CN114486159A - 内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制及验证方法 - Google Patents

Abstract

提供一种内埋武器机弹分离相容性的前缘锯齿扰流板控制方法，首先获取内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b；然后根据δ_b确定扰流板厚度b，根据内埋武器舱的空腔宽度D确定扰流板长度L_STS；最后利用风洞实验验证前缘锯齿扰流板的控制效果，确定扰流板的高度h。本发明利用风洞实验验证前缘锯齿扰流板的控制效果时，提出了适用于内埋武器的机弹分离相容性的判据。本发明给出了内埋武器机弹分离相容性的前缘锯齿扰流板装置设计思路和选取原则，为未来内埋武器上被动流动控制设计技术提供理论上的参考。本发明还公开了一种验证方法，通过基于动力学相似的风洞投放实验对前缘锯齿扰流板的控制效果进行验证，适用于所有种类和尺寸的前缘锯齿扰流板控制验证。

Description

内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制及验证方法

技术领域

本发明涉及到内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法及动态风洞实验验证，属于空气动力学的流动控制研究领域。

背景技术

高机动性、超声速巡航、超视距作战能力和隐身性能(又称低可观测性)等仍然是下一代先进战斗机的重要战术性能指标。传统安装在机翼或机身上外挂式武器具有增大雷达反射面积，存在附加气动阻力、影响战斗机气动外形等缺陷。因此，武器内埋式装载成为下一代先进战斗机或轰炸机的必然选择。

机弹分离相容性是内埋式武器系统(一般为精确制导的空空导弹)研发和设计过程中遇到的关键技术问题。机弹分离相容性涉及两点内容：(1)导弹分离过程与飞机是否发生碰撞或能否到达预定的安全距离，一般被称为机弹分离安全性问题，这是载机系统工程师较为关心的；(2)导弹与载机能安全分离，但当导弹到达一定的安全距离后，其姿态是否可控或是否为导弹导引头锁定敌方目标的最佳姿态，这对精确制导空空导弹武器来说较为重要，其可为下一步武器的制导与控制系统提供参考。

内埋武器舱打开释放武器时是典型的空腔流动结构。研究表明，空腔流动具有边界层分离与再附、剪切层不稳定、舱内旋涡流发展与破裂等复杂非定常流动特征。特别是对超声速飞行的战斗机来说，空腔内外还存在载机上激波与导弹上激波间的相互动态干扰、剪切层与舱内激波干扰等非定常流动现象。这些非线性和非定常流动会导致导弹上气动力和力矩的不确定性，进而可能导致内埋导弹分离过程出现俯仰抬头，尾部碰撞载机等不相容性现象。因此，提出内埋武器机弹分离相容性的流动控制方法能够为我国未来新一代战斗机(如飞翼布局无人作战飞机等)内埋式武器系统的研制和发展提供技术和理论上的支撑与指导。

对于空腔流动的流动控制方法来说，依据系统是否有外部能量的输入，可将流动控制分为主动流动控制和被动流动控制。主动流动控制主要包括前缘吹气、脉冲质量注入、合成射流、振动扰流片等措施，被动流动控制主要包括前缘斜坡、前缘扰流片、后缘斜坡等。这些流动控制方法主要被用于空腔内的气动声学特性、流动和气动特性的控制。然而，国内外对内埋武器机弹分离相容性的流动控制方法研究较少，主要集中在风洞CTS实验和数值模拟，缺少非定常风洞实验验证。

