子弹对弹舱内压力分布特性影响实验研究

雷娟棉，吴甲生

（北京理工大学 宇航学院，北京100081）

0 引 言

装载反跑道子弹药布撒器的任务是将子弹药运送至敌方跑道上空，然后根据指令打开弹舱，按时序间隔地抛下子弹，使子弹按所要求的间距落到跑道上，有效地破坏跑道使敌方飞机无法起飞。绕布撒器（母弹）弹舱的流动与绕空腔的流动性质类似。子弹对敞开弹舱的气动干扰会影响母弹的气动特性和飞行特性，进而影响后续子弹的初始抛撒条件；敞开弹舱对子弹的气动干扰会影响母弹近区子弹的气动特性和初始弹道，进而影响子弹的落点精度。现代战斗机为了提高飞行性能和隐身性能，其携带的武器都采用内埋方式，即将所携带的空空导弹、地空导弹、炸弹等挂载在机身或机翼的内埋弹舱内，作战时打开舱门，发射导弹或投放炸弹。被发射或投放的战术武器对敞开弹舱的气动干扰会影响载机的气动特性和飞行特性；载机敞开弹舱的流场特性会影响战术武器的安全发射或投放条件，同时还会影响其在载机近区的气动特性和初始弹道。

国外从20世纪50年代就开展了绕空腔流动的基础和应用研究［1－4］，近年来国内也陆续开展了这方面的研究工作［5－6］。可看到文献的研究工作多以超声速为主，有关空腔流动的分类（闭式空腔流动、过渡式空腔流动及开式空腔流动），以及引起空腔流动性质变化的临界长深比（L／H）cr也是根据超声速空腔流动的规律提出的。本文的研究对象是布撒器开舱抛撒反跑道子弹药，来流条件为亚声速。在弹舱设计及对研究结果的分析中借用了超声速空腔流动的流动类型划分条件等概念。

1 实验研究方法

1.1 实验风洞

本次实验在中国航天空气动力技术研究院的FD－08风洞中进行。FD－08风洞为连续式亚、跨声速风洞，试验段截面积为0.53m×0.76m（高×宽），两侧为实壁，上、下为斜孔壁，开闭比为6%，孔壁扩开全角为0.6°，试验段全长为1.706m，实验马赫数范围为Ma＝0.3～1.2。

1.2 实验方案

图1是子弹对母弹弹舱内压力分布影响实验研究方案图，以子弹质心为基准，x坐标和y坐标分别表示子弹与母弹的轴向和垂向相对距离。该实验方案的主要特点是：将子弹用支杆和攻角机构支撑于风洞轴线上，将母弹（布撒器）支撑于子弹下方，将通常实验方法中子弹相对母弹的轴向和垂向移动改变为母弹相对子弹的轴向和垂向移动。该实验方案母弹的移测机构简单，安装、调试方便。

1.3 实验装置

子弹对母弹弹舱内压力分布影响风洞实验装置见图2，其主要特点是：（1）母弹反装支撑于下洞壁对称面内，子弹由天平、支杆、攻角机构支撑于风洞轴线上。（2）以子弹质心为基准，沿轴向和垂向移动母弹，得到子弹与母弹的不同相对位置。（3）母弹轴向位置的改变由更换不同长度的支杆来实现；垂向位置的改变通过更换不同高度的垫块来实现。（4）子弹通过风洞原有的攻角机构改变攻角，因为母弹位于子弹的下方，所以规定子弹头部向下时攻角为正，即αs＞0。图中弯刀形支架为风洞原有的攻角机构支架。孔板为风洞的下壁板，整个实验装置的底座装于下驻室内。

图2 子弹对母弹弹舱内压力分布影响风洞实验装置Fig.2 Aerodynamic interference wind tunnel experiment device of dispenser and submunition

1.4 实验模型

子弹对母弹弹舱内压力分布干扰风洞实验研究的模型由子弹模型和带有空腔的母弹模型组成。子弹模型为长径比fB＝4.667的锥形头部＋圆柱段外形。在母弹（布撒器）的腹部开有长L＝132.94mm，宽W＝40mm，深H＝13mm的模拟弹舱。弹舱的长深比L／H＝10.226，按文献［1］空腔流动性质分类，该空腔的流动为过渡式空腔流动（过渡式空腔流动的长深比为：10＜L／H＜13）。图3为子弹对母弹弹舱内压力分布特性影响实验照片。

图3 子弹对母弹弹舱内压力分布特性影响实验照片Fig.3 The photo of submunition and dispenser in wind tunnel

