内埋武器机弹分离相容性的工程评估方法与流程

本发明涉及一种用于内埋武器机弹分离相容性的评估方法，可用于内埋武器机弹分离相容性的评估，属于空气动力研究领域。

背景技术：

新型有人或无人作战飞机要求具有高机动性、超声速巡航、超视距作战能力和良好的隐身性能，而传统外挂式武器装载具有较强的气动干扰、增大雷达反射面积rcs，存在附加气动阻力(约占总阻力30％)等缺点，严重影响着飞机的高机动性与敏捷性，因此飞机设计师逐渐认识到内埋武器装载对高速隐身飞行器的重要性。

机弹分离相容性是新型作战飞机内埋武器系统研制过程中的关键技术之一，机弹分离相容性研究的主要任务是验证武器与载机的安全分离并确保分离后武器具有良好的飞行姿态，从而确定飞机的武器发射包线。

我们知道，内埋武器舱附近流动是典型的空腔流动问题，当高速气流流过空腔时将引发边界层分离、舱口附近会存在复杂的剪切流动、舱内会产生极为恶劣的噪声环境等非定常流动现象，内埋武器舱内复杂的非定常流动现象可能导致内埋武器与载机分离的过程中产生抬头、翘尾、横向滚动等不稳定状态(机弹分离不相容)，因此寻求内埋武器机弹分离相容性的评估方法具有十分重要的工程应用价值。

内埋武器机弹分离相容性的评估与预测方法有：风洞投放实验，风洞捕获轨迹实验(cts)和数值模拟等，但缺少工程经验公式方法评估。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是：本发明提供了一种内埋武器机弹分离相容性的工程评估方法，保证评估方法简洁直观，便于工程应用，能采用风洞静态测力实验或数值模拟数据对内埋武器机弹分离相容性进行判定。

本发明所采用的技术方案是：一种内埋武器机弹分离相容性的工程评估方法，包括步骤如下：

步骤一、建立分离参考坐标系和弹体坐标系；

步骤二、规定内埋武器在给定的临界时间tf内下降最小距离zc′，得出内埋武器上任意点m的初始分离速度vz′0与初始分离加速度az′0关系式；

步骤三、给定内埋武器与载机之间的最小距离和点火临界时间，得到内埋武器机弹分离相容性的工程评估公式；

步骤四、将工程评估公式采用坐标系表示，确定表征内埋武器分离相容性的区域；

步骤五、采用静态风洞测力实验或数值模拟数据，计算初始分离时刻的加速度az′0，并根据步骤四中划定的相容性区域进行机弹分离相容性判定。

分离参考坐标系o'x′y′z′是固连于载机并随载机运动的动坐标系，坐标原点o'为内埋武器的弹体上表面在移动挂架底部平面内的最高点；o'x′轴位于移动挂架对称平面内，与载机体轴平行，指向前方为正；x′o'z′平面平行于载机的纵向对称面；o'z′轴垂直于o'x′轴，向下为正；o'y′轴由右手定则确定。

弹体坐标系oxyz的原点o为内埋武器的质心位置；ox轴与弹体纵轴重合，指向头部为正；oz轴位于弹体纵向对称面内与ox轴垂直，指向下为正；oy轴垂直于xoz平面，方向由右手定则确定。

步骤二中，内埋武器上任意点m的初始分离速度vz′0与初始分离加速度az′0关系式为：vz′0＝z′c/tf-0.5az′0tf。

步骤三中，将内埋武器与载机安全分离距离h＝2m及点火时间间隔t＝0.5s分别作为最小距离和临界时间，得到内埋武器机弹分离相容性的工程评估公式为vz′0＝4-0.25az′0。

步骤四中，当内埋投放物上任意一点m的初始分离速度vz′0和初始分离加速度az′0落在的区域内，内埋武器与载机机弹分离相容；

当内埋投放物上任意一点m的初始分离速度vz′0和初始分离加速度az′0落在的区域内时，内埋武器与载机机弹分离不相容。

步骤五中，初始分离加速度

其中，cl(α)为内埋导弹初始分离时刻的升力系数，cl(α)通过静态数值计算或风洞测力实验获取，m为内埋导弹质量，q为来流动压，s为参考面积，g为重力加速度。

本发明与现有技术相比的有益效果如下：

本发明可以采用静态数值计算和风洞测力实验数据对内埋武器机弹分离相容性进行预先评估，方便总体方案的设计。相比于机弹分离数值模拟，风洞捕获轨迹实验和风洞投放实验，具有评估方法简便，快速等优点。

