子母弹用于对付集群目标，作为大纵深、大面积的压制兵器，具有弹药数量多、火力猛、能实现有效阻击的特点，已广泛地配置于炮弹、航弹、火箭弹和导弹上，其种类繁多，用途广泛，倍受世界各国的重视[1]。子母弹的抛撒包括开舱和抛撒2个多体分离过程，首先要使母弹壳体开裂，使壳体与母弹分离，然后再将弹舱内的子弹抛撒出去，由于2次分离间隔时间非常短，因此在总体设计过程中，不但要避免抛撒出的壳体与母弹碰撞，还要避免其与子弹碰撞[2]，以免影响到子弹预定散布密度和合理范围的实现。壳片具有质量轻、面积大的特点，且与母弹间存在严重干扰，因此对壳片抛射过程的分离特性进行研究，预测壳片分离过程的气动力和运动轨迹，将为设计壳片安全分离参数提供重要参考。
对于子母弹抛壳气动特性问题，国内外学者通过计算流体动力学(CFD)[3-9]和风洞试验[6, 10-11]已作了一些在零迎角或小迎角状态下的研究，大迎角下的子母弹抛壳气动特性问题研究尚未见到。由于壳片这样的薄壳类物体难以开展常规测力试验和CTS试验等风洞试验手段，因此试验研究方面以往只有通过风洞自由飞试验来进行[6, 10-11]。但对于母弹处于大迎角下的抛壳试验而言，由于母弹自由飞行在观察窗区域时间较短，且其绕流流场处于动态变化的状态中，因此风洞自由飞试验较难以实现使母弹稳定地保持在确定的大迎角状态下进行抛壳，以及难以准确地研究母弹绕流流场(如激波)及母弹迎风面、背风面等对壳片抛撒分离的影响。国内学者针对旋转子母弹后抛撒问题发展出的风洞模拟试验技术[12]以及在实验室内开展的子母弹开舱抛撒和子弹抛射模拟试验[13]很好地实现了对特定子母弹抛撒问题的研究，但也都不适用于子母弹壳片抛射过程分离特性的研究。
与风洞自由飞试验较为相似的风洞投放模型试验技术由于试验中可使母弹在处于固定支撑的状态下实现对子弹或壳体的抛撒投放，可以较好地实现保持在确定的大迎角状态下进行抛壳，以及对壳片抛射过程的观察。因此风洞投放模型试验技术具有拓展到子母弹抛撒试验领域，并具备较好地实现大迎角下子母弹壳片抛射过程的分离特性研究的潜力。
在高速风洞投放模型试验技术方面，国内外研究机构都开展了较多研究工作[14-25]，但从文献来看，尚未见到有采用风洞投放模型试验技术对子母弹抛壳问题研究的文献发表。美国学者曾采用该技术对头罩分离问题开展过研究[26-27]，以及在“水洞”中对猎户座乘员探测器((CEV)的前段舱盖(The Forward Bay Cover(FBC))分离问题开展的“水洞”中无助投力的自由投放试验[28-29]。但无论是头罩分离还是“水洞”中的自由投放试验均与子母弹壳片抛撒试验属不同的范畴，在分离机构和试验方法上也有一定差别。
本文即是针对大迎角下的子母弹抛壳问题，尝试采用风洞投放模型试验技术，对高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下，子母弹壳片抛射过程的分离特性进行研究，以实现对大迎角下母弹绕流流场对壳片抛撒分离的影响以及迎风面与背风面的壳片分离特点的研究。
1 试验方法和试验方案试验在中国航天空气动力技术研究院FD-07风洞进行。FD-07风洞是暂冲、吹引式常规高超声速风洞，以空气为工作介质，喷管出口直径为0.5m。
试验模型母弹采用尾支撑形式固定安装在风洞支撑系统上，通过控制风洞支撑系统的姿态可准确给定或者改变母弹的迎角。壳片的投放分离通过安装在母弹与壳片间的弹簧机构实现，也即试验前先将壳片压紧弹簧并锁紧在母弹模型上，待分离解锁机构作出解锁动作后，获得释放的锁紧力将壳片以一定的初始弹射速度弹出，从而实现与母弹的投放分离。
使用数字式高速摄影机通过风洞试验段侧壁上的观察窗对抛壳试验过程进行拍摄、记录和观察，拍摄速率为3000幅/s。通过HT型多通道延时仪来实现高速摄像机和分离解锁机构的同步启动，可精确到毫秒，从而实现高速摄像机对壳片抛撒分离过程的同步拍摄。
图 1所示为弹体模型示意图，试验模型采用简单的锥柱组合体，试验模型直径30mm，弹舱处的壳片周向平均分为8块，每块宽9mm，厚度0.4mm，设计分离速度为13m/s，壳片材料为铝，每块壳片质量为0.11g，壳片模型示意图如图 2所示。
|
| 图 1 母弹模型示意图 Fig.1 Cargo projectile model figuration |
|
| 图 2 壳片模型示意图 Fig.2 Cover model figuration |