1.5 测压孔分布

弹舱内测压孔分布见图4，共布置了39个测压孔，其中弹舱底面上有3排、7列；前、后端面上各有3排、3列。测压孔编号见图4（c）。对于测压孔编号说明如下：弹舱底面的测压孔以B表示，其中左侧一排（后视，z＝－15mm）的测压孔从前至后的编号分别为B1、B2、B3、B4、B5、B6、B7；对称面（z＝0mm）上测压孔的编号分别为B8、B9、B10、B11、B12、B13、B14；右侧一排（z＝15mm）测压孔的编号分别为B15、B16、B17、B18、B19、B20、B21。前端面上的测压孔以 A表示，左侧测压孔从上到下的编号分别为A1、A2、A3；对称面上测压孔的编号分别为A4、A5、A6；右侧测压孔的编号分别为A7、A8、A9。后端面上的测压孔以C表示，左侧测压孔从上到下的编号分别为C1、C2、C3；对称面上测压孔的编号分别为C4、C5、C6；右侧测压孔的编号分别为C7、C8、C9。图4（c）以展开图的形式给出了测压孔分布及编号，这样表示便于分析实验结果。

2 实验条件和实验程序

2.1 实验条件

此次实验的实验条件为

（1）马赫数Ma＝0.4、0.6、0.8；

（2）子弹攻角αs＝－9°～9°；

（3）单独母弹的攻角αd＝－10°～10°；

图4 弹舱内测压孔分布图（单位：mm）Fig.4 Sketch of pressure holes distribution in submunition's cabin（unit：mm）

（4）以子弹质心为基准，母弹的轴向位置x（母弹质心与子弹质心间的轴向距离）分别为0mm、104mm、204mm、304mm、354mm；

（5）以子弹的纵轴线为基准，母弹纵轴线与子弹纵轴线的垂向距离y分别为60mm、85mm、110mm、135mm。

2.2 实验程序

首先将母弹支撑于攻角机构上，进行单独母弹弹舱内压力分布实验。然后按图2的支撑方式，按图1所示的网格移动母弹的位置，在不同的子弹与母弹位置x、y值下测量弹舱内的压力分布，研究子弹与母弹的相对位置（x、y）及子弹姿态角（αs）对弹舱内压力分布的影响。

3 实验结果与分析

通过实验测得了不同条件下弹舱内各测压孔处的压力，实验结果以压力系数的形式给出。

3.1 单独母弹弹舱内压力分布

图5为各实验马赫数F无子弹单独母弹攻角αd分别为－10°、0°、10°时弹舱对称面（z＝0）内表面各点的压力系数Cp随轴向位置x的变化曲线；图6为无子弹时左右侧向位置（z＝－15mm、0mm、15mm）处弹舱内表面各点的压力系数Cp随轴向位置x变化曲线；图7为无子弹时不同母弹攻角时左侧一排测压孔处的压力系数随轴向位置x变化的对比曲线。

图5 无子弹时弹舱对称面处表面各点的压力系数Cp随轴向位置x的变化曲线Fig.5 No submunition，Cp～xcurves of cabin surface at symmetry

从图5可看出，αd＝0°时，弹舱前端面和弹舱底面前部约x＜0.34L范围内为流动分离所形成的低压区，即Cp＜0；在约x＝0.34L处，当地压强恢复到来流压强p∞，即Cp≈0；约在x＞0.34L后，Cp＞0，并且距后端面越近，压强越高，即Cp越大。弹舱前端面上A4、A5、A6点与弹舱底面上B8点处的压力系数十分接近，表明该区域的流动性态基本相同；弹舱底面上B14点与后端面上C6点的压力系数也十分接近，表明该区域的流动性态基本相同。由图5还可看出，母弹正攻角（αd＝10°）时，弹舱内的压力系数明显提高，低压区（Cp＜0）内｜Cp｜减小，Cp＝0的点前移，低压区的纵向范围缩小；母弹负攻角（αd＝－10°）时，弹舱前端面和底面前部低压区的压力系数减小，但离开前端面一定距离后，压力系数减小得不太明显。这是由于当母弹为正攻角时，来流对位于弹身腹部的弹舱内气流起压缩作用，因此压强增大；而当母弹为负攻角时，来流对弹舱内的气流起膨胀作用，这种膨胀作用在弹舱前部较明显，离开弹舱前端面一定距离后这种膨胀作用逐渐消失。

图6 无子弹时弹舱表面左右侧向位置（z＝－15mm、15mm）处各点的压力系数Cp随轴向位置x的变化曲线Fig.6 No submunition，Cp～xcurves of submunition's cabin surface at z＝－15mm，15mm

从图6可看出，在弹舱前端面和弹舱底面上，弹舱对称面左右两侧（z＝－15mm、15mm）各点的压力系数与弹舱对称面内（z＝0mm）处的压力系数基本一致，但在弹舱后端面上左右两侧的压力系数明显低于对称面上的压力系数。表明在弹舱后端面左、右两侧拐角处存在漩涡区，对附近弹舱内压力分布影响显著。