发明内容

本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种内埋武器机弹分离相容性的前缘锯齿扰流板控制方法。首先获取内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b；然后根据内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b确定前缘锯齿扰流板的厚度b，根据内埋武器舱的空腔宽度D确定前缘锯齿扰流板的长度L_STS；最后根据空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b确定前缘锯齿扰流板的初始高度范围，并利用风洞实验验证一系列高度在初始高度范围内的前缘锯齿扰流板的控制效果，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h。本发明进一步在利用风洞实验验证前缘锯齿扰流板的控制效果时，提出了适用于内埋武器(一般为空空导弹)的机弹分离相容性的判据，用于判断内埋导弹的分离过程是否相容；本发明将前缘锯齿扰流板的优选高度h确定为等于δ_b。本发明给出了内埋武器机弹分离相容性的前缘锯齿扰流板装置设计思路和选取原则，为未来内埋武器上被动流动控制设计技术提供理论上的参考。

本发明还提供了一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制验证方法，通过基于动力学相似的风洞投放实验对前缘锯齿扰流板的控制效果进行验证，本发明验证方法适用于所有种类和尺寸的前缘锯齿扰流板控制验证，为前缘锯齿扰流板控制效果判断和前缘锯齿扰流板设计提供了有效手段。

为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，包括如下步骤：

S1获取内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b；

S2根据内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b确定前缘锯齿扰流板的厚度b；

S3根据内埋武器舱的空腔宽度D确定前缘锯齿扰流板的长度L_STS；

S4根据空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b确定前缘锯齿扰流板的初始高度范围，并利用风洞投放实验验证一系列高度在初始高度范围内的前缘锯齿扰流板的控制效果，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h；

所述内埋武器舱为载机模型的内埋武器舱，所述前缘锯齿扰流板的尺寸与载机模型尺寸相匹配，前缘锯齿扰流板在真实飞行器上安装时，可根据载机模型和真实飞行器的长度缩尺比进行尺寸放大，载机模型为根据真实飞行器的尺寸按照长度缩尺比得到的模型。

进一步的，所述步骤S1中，载机模型内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b的计算公式如下：

其中，x为距离前缘的距离，Re_x为当地雷诺数：

其中，ρ为来流密度，U_∞为来流速度，μ为来流黏性系数。

进一步的，所述步骤S2中，前缘锯齿扰流板厚度的确定方法为b＝(0.15～0.5)δ_b；

所述步骤S3中，前缘锯齿扰流板的长度的确定方法为0.8≤L_STS/D≤1.0。

进一步的，所述步骤S4中，利用风洞投放实验验证一系列高度在初始高度范围内的前缘锯齿扰流板的控制效果的具体方法为：

S4.1采用轻模型法构建导弹实验模型；

S4.2将厚度为b，长度为L_STS，高度分别为h₁、h₂…h_n的一系列前缘锯齿扰流板安装于载机模型前缘，h₁、h₂…h_n在初始高度范围内；

S4.3采用弹射机构将导弹实验模型从内埋武器舱弹射出去，并利用高速纹影拍摄方法获得导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图；

S4.4根据导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图得到导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律；

S4.5根据导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律得到真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律；

S4.6根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断一系列前缘锯齿扰流板的控制效果，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h。

进一步的，所述步骤S4.1中，初始高度范围为0.5δ_b～1.5δ_b；

所述步骤S4.6中，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h的方法为，根据厚度为b，长度为L_STS，高度分别为h₁、h₂…h_n的一系列前缘锯齿扰流板的控制效果直接确定前缘锯齿扰流板的高度h等于h₁、h₂…h_n中其一；

或根据厚度为b，长度为L_STS，高度分别为h₁、h₂…h_n的一系列前缘锯齿扰流板的控制效果得到前缘锯齿扰流板的控制效果与高度的变化规律，根据变化规律确定前缘锯齿扰流板的高度h。

进一步的，所述步骤S4.1中，导弹实验模型的质量m'和转动惯量I'的确定方法如下：

m′＝m(σ)(λ³),I′＝I(σ)(λ⁵)

其中，m和I分别为真实导弹的质量和转动惯量，σ为风洞与真实飞行的来流密度比，λ为长度缩尺比。

进一步的，所述步骤S4中，确定前缘锯齿扰流板的高度h＝δ_b。

进一步的，所述步骤S4中，根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断一系列前缘锯齿扰流板的控制效果的方法为：