图 3所示为壳片分离前弹体模型处于高超声速(Ma=5)风洞流场中的状态图像，采用模型低头25°迎角来进行试验。可以看到，由于母弹固定支撑在风洞中，可以清晰地观察到包裹在弹体上的头激波形状，包裹在弹体迎风面上的头激波较窄，紧贴在弹体迎风面上；而背风面的激波区域较大，其边界已处于观察窗的下边缘。
|
| 图 3 壳片分离前母弹模型上头激波状态 Fig.3 The shock on cargo projectile model before cover separation |
壳片抛撒投放分离试验共进行了2次，图 4所示为由高速摄像机通过风洞观察窗所拍摄到的壳片从弹体上投放分离过程的典型状态图片序列。根据试验拍摄记录的图像，可以观察到壳片的分离过程可分为以下4个过程：(1)分离前(见图 4(a))，(2)穿越激波的过程(见图 4(b)和(c))，(3)穿越激波后(见图 4(d)和(e))，(4)远离母弹(见图 4(f)、(g)和(h))。
|
| 图 4 壳片分离试验典型状态图片序列 Fig.4 Typical sequence of cover separation state in wind tunnel |
2次试验记录图像均表明，迎风面(也即弹体上表面)的壳片均冲出了激波区域，且没有发生回碰弹体的现象；背风面由于激波区域较大，壳片始终处于激波区域内，也没有出现回碰弹体的现象。因此，在试验给定的分离速度下，迎风面和背风面的壳片均能快速远离舱体。处于迎风面和背风面之间区域的壳片由于摄像机拍摄角度的限制，虽然无法观察到其穿越激波的准确结果，但考虑到其为弹体迎风面和背风面的过渡状态，因此可以推断出该区域的壳片是可以快速远离舱体的，而从试验能够观察到的范围来看，也没有出现壳片与母弹回碰的情况。
2.2 壳片分离过程中运动轨迹分析图 5所示为2组试验中，分别为位于弹体上(迎风面)、下(背风面)2个表面上的壳片在风洞观察窗范围内的运动轨迹。可以看到，2组投放试验中壳片的运动轨迹总体规律较为相似，这表明试验具有较好的重复性。由图 5可以看到，2组试验均表明迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同，但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段(图 5中表示为Ⅰ、Ⅱ 2个阶段)。由于初始投放分离力作用方向垂直于母弹横截面，而母弹处于低头25°迎角状态，因此使得位于迎风面的壳片初始投放分离速度在y向的分量明显大于x向的分量，壳片在分离初速度的作用下y向位移迅速增大并穿越激波，而x向由于初始分离速度较小，且其方向与风洞流场方向反向，因而x向运动处于先反向减速再顺气流方向加速的状态，使得这一阶段x向位移明显小于y向位移，y向位移在总位移中占据主导，这是迎风面壳片第Ⅰ阶段的特点，这个阶段对应于壳片分离的过程(1)、(2)全部和过程(3)的一部分；随着初始弹簧分离力作用效果的逐渐衰减，风洞流场的作用逐渐成为影响迎风面壳片运动轨迹的主要因素，壳片x向速度在风洞流场的作用下不断加速并迅速超过y向速度，使得x向位移也迅速超过y向位移，并在总位移中占据明显主导，迎风面壳片运动轨迹也进入了第Ⅱ阶段，并随着x向位移的迅速增大而飞出观察窗范围，这个阶段对应于壳片分离的过程(3)后一部分及过程(4)。
|
| 图 5 壳片分离过程运动轨迹曲线 Fig.5 Covers separation trajectory |
位于背风面的壳片一直处于激波区域内，其x向和y向位移变换也较为平缓，没有激烈的突变，且2组试验均表明，虽然分离初始阶段y向速度分量大于x向分量，但由于初始分离时刻x向速度与风洞流场方向相同，因此从初始分离时刻x向运动即处于被风洞流场加速的状态，因而初始分离时刻背风面壳片的x向运动速度与y向运动速度差别不大，x向和y向的位移也相差不大，这是背风面壳片运动轨迹的第Ⅰ阶段，同迎风面壳片一样这个阶段对应于壳片分离的过程(1)、(2)全部和过程(3)的一部分；随后x向位移在风洞流场的作用下不断加速并明显超过y向位移，x向位移逐渐在背风面壳片的总位移中占据主导，背风面壳片运动轨迹进入第Ⅱ阶段，此时其总位移的增加主要是x向位移的贡献，并随x向位移的增加迅速增大至飞出观察窗范围，这个阶段对应的也是壳片分离的过程(3)后一部分及过程(4)。