图7 无子弹时母弹攻角对左侧一排（z＝－15mm）测压孔处压力系数Cp影响的比较曲线Fig.7 No submunition，influence of the submuniton's angle of attack to the Cpat the z＝－15mm

从图7可看出，在后端面之前，攻角对z＝－15mm截面上压力系数的影响与对对称面（z＝0mm）上压力系数的影响（图5）基本一致，即正攻角的作用使当地压强提高，使前端面后分离区的漩涡强度减弱，使Cp＝0的点前移，使分离区的纵向范围缩小。负攻角的作用使前端面后分离区的漩涡强度有所增强（｜Cp｜增大），使分离区的纵向范围略有扩大。在后端面的拐角附近，攻角的影响很明显。

3.2 子弹对母弹弹舱内压力分布的影响

图8～图10分别给出了不同条件下母弹与子弹攻角都为零度，对称面内（z＝0mm）弹舱表面的压力分布曲线Cp～x。其中，图8为子弹与母弹纵向距离x一定，不同垂向距离y时的Cp～x对比曲线。图9为子弹与母弹垂向距离y一定，纵向距离x变化时的Cp～x曲线。图10为Cp～x不同子弹攻角条件下弹舱内的 曲线。为了分析子弹对母弹弹舱内压力分布的影响，在图8～图10中也给出了无子弹时弹舱内的压力分布。

图8 子弹与母弹垂向距离对弹舱表面压力系数影响的比较曲线Fig.8 Influence of the vertical distance between submuniton and dispenser to the Cpof cabin's surface

从图8可看出，子弹对母弹弹舱内压力分布的影响趋势是：子弹的存在使前端面后低压区的压力系数增大（｜Cp｜减小），使Cp＝0的点前移，使Cp＝0之后高压区的压强提高，即Cp增大。子弹的存在对后端面上的压强影响很小。实验曲线表明随垂向距离y增大，子弹对弹舱内压力分布的影响呈减弱趋势，但减弱得很缓慢，尤其是在前端面后的分离区域内，前端面及弹舱底面临近前端面处的压强随垂向距离增大而降低得很缓慢，与无子弹时的压力系数相差较大。这表明子弹在垂向与母弹距离很远时，其对弹舱内前端面后的流动影响才会消失。但当y＝135mm时，子弹对弹舱后端面压力分布的影响已基本消失。

从图9可看出，在x＜354mm时，随x增大子弹对弹舱内压力分布的影响越来越小。当x＝354mm（此时子弹头部顶点位于母弹底部之前6.29mm，位于弹舱后端面之后236.06mm，约2.3倍子弹长度）时，弹舱内压力系数分布曲线Cp～x与无子弹时的基本重合，这说明此时子弹对弹舱内压力分布的影响已基本消失。该实验结果表明，即使扰动源（子弹）已离弹舱很远，但是扰动影响依然存在，这正是亚声速流中扰动传播的特点。

图9 纵向距离对弹舱表面压力系数影响的比较曲线Fig.9 Influence of the longitudinal distance between submuniton and dispenser to the Cpof cabin's surface

图10 子弹攻角对弹舱压力系数分布的影响（x＝0mm，y＝60mm）Fig.10 Influence of the submuniton's angle of attack to the Cpdistribution of the cabin's surface（x＝0mm，y＝60mm）

从图10可看出，在子弹相对母弹的纵向位置x＝0mm，垂向位置y＝60mm处，同无子弹时相比，子弹存在使母弹弹舱内的压力系数明显增大；随子弹正攻角增大，弹舱前端面后分离区的压力系数略有下降；在靠近后端面的区域，基本看不出子弹攻角的影响。这是因为子弹的存在对母弹弹舱内的气流起压缩作用，使弹舱内的压强增大；但随着子弹正攻角的增大，这种压缩作用有所减小，在接近后端面时子弹攻角的作用逐渐消失。

4 结 论

（1）单独母弹弹舱内压力分布的实验结果符合过渡式空腔流动规律，即在前端面后附近区域为流动分离所形成的低压区（Cp＜0），经Cp＝0点过渡到Cp＞0的区域。后端面对弹舱内流动起阻滞作用，在后端面左右的拐角处存在流动缓慢的“死水区”。

（2）母弹的攻角对弹舱内的流动影响显著，正攻角起压缩作用，使前端面后的流动分离区内｜Cp｜降低，使Cp＞0区域内的Cp值增大。负攻角起膨胀作用。

（3）子弹的存在对弹舱内流动起压缩作用。当子弹为正攻角时，子弹对弹舱内流动的压缩作用降低。

（4）所实验的马赫数范围内，子弹向后需离开弹舱2.3倍子弹长度后才可以不考虑子弹对母弹弹舱内流动的影响。

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