当Z≥0.8l，t＝0.5s且|θ|≤9°，t＝0.5s时，判断机弹分离过程相容，否则，判断机弹分离过程不相容；其中，l为导弹长度；

确定前缘锯齿扰流板的高度h为机弹分离过程相容时所对应的前缘锯齿扰流板高度。

一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制验证方法，包括如下步骤：

(1)采用轻模型法构建导弹实验模型；

(2)将前缘锯齿扰流板安装于载机模型前缘；

(3)采用弹射机构将导弹实验模型从内埋武器舱弹射出去，并利用高速纹影拍摄方法获得导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图；

(4)根据导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图得到导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律；

(5)根据导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律得到真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律；

(6)根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断一系列前缘锯齿扰流板的控制效果。

进一步的，一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制验证方法的步骤(1)中，导弹实验模型的质量m'和转动惯量I'的确定方法如下：

m′＝m(σ)(λ³),I′＝I(σ)(λ⁵)

其中，m和I分别为真实导弹的质量和转动惯量，σ为风洞与真实飞行的来流密度比，λ为长度缩尺比；

所述步骤(4)中，根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断前缘锯齿扰流板的控制效果的方法为：

当Z≥0.8l，t＝0.5s且|θ|≤9°，t＝0.5s时，判断机弹分离过程相容，否则，判断机弹分离过程不相容；其中，l为导弹长度。

本发明与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：

(1)本发明内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，根据内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度和内埋武器舱的空腔宽度确定了前缘锯齿扰流板厚度和长度，并利用风洞投放实验确定了扰流板高度，使扰流板能够实现更好的控制内埋武器机弹分离相容性；

(2)本发明内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，在用风洞投放实验验证扰流板控制效果时，提出了一种适用于内埋武器的机弹分离相容性的判据，提高了对内埋武器机弹分离相容性判断的准确性，进而能够更加精准的指导扰流板高度的确定；

(3)本发明内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制验证方法中采用了风洞投放实验，相比于风洞CTS实验、网格测力等准定常和定常实验技术来说，风洞投放实验能反映流场的非定常效应，对内埋武器机弹分离相容性模拟具有优势；

(4)本发明内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制验证方法，采用垂直位移和俯仰角同时作为内埋武器的机弹分离相容性的判据，提高了判断精度，判断方法简单，适用性强。

附图说明

图1为平板湍流边界层示意图；

图2为本发明实施例1中的前缘锯齿扰流板的尺寸图；

图3为本发明前缘锯齿扰流板在载机模型上安装示意图；

图4为本发明实施例1弹模型在载机模型干扰流场中的运动变化图；其中(a)代表STS-A锯齿扰流板，(b)代表STS-B锯齿扰流板，(c)代表STS-C锯齿扰流板；

图5为本发明实施例1所得真实导弹的(a)垂直位移和(b)俯仰角时间历程图；

图6为前缘锯齿扰流板在载机上安装的实物图。

具体实施方式

下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

本发明通过在内埋武器舱前缘布置锯齿扰流板改变弹舱附近的流场结构，控制内埋武器机弹分离的相容特性，本发明提出内埋武器机弹分离相容性的前缘锯齿扰流板的控制方法，并采用运动动力学相似的风洞投放实验方法和高速纹影摄像技术进行实验验证。相比于风洞CTS实验、网格测力等准定常和定常实验技术来说，风洞投放实验能反映流场的非定常效应，对内埋武器机弹分离相容性模拟具有优势。

本发明主要内容包括：

给出内埋武器机弹分离相容性的判据，用于判断在某飞行条件(如飞行马赫数M和高度H等)下的内埋武器的投放分离过程是否相容。具体原因为，为提高外挂式武器分离的安全裕度，1975年Schoch提出外挂物在给定的临界时间t_c内下降距离不小于临界垂直位移Z_c的判据(简称Schoch判据)，其中Z_c，t_c选取规则为：