2.3 壳片分离过程中x向位移-时间曲线分析图 6所示为2组试验迎风面和背风面壳片分离过程中x向位移-时间曲线，2组试验所得曲线形状和变化规律较为相似。由于每块壳片投放分离的时间起点很难保证完全一致，因此每块壳片的初始分离零时刻分别定义为每块壳片出现分离动作的前一帧图片。由图 6可以看到，2组试验均表明迎风面壳片x方向的位移运动可明显分为2个阶段。阶段I：位移缓慢变化阶段。在分离初始时刻迎风面的上壳片受到弹簧分离力的作用较为显著，此时其x向位移相对图 6所示的整体x向位移-时间曲线来说处于x向位移变化较为缓慢的状态。如前所述，由于弹簧分离力作用方向为垂直母弹轴线方向，因此在母弹处于25°迎角情况下，迎风面壳片受到的弹簧作用力为逆风洞气流方向，其x向位移(也即速度方向)在初始分离时刻可能为逆风洞气流方向，分离初始时刻x向位移呈现减小状态(位移为负值)；但由于弹簧作用力瞬间即结束，此后壳片在x方向仅受到风洞气流的作用，因此其逆气流方向的速度大小一直呈减小状态，并逐渐减至为零值，随后在气流的作用下沿气流方向逐渐加速。2组试验表明第Ⅰ阶段的持续时间均为约2~3ms，且壳片穿越母弹头激波的过程也在此阶段完成。阶段Ⅱ：位移迅速增大阶段。此阶段初始弹簧作用的分离力作用效果也逐渐衰减，壳片在x向的运动主要是受风洞气流作用的影响。且在风洞气流的作用下，壳片沿风洞气流方向(也即x向)运动速度迅速增加至趋于恒定(风洞气流流速)，因此在此阶段迎风面壳片x向位移保持接近匀速的迅速增大。
|
| 图 6 壳片分离过程x向位移-时间曲线 Fig.6 Displacement-time curves in x-direction of covers separation |
背风面壳片x方向位移始终处于增大状态，其曲线规律也可明显地分为位移缓慢增加和迅速增加2个阶段。阶段Ⅰ：位移缓慢增加。背风面壳片初始分离时刻受到的弹簧力作用在x向的分量与风洞气流方向一致，因此背风面壳片从分离开始其x向位移即呈现增大状态；且由于壳片始终处于母弹头激波区域内，受风洞均匀流场的影响不如迅速穿出头激波区域的迎风面壳片受到的影响大，因此背风面壳片x向位移虽在持续增大，但在此阶段大部分时间内运动速度较小(曲线斜率较小)且相对较为恒定；约持续7~9ms左右后，由于壳片逐渐远离母弹弹体且受头激波的影响逐渐减弱，受风洞均匀流场影响则逐渐加剧，背风面壳片x向运动速度开始迅速增大。阶段Ⅱ：位移迅速增大阶段。在初始弹簧分离力作用效果逐渐衰减后，风洞气流的影响逐渐成为背风面壳片在x向运动的主要影响因素，背风面壳片在风洞气流的作用下运动速度迅速增加至趋于恒定，接近迎风面壳片的运动速度(风洞气流流速)；因此在此阶段背风面壳片x向位移与迎风面壳片运动特点较为相似，也保持接近匀速的迅速增大。
对比迎风面和背风面壳片x方向位移-时间曲线，可以看到2组试验结果均表明迎风面壳片处于第Ⅰ阶段的时间明显小于背风面壳片处于第Ⅰ阶段的时间，也即迎风面壳片比背风面壳片要提早进入位移迅速增大的第Ⅱ阶段。迎风面壳片位于阶段Ⅰ时，其x向位移值始终小于也处于阶段Ⅰ的背风面壳片；待迎风面壳片进入阶段Ⅱ后，由于其x向位移迅速增大，且增大速度明显超过仍处于阶段I的背风面壳片，因此迎风面壳片的位移值迅速超过背风面壳片，且二者间的位移值差距迅速拉大；至背风面壳片也进入阶段Ⅱ后，背风面壳片的x向位移也开始迅速增加，且其运动速度逐渐增大至与迎风面壳片x向运动速度较为接近(即迎风面和背风面壳片曲线斜率较为接近)，但此时迎风面和背风面壳片的位移差值已拉开，因此此后迎风面和背风面壳片在x向保持近乎恒定的位移差。
因此，除分离初始时刻的较短时间内(约3ms)迎风面壳片x向位移小于背风面壳片外，此后时刻迎风面壳片的x向位移(分离速度)始终明显大于背风面壳片位移。迎风面和背风面壳片x向位移-时间曲线2阶段的划分虽然没有明确的界限，但其与壳片分离过程的对应，与运动轨迹-壳片分离过程的对应是大体一致的，也是第Ⅰ阶段对应于壳片分离过程(1)、(2)全部和过程(3)的一部分，第Ⅱ阶段对应壳片分离的过程(3)后一部分及过程(4)。
2.4 壳片分离过程中y向位移-时间曲线分析图 7所示为2组试验迎风面和背风面壳片分离过程中y向(垂直风洞流场方向)位移-时间曲线。可以看到，除第2组试验的迎风面壳片在即将飞出观察窗时曲线稍有波动外，迎风面和背风面壳片y向分离速度均大体处于恒定状态，无明显规律性变化，y向位移也均无明显的阶段变化，但与x向位移-时间曲线规律相似的是，迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片，因此迎风面壳片的y向位移在整个观察窗范围内也一直明显大于背风面壳片。在分离开始3.5ms时刻，第1组试验的迎风面壳片y向位移为48.988mm，背风面壳片位移为-11.916mm，可见在这段时间内，迎风面壳片在y向的平均速度为背风面壳片的4.111倍；第2组试验的迎风面壳片在分离开始3.5ms时刻y向位移为42.037mm，背风面壳片位移为-16.881mm，迎风面壳片在y向的平均速度为下壳片的2.490倍。可见2次试验迎风面壳片的y向位移速度均远远超过背风面壳片。
