，不具有统计平均量，因此不能用传统的脉动压力数据处理方法进行处理，需分析该动态信号的自身特点，发展合适的数据处理方法。
内埋弹舱流场动态信号具有频带宽、单频峰值分量多、噪声干扰严重等特点。针对某典型非平稳仿真信号，选用STFT、WT、WVD、SPWVD 4种时频分析方法对其进行计算，计算得到的时频分布如图 5所示。
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| 图 5 不同时频分析方法处理结果 Fig 5 Results of different time-frequency methods |
图 5表明，尽管4种时频分析方法均能反映仿真信号的能量密度的时域及频域分布，但其计算效果却不太一样。表 1根据实际应用中对时频分析比较关心的4个方面进行了比较。
| 分析方法 | 时频聚集性 | 交叉干扰 | 边缘特性 | 计算耗时 |
| STFT | 差 | 无 | 较好 | 短 |
| WT | 较好 | 无 | 差 | 很长 |
| WVD | 好 | 严重 | 差 | 短 |
| SPWVD | 较好 | 无 | 好 | 短 |
总体上讲，SPWVD虽然各单项特性不是最突出的，但没有明显的缺点，其余3种方法虽有单项突出优势，但存在明显的缺点，从而限制了其应用。从图 5(d)可以看出，采用SPWVD时频分析方法进行计算能够清晰地反映仿真信号的时频特性，故以SPWVD时频分析方法对舱门开闭动态试验数据进行处理是一个较好的选择，研制了数据处理软件，实现了数据的批量处理。 3 研究结果 3.1 舱门运动特性 3.1.1 气缸驱动
图 6给出了Ma=0.6，驱动压力分别为0.2、0.3以及0.5MPa时的试验结果。图中表明，采用气缸驱动可实现舱门快速开闭运动，舱门开启与关闭最短作用时间约为0.1s；通过改变驱动压力可实现舱门开启/关闭作用时间变化，但其变化范围有限；舱门开启 过程曲线表明，随驱动压力增大，曲线线性增强，而舱门关闭过程曲线则表明，随驱动压力增大，舱门运动初期速度变化较剧烈。其它Ma数下的舱门运动曲线特性与Ma=0.6时相似，文中不再给出。
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| 图 6 舱门运动特性曲线 Fig 6 Characteristic curves of weapons bay’s door movement |
以4种不同速度控制率实现了舱门开启/关闭运动，所有试验马赫数下，舱门运动曲线规律基本一致，文中仅给Ma=0.6时的试验结果(见图 7)。
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| 图 7 舱门运动特性曲线 Fig 7 Characteristic curves of weapons bay’s door movement |
图 7表明，4种速度控制率下舱门开启/关闭作用时间呈等间隔增长趋势，实现了舱门运动作用时间在较宽范围内变化；舱门加减速过程所用时间略长，限制了舱门运动作用时间的进一步减小，舱门开启与关闭最短作用时间约为0.15s；舱门运动加速到最大速度后，曲线线性度较好，即舱门运动中间过程速度较均匀；同一速率控制率下，舱门开启运动曲线与舱门关闭运动曲线具有良好的对称性。这种方案有利于开展St数影响研究。 3.2 舱内动态载荷特性
图 8给出了Ma=0.6，双侧舱门同时运动时舱内典型测点脉动压力能量在时域内的分布情况，为便于分析，将时间t转化成其对应的舱门开启角度θ。
图 8表明，舱门小角度开启范围内，脉动压力系数较小且变化平缓，当舱门达到某一角度时，脉动系数开始急剧增大，舱门处于较大角度开启范围内，脉动系数量值较大并呈不规则波动。上述现象主要是由弹舱流场本身流动特性引起的，即只有当舱门开启角度大于某一值时，弹舱流场自持振荡回路才能形成。与舱门关闭过程相比，舱门开启运动过程中脉动压力系数达到最大值附近时对应的舱门开启角度略大，这主要是由舱门运动引起的流动迟滞效应造成的。
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| 图 8 舱内能量分布曲线 Fig 8 Curves of energy distribution on cavity floor |
图 9给出了Ma=0.6，双侧舱门同时运动过 程中舱内典型测点脉动压力能量在频域内的分布，通 过对试验结果分析发现，脉动压力能量主要集中在2kHz以内，故这里进行分析时频域上限选取为2kHz。
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| 图 9 能量沿频域分布曲线 Fig 9 Curves of energy distribution with frequency |
图 9表明，舱门开启或关闭运动过程中，舱内测点频谱曲线上可能出现能量尖峰，相同StD下，舱门关闭过程能量尖峰出现概率及强度较大，频谱曲线上能量尖峰对应的频率与无舱门状态下弹舱流场二阶自持振荡频率接近，当StD增大到一定值时，频谱曲线上的能量尖峰消失。 3.3 舱门动态载荷特性
图 10给出Ma=0.6、StD=0.0028时，舱门开启过程中其内外表面典型测点脉动压力能量在时域上的分布情况。图中表明，舱门开启运动过程中，不同位置测点动态载荷变化规律存在较大差异，舱门外侧处于前缘附近测点脉动压力系数波动范围较大，θ≈30°时该测点动态载荷增至较大值，之后随θ增大，脉动压力系数波动较小，与其对应的舱门内侧测点脉动压力系数波动更剧烈，θ≈50°时其脉动压力系数升至最大，之后随θ增大，脉动压力系数先降低后趋于稳定，舱门内侧压力脉动更明显。造成这种现象的原因是，该Ma下，气流容易在舱门前缘形成分离，舱门的加、减速运动可能导致气流分离加剧，从而产生较强的压力脉动，舱门内侧测点受弹舱流场影响明显，因此压力脉动更剧烈。
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| 图 10 舱门能量分布曲线 Fig 10 Curves of energy distribution on cavity door |
图 11给出上述典型测点脉动压力能量在频域上的分布情况。图中表明，对于舱门外侧测点，舱门开启过程中，其频谱曲线上均无较明显的能量尖峰，而对于舱门内侧，舱门前缘附近测点尽管脉动压力能量较大，但频谱曲线上无较明显的能量尖峰，这表明该位置压力脉动与弹舱流场自持振荡无明显关联，舱门内侧中、后段测点频谱曲线上则存在明显的能量尖峰，其对应频谱基本一致，且该频率与弹舱流场自持振荡频率对应，这表明由弹舱流场引发的自持振荡会向弹舱周围传播，处于弹舱主噪声源附近的舱门结构也可能承受较强的动态载荷。
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| 图 11 能量沿频域分布曲线 Fig 11 Curves of energy distribution with frequency |
(1) 分析了内埋武器舱舱门开闭动态模拟准则，可用于指导开展相关试验。
(2) 舱门运动机构设计合理，气缸驱动与电机驱动2种方式均可实现舱门的快速开闭运动，采用电机驱动时，舱门运动速度可在较宽范围内调节。
(3) 测试系统可靠，可准确获得舱门开闭过程中的动态载荷及舱门运动规律。
(4) 数据处理方法可行，获得了测点的能量分布特性及频谱特性，可用于研究弹舱流场及舱门动态载荷特性。
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