式中：r_m为导弹的最大半径，Z为垂直方向位移。

Schoch判据(1)只给出了垂直位移Z的判据，且是基于外挂式武器分离给出的。当考虑比较重的无精确制导空对地炸弹或导弹等外挂物分离安全性问题时，俯仰角的运动变化不是很重要，采用Schoch判据来判定外挂物分离安全性是合适的。然而，对于轻型内埋武器机弹分离来说，为精确制导和武器发动机点火需求，俯仰方向θ的运动变得尤为重要。

基于以上主要原因，提出本发明中的内埋武器机弹分离相容的判据表达式为：

Z≥Z_c＝0.8l t_c＝0.5 (2)

和

|θ|≤＝9° t_c＝0.5 (3)

即：导弹在0.5s的时间内，垂直方向位移下降不少于0.8l(l为导弹长度)，俯仰角的绝对值不大于9°(θ＝9°为内埋空空导弹的导引头锁定敌方目标的最佳俯仰角范围)，以此来判定机弹分离过程是否相容。

如图6，内埋武器机弹分离相容性的前缘锯齿扰流板装置设计中，考虑流动控制的工程应用角度来说，控制装置(即扰流板)越小越好，但有时控制装置过小不能起到较好的控制效果。在内埋武器舱的前缘安装前缘锯齿扰流板时，主要考虑前缘锯齿扰流板高度的影响。前缘锯齿扰流板的高度和厚度等参数与内埋武器舱前缘来流边界层位移厚度有关。因此，可根据空腔前缘来流边界层位移厚度来估算。

具体步骤如下：

(1)内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b可用平板湍流边界层(图1所示)厚度分布规律进行近似估算，其表达式为：

式中，x为图1中的横坐标，即距离前缘的距离，Re_x为当地雷诺数。当地雷诺数的表达式为：

式中，ρ为来流密度，U_∞为来流速度，μ为来流黏性系数。

(2)前缘锯齿扰流板的尺寸参数确定原则：前缘锯齿扰流板厚度b为边界层位移厚度δ_b的15％-50％左右，即b＝(0.15～0.5)δ_b；长度L_STS与空腔宽度D比值在80％～100％范围较为适合，即0.8≤L_STS/D≤1.0。锯齿扰流板的高度h可变。锯齿扰流板的锯齿为等边三角形，锯齿呈无间隙排列，前缘锯齿扰流板结构如图2所示。

(3)根据空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b确定前缘锯齿扰流板的初始高度范围，并利用风洞实验验证一系列高度在初始高度范围内的前缘锯齿扰流板的控制效果，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h。

本步骤中，内埋武器机弹分离相容性的前缘锯齿扰流板控制效果的风洞实验验证方法如下：

(3.1)设计动态分离的导弹实验模型：由于导弹实验模型在风洞中投放后处于动态分离运动状态，不仅要考虑作用在动态导弹实验模型上的气动力和力矩，还需考虑分离导弹实验模型对这些气动力和力矩的惯性响应，本发明导弹实验模型相似设计方法选择基于马赫数相似的轻模型法。导弹实验模型的质量和转动惯量的关系式为：

m′＝m(σ)(λ³),I′＝I(σ)(λ⁵) (6)

式中，m和I分别为真实导弹的质量和转动惯量，σ为风洞和真实飞行的来流密度比，λ为长度缩尺比。

(3.2)前缘锯齿扰流板控制效果的风洞投放实验验证：前缘锯齿扰流板在载机模型上安装示意图如图3所示。采用弹射机构将导弹实验模型从内埋武器舱弹射出去，并结合高速纹影拍摄技术获得导弹实验模型在载机模型干扰流场中的运动变化图(见图4所示)。

(3.3)风洞投放实验图像的数字判读：采用自动化数字图像处理技术获得导弹模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律，将导弹模型的运动学参数相似换算到真实飞行状态，即可得到真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ的时间历程图，如图5所示。