|
| 图 7 壳片分离过程y向位移-时间曲线 Fig.7 Displacement-time curves in y-direction of covers separation |
图 8所示为2组试验迎风面和背风面壳片分离过程中总位移(总位移s定义为s=
|
| 图 8 壳片分离过程总位移-时间曲线 Fig.8 Total displacement-time curves of covers separation |
在分离初始时刻(1ms内)，迎风面壳片总位移小于背风面壳片，此后由于同处于第Ⅰ阶段的迎风面壳片总速度不但明显大于背风面壳片，且由于迎风面壳片的总速度处于迅速加速的状态，而背风面壳片仍处于低速且相对较为恒定的状态，使得二者的总速度差不断拉大，因而迎风面壳片总位移也迅速超过背风面壳片且二者总位移差也迅速拉大；迎风面壳片率先进入第Ⅱ阶段后，其总速度已增至趋于恒定，而背风面壳片仍处于第Ⅰ阶段内，其总位移与迎风面壳片的差距进一步拉大，既使是背风面壳片也进入速度迅速增加的状态，由于其与迎风面壳片的速度仍存在差距，二者的总位移差仍在不断拉大；至背风面壳片也进入第Ⅱ阶段后，由于背风面壳片的总速度已增至接近迎风面壳片的总速度，因此二者的总位移差将保持接近恒定。
因而迎风面和背风面壳片的总位移变化规律是初始分离时刻(1ms内)迎风面壳片位移小于背风面壳片，此后迎风面壳片位移一直大于背风面壳片，其具体变化规律可以总结为初始分离时刻迎风面壳片总位移小于背风面壳片；随后迎风面壳片总位移超过背风面壳片且总位移差距随时间迅速拉大，到最后迎风面和背风面壳片的总位移差距保持接近恒定这几个阶段。
3 结论采用风洞投放模型试验技术对高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下，子母弹壳片抛射分离特性的研究，获得以下结论：
(1) 由于本次试验分离初速度(13m/s)较大，因此迎风面、背风面以及处于二者之间过渡状态的壳片均能快速远离母弹，都没有与母弹发生碰撞的情况出现，其中位于迎风面的上壳片迅速穿越了头激波区域。
(2) 迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同，但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段。迎风面壳片第Ⅰ阶段y向位移在总位移中占据主导，第Ⅱ阶段则变为x向位移占据主导；背风面壳片第Ⅰ阶段x向和y向的位移相差不大，第Ⅱ阶段x向位移逐渐在总位移中占据主导。
(3) 迎风面和背风面壳片x方向的位移运动均可明显地分为位移缓慢变化和位移迅速增大2个阶段。迎风面壳片处于第Ⅰ阶段的时间明显小于背风面壳片，除分离初始时刻的较短时间内迎风面壳片x向位移小于背风面壳片外，此后时刻迎风面壳片的x向位移(分离速度)始终明显大于背风面壳片位移。
(4) 迎风面和背风面壳片在y向位移均无明显的阶段变化，但迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片，因此迎风面壳片的y向位移在整个观察窗范围内也一直明显大于背风面壳片。
(5) 与x方向位移曲线较为相似，迎风面和背风面壳片的总位移曲线也可明显地分为总位移较缓慢变化(总速度较为恒定)和迅速变化2个阶段，且背风面壳片的第I阶段时间要长于迎风面壳片。初始分离时刻迎风面壳片总位移小于背风面壳片，随后迎风面壳片总位移超过背风面壳片且总位移差距随时间迅速拉大，到最后迎风面和背风面壳片的总位移差距保持接近恒定。
本文的研究是采用风洞投放模型试验技术对子母弹抛壳问题进行研究的首次尝试，证明风洞投放模型试验技术能够较好适用于子母弹抛壳问题的研究，既是对壳片分离风洞试验研究新手段的发展，也是对风洞投放模型试验技术研究领域拓展的成功尝试。
| [1] | 杨启仁. 子母弹飞行动力学[M]. 北京: 国防工业出版社 ,1999 : 1 -16. Yang Q R. Flight dynamics of cargo projectile[M]. Beijing: National Defense Industry Press , 1999 : 1 -16. |