本发明的其他优点、目标和特征将通过下面说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明

图1为内埋武器机弹分离相容性的工程评估方法具体实施流程图；

图2为分离参考坐标系和弹体坐标系示意图；

图3为引入安全裕度下的导弹安全分离区域图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域科研技术人员参照说明书文字能够以实施。

应当理解所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

内埋武器机弹分离相容性的工程评估方法的具体实施流程如图1所示，包括步骤如下：

首先建立一个与载机1固连的分离参考坐标系，该坐标系主要用于描述内埋武器2相对于固定载机1的运动学参数(位移，速度和加速度等)。分离参考坐标系和弹体坐标系如图2所示。

分离参考坐标系o'x′y′z′是固连于载机1并随载机1一起运动的动坐标系，坐标原点o'为内埋武器2的弹体上表面在移动挂架3底部平面内的最高点；

o'x′轴位于移动挂架对称平面内，与载机1体轴平行，指向前方为正；x′o'z′平面平行于载机1的纵向对称面；o'z′轴垂直于o'x′轴，向下为正；o'y′轴由右手定则确定。分离参考坐标系o'x′y′z′与机体坐标系oxyz除了原点的位置不同外，其余均相同。

弹体坐标系oxyz的原点o为内埋武器2的质心位置；ox轴与弹体纵轴重合，指向头部为正；oz轴位于弹体纵向对称面内与ox轴垂直，指向下为正；oy轴垂直于xoz平面，方向由右手定则确定。在内埋武器2分离的初始时刻，分离参考坐标系o'x′y′z′和弹体坐标系oxyz的三轴相互平行。分离参考坐标系的坐标原点在内埋武器2质心的上方，并与导弹的质心在一直线上。

设内埋武器2上任意点m的初始分离速度为vz′0，初始分离加速度为az′0，并假设az′0在极短的分离时间段t内保持不变，因此点m在竖直方向位移为

为提高导弹的安全分离裕度，规定导弹在给定的临界时间tf内须下降最小距离为zc′，因此有：

内埋武器2与载机1之间的安全分离距离h和内埋武器2从解锁分离到发动机点火时间间隔t是机载武器投放需重点考虑的两个问题，既要保证内埋武器2处于有利的点火发射姿态，又要保证导弹的点火发射对载机1不能有太大的影响，如导弹发动机点火后燃气流不侵害载机1的发动机。导弹点火时间太早，导弹离开载机1的分离距离不足，点火时间太迟，导弹在载机1扰动流场中的姿态角可能改变，不利于点火发射。

一般地，悬挂物从载机1上释放后所受到的气动载荷是悬挂物分离特性的关键影响因素，精确地预测悬挂物上的气动载荷和分离特性对载机1设计是十分重要，释放后的0.5s内是比较关键的时间段，此时悬挂物离载机1还比较近。导弹下落的距离必须大于2m才能保证悬挂物安全分离。由此假设内埋武器2与载机1之间的分离距离h＝2m(取临界距离)，内埋武器2从解锁分离到发动机点火时间间隔t＝0.5s。

将h＝2m、t＝0.5s代替z′c和tf，代入得：vz′0＝4-0.25az′0。

因此内埋武器2上任意点m的初始分离速度vz′0和初始分离加速度az′0的关系式为vz′0＝4-0.25az′0，此公式可作为内埋武器2机弹分离相容性的工程评估公式。

为方便应用，我们将关系式用坐标系来表示，如图3所示。可看出当内埋投放物上任意一点m的初始分离速度vz′0和初始分离加速度az′0落在区域a和b内，内埋武器2均能从载机1的干扰流场下顺利安全地分离，其中，区域a和b为的区域；当内埋投放物上任意一点m的初始分离速度vz′0和初始分离加速度az′0落在区域c和d时，内埋武器2的机弹分离不相容，其中，区域c和d为的区域。

设内埋武器2初始分离时刻的升力系数为cl(α)，可通过静态数值计算或风洞测力实验获取，则初始分离时刻的加速度式中m为内埋武器2质量，q为来流动压，s为参考面积，g为重力加速度。

初始分离速度vz′0一般是知道的，主要由内埋武器2的弹射机构来决定。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用在内埋武器2投放分离上，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里所展示与描述的图例。