(3.4)内埋武器机弹分离相容性的被动控制效果比较：利用本发明中的内埋武器机弹分离相容的判据，即公式(2)和(3)，通过风洞投放实验研究发现，当前缘锯齿扰流板的高度与边界层位移厚度δ_b相当时，控制效果较好，验证了基于前缘锯齿扰流板的被动控制方法的有效性。

实施例1：

本实施例中，内埋武器机弹分离相容的判据表达式为：

Z≥Z_c＝0.8l＝2.5m t_c＝0.5 (7)

和

|θ|≤＝9° t_c＝0.5 (8)

由于本次导弹长度为l＝3m，故0.8l＝2.5m。即导弹在0.5s的时间内，垂直方向位移下降不少于2.5m，俯仰角的绝对值不大于9°时机弹分离过程相容。

(1)前缘锯齿扰流板的高度和厚度与内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b有关，依据图1所示的平板边界层位移厚度来估算，其表达式为：

经计算可得边界层位移厚度约为δ_b＝6.5mm。

(2)确定前缘锯齿扰流板的厚度和长度尺寸：本实施例中，空腔宽度D为53mm，依据前文提出的前缘锯齿扰流板的尺寸参数确定原则，将前缘锯齿扰流板厚度选为b＝2mm，长度L_STS＝53mm。

(3)为研究锯齿扰流板高度对内埋武器机弹分离相容性的影响，确定锯齿扰流板高度，本实施例共设计了三种不同高度的锯齿扰流板(代号为STS-A，STS-B和STS-C，高度为0.5δ_b，1.0δ_b和1.5δ_b。锯齿扰流板的锯齿为等边三角形，锯齿呈无间隙排列，锯齿间距为2mm，前缘锯齿扰流板的尺寸参数如图2所示。

基于马赫数相似的轻模型方法确定导弹实验模型的质量和转动惯量的要求值，设计并加工风洞导弹实验模型，并采用高速纹影拍摄技术获得导弹模型在载机模型干扰流场中的运动过程图，并通过数字图像处理获得导弹的运动学参数。具体的实现步骤如下：

(3.1)确定导弹模型的质量特性参数：依据公式(6)可得导弹模型的质量和转动惯量参数值。

(3.2)被动控制效果的风洞投放实验验证：前缘锯齿扰流板在载机模型上安装示意图如图3所示。采用弹射机构将导弹模型从内埋武器舱弹射出去，并结合高速纹影拍摄技术获得导弹模型在载机模型干扰流场中的运动变化图(见图4所示)。

(3.3)风洞投放实验图像的数字判读：采用自动化数字图像处理技术获得导弹模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律，将导弹模型的运动学参数相似换算到真实飞行状态，即可得到真实飞行器时导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ的时间历程图，如图5所示。通过风洞投放实验研究发现，当前缘锯齿扰流板的高度与来流边界层厚度相当时，控制效果较好，验证了被动控制方法的有效性，将前缘锯齿扰流板的高度确定为1.0δ_b。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1获取载机模型内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b；

S2根据载机模型内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b确定前缘锯齿扰流板的厚度b；

S3根据载机模型内埋武器舱的空腔宽度D确定前缘锯齿扰流板的长度L_STS；

S4根据空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b确定前缘锯齿扰流板的初始高度范围，并利用风洞投放实验验证一系列高度在初始高度范围内的前缘锯齿扰流板的控制效果，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h。

2.根据权利要求1所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，所述步骤S1中，内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δ_b的计算公式如下：

其中，x为距离前缘的距离，Re_x为当地雷诺数：

其中，ρ为来流密度，U_∞为来流速度，μ为来流黏性系数。

3.根据权利要求1所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，所述步骤S2中，载机模型前缘锯齿扰流板厚度的确定方法为b＝(0.15～0.5)δ_b；