| [2] | 王巍, 刘君, 郭正. 子母弹抛壳过程非定常流动的数值模拟[J]. 空气动力学学报 , 2006, 24 (3) : 285–288. Wang W, Liu J, Gou Z. Numerical simulation of release the cover from cargo projectile[J]. Acta Aerodynamica Sinica , 2006, 24 (3) : 285–288. |
| [3] | 柳森, 张鲁民. 再入弹抛壳气动特性研究[J]. 空气动力学学报 , 1993, 11 (1) : 16–21. Liu S, Zhang L M. Numerical investigation of flow over shrapel/shell discarding configuration[J]. Acta Aerodynamica Sinica , 1993, 11 (1) : 16–21. |
| [4] | 梁京春. 导弹抛壳问题的分析[J]. 气动实验与测量控制 , 1989, 3 (3) : 81–87. Liang J C. Analysis on sabot-discard from missiles[J]. Aerodynamic Experiment and Measurement & Control , 1989, 3 (3) : 81–87. |
| [5] | 龙尧松, 涂正光, 李亨鹤, 等.高超音速导弹壳片分离的CFD计算研究[C].第十二届全国计算流体力学会议, 2004, 3:386-390. Long Y S, Tu Z G, Li H H, et al. Research on shell separation of hypersonic missile by CFD method[C]. The Twelfth National Conference on Computational Fluid Dynamics, 2004, 3:386-390. |
| [6] | 龙尧松, 涂正光.导弹壳片分离的计算与试验研究[C].首届全国航空航天领域中的力学问题学术研讨会, 2004:124-127. Long Y S, Tu Z G. Simulation and experimental research on shell separation of missiles[C]. The First National Conference on Mechanics Problems in Aeronautics and Space Field, 2004:124-127. |
| [7] | 杨永健, 张来平, 高树椿, 等.多体干扰气动特性数值模拟方法研究[C].第十一届全国计算流体力学会议, 2002:325-330. Yang Y J, Zhang L P, Gao S C, et al. Research on numerical method of multi-body interference aerodynamic characteristic[C]. The Eleventh National Conference on Computational Fluid Dynamics, 2002:325-330. |
| [8] | 黄蓓, 王浩, 王帅, 等. 薄片状体沉降过程中的多体干扰流场特性[J]. 弹道学报 , 2012, 24 (1) : 41–46. Huang B, Wang H, Wang S, et al. Flow field characteristics of multi-plates interference in descent[J]. Journal of Ballistics , 2012, 24 (1) : 41–46. |
| [9] | 王巍.有相对运动的多体分离过程非定常数值算法研究及实验验证[D].长沙:国防科学技术大学, 2008. Wang W. Numerical simulation technique research and experiment verification for unsteady multi-body flowfield involving relative movement[D]. Changsha:National University of Defense Technology, 2008. |
| [10] | 马家驩, 唐宗衡, 张小平, 等.抛壳方案的模型自由飞试验[R].中国科学院力学研究所报告, 1983. Ma J H, Tang Z H, Zhang X P, et al. Wind tunnel free-flight test on shell separation[R]. IMCAS Report, 1983. |
| [11] | 李周复. 风洞特种试验技术[M]. 北京: 航空工业出版社 ,2010 : 88 -161. Li Z F. Wind tunnel special tests technique[M]. Beijing: Aviation Industry Press , 2010 : 88 -161. |
| [12] | 陈少松, 丁则胜. 旋转子母弹后抛撒风洞试验研究[J]. 流体力学实验与测量 , 2004, 18 (2) : 43–46. Chen S S, Ding Z S. The wind tunnel experiment techniques of backward dispersion of turning shrapnel[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics , 2004, 18 (2) : 43–46. |
| [13] | 孙新利, 蔡星会, 王少龙, 等. 子母弹静态开舱抛射实验[J]. 兵工学报 , 2002, 23 (2) : 258–260. Sun X L, Cai X H, Wang S L, et al. Projectile tests from a bomb dispenser[J]. Acta Armamentarii , 2002, 23 (2) : 258–260. |
| [14] | 程仁全, 于夕民. NH-1风洞外挂物高速投放实验技术[R].南京航空航天大学科技报告, 1984, NHJB-85-2359. Cheng R Q, Yu X M. Experimental technique about dropping test of external stores in the NH-1 high speed wind tunnel[R]. Nanjing University of Aeronautics & Astronautics Report, NHJB-85-2359, 1984. |
| [15] | 张竹坡.高速风洞自由投放实验[R].中国空气动力研究与发展中心科技报告, 1983. Zhang Z P. Dropping test in the high speed wind tunnel[R]. China Aerodynamics Research and Development Centre Report, 1983. |
| [16] | Hinson W F. Transonic and supersonic ejection release characteristics of six dynamically scaled external-store shapes from an 0.086-scale model of a current fighter airplane[R]. Langley Research Center, NASA-TM-X-12865N26632, 1959. |
| [17] | Black R L. High-speed store separation-correlation between wind-tunnel and flight-test data[J]. Journal of Aircraft , 1969, 6 (1) : 42–45. DOI:10.2514/3.43999 |
| [18] | Clark R L. Evaluation of F-111 weapon bay aero-acoustic and weapon separation improvement techniques[R]. Air Force Flight Dynamics Lab, AFFDL-TR-79-3003(ADA070253), 1979. |