所述步骤S3中，前缘锯齿扰流板的长度的确定方法为0.8≤L_STS/D≤1.0。

4.根据权利要求1所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，所述步骤S4中，利用风洞投放实验验证一系列高度在初始高度范围内的前缘锯齿扰流板的控制效果的具体方法为：

S4.1采用轻模型法构建导弹实验模型；

S4.2将厚度为b，长度为L_STS，高度分别为h₁、h₂…h_n的一系列前缘锯齿扰流板安装于载机模型前缘，h₁、h₂…h_n在初始高度范围内；

S4.3采用弹射机构将导弹实验模型从内埋武器舱弹射出去，并利用高速纹影拍摄方法获得导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图；

S4.4根据导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图得到导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律；

S4.5根据导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律得到真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律；

S4.6根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断一系列前缘锯齿扰流板的控制效果，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h。

5.根据权利要求4所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，所述步骤S4.1中，初始高度范围为0.5δ_b～1.5δ_b；

所述步骤S4.6中，根据所述控制效果确定前缘锯齿扰流板的高度h的方法为，根据厚度为b，长度为L_STS，高度分别为h₁、h₂…h_n的一系列前缘锯齿扰流板的控制效果直接确定前缘锯齿扰流板的高度h等于h₁、h₂…h_n中其一；

或根据厚度为b，长度为L_STS，高度分别为h₁、h₂…h_n的一系列前缘锯齿扰流板的控制效果得到前缘锯齿扰流板的控制效果与高度的变化规律，根据变化规律确定前缘锯齿扰流板的高度h。

6.根据权利要求4所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，所述步骤S4.1中，导弹实验模型的质量m'和转动惯量I'的确定方法如下：

m′＝m(σ)(λ³),I′＝I(σ)(λ⁵)

其中，m和I分别为真实导弹的质量和转动惯量，σ为风洞与真实飞行的来流密度比，λ为长度缩尺比。

7.根据权利要求1-6任一项所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，所述步骤S4中，确定前缘锯齿扰流板的高度h＝δ_b。

8.根据权利要求4所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制方法，其特征在于，所述步骤S4中，根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断一系列前缘锯齿扰流板的控制效果的方法为：

当Z≥0.8l，t＝0.5s且|θ|≤9°，t＝0.5s时，判断机弹分离过程相容，否则，判断机弹分离过程不相容；其中，l为导弹长度；

确定前缘锯齿扰流板的高度h为机弹分离过程相容时所对应的前缘锯齿扰流板高度。

9.一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制验证方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)采用轻模型法构建导弹实验模型；

(2)将前缘锯齿扰流板安装于载机模型前缘；

(3)采用弹射机构将导弹实验模型从内埋武器舱弹射出去，并利用高速纹影拍摄方法获得导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图；

(4)根据导弹实验模型在载机模型风洞干扰流场中的运动变化图得到导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律；

(5)根据导弹实验模型分离后的垂直位移Z′和俯仰角θ′随时间t′变化的规律得到真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律；

(6)根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断一系列前缘锯齿扰流板的控制效果。

10.根据权利要求9所述的一种内埋武器机弹分离相容性前缘锯齿扰流板控制验证方法，其特征在于，所述步骤(1)中，导弹实验模型的质量m'和转动惯量I'的确定方法如下：

m′＝m(σ)(λ³),I′＝I(σ)(λ⁵)

其中，m和I分别为真实导弹的质量和转动惯量，σ为风洞与真实飞行的来流密度比，λ为长度缩尺比；

所述步骤(4)中，根据真实导弹分离后的垂直位移Z和俯仰角θ随时间t变化的规律判断前缘锯齿扰流板的控制效果的方法为：

当Z≥0.8l，t＝0.5s且|θ|≤9°，t＝0.5s时，判断机弹分离过程相容，否则，判断机弹分离过程不相容；其中，l为导弹长度。

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