| [19] | Allee E G. Store separation testing techniques at the Arnold Engineering Development Center:Volume IV:description of dynamic drop store separation testing[R]. Arnold Engineering Development Center, AEDC-TR-79-1(ADA087490), 1980. |
| [20] | Arterbury R L, Morgret C H, Keen K S. An analytic investigation of accuracy requirements for onboard instrumentation and film data for dynamically scaled wind tunnel drop models[R]. Arnold Engineering Development Center, AEDC-TR-96-7(ADA322893), 1997. |
| [21] | Shalaev V I, Fedorov A V. Dynamics of slender bodies separating from rectangular cavities[C]. AIAA-2001-2996. |
| [22] | Schwartz D R, Bower W W, Kibens V. Active flow control for high-speed weapon release from a bay[R]. Air Force Research Lab Air Vehicles Directorate Wright-Patterson AFB, OH, RTO-MP-AVT-108-30(ADA468798), 2004. |
| [23] | Johnson R A, Stanek M J, Grove J E. Store separation trajectory deviations due to unsteady weapons bay aerodynamics[C]. AIAA-2008-188. |
| [24] | Paul M C. Experimental measurements of store separation using dry ice models in a subsonic flow[R]. Air Force Institute of Technology, AFIT/GAE/ENY/11-M23(ADA540224), 2011. |
| [25] | |
| [26] | Holden M S, Harvey J, MacLean M, et al. Development and application of a new ground test capability to conduct full-scale shroud and stage separation studies at duplicated flight conditions[C]. AIAA-2005-696. |
| [27] | Holden M S, Smolinski G J, Mundy E, et al. Experimental studies for hypersonic vehicle design and code validation of unsteady flow characteristics associated with free flight shroud and stage seperation and mode switching[C]. AIAA-2008-642. |
| [28] | Henicke B, Yechout T. Aerodynamic investigation of NASA Crew Exploration Vehicle Forward Bay Cover separation characteristics[C]. AIAA-2010-191. |
| [29] | Montes D R, West T J, Yechout T R. Investigation of Orion Crew Exploration Vehicle Forward Bay Cover separation characteristics[C]. AIAA-2011-1308. |