CN118144995A - 一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱及投放控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱及投放控制方法，其中内埋弹舱包括：前缘直板、弹舱舱门、连接杆、弹舱本体以及安装槽，所述前缘直板通过安装槽嵌入于飞行器的弹舱本体内部前缘位置，并通过连接杆与弹舱舱门联动，且能够随弹舱舱门的开启而运动至弹舱本体外部前缘位置。当飞行器无需投弹时，弹舱舱门关闭，前缘直板嵌入在弹舱本体内部，不影响飞行器正常飞行；当需要打开弹舱舱门投放导弹时，前缘直板随弹舱舱门运动至弹舱外部，抬升内埋弹舱的剪切层流动，减小内埋弹舱后缘底部的压强并使导弹下方呈现低压状态，从而使导弹从内埋弹舱投放分离时呈现低头姿态。本发明可以解决导弹从内埋弹舱投放分离时抬头姿态较大的难题。
Description
技术领域
本发明涉及航空飞行器多体分离技术领域，尤其涉及一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱及投放控制方法。
背景技术
飞行器投放导弹（也称机弹分离）是一种典型的非定常多体分离问题，常见的机弹分离分为外挂分离和内埋分离，前者将导弹外挂在机翼或飞行器腹部，导弹从飞行器体外分离；后者将导弹装载于飞行器内部的内埋弹舱中，导弹从飞行器内部投放导弹。近年来随着战机对隐身性能、减阻性能及高速巡航性能的需求，先进战机逐渐开始采用内埋弹舱。
机弹分离时通常要求导弹在分离过程中不能呈现较大抬头姿态，一旦抬头姿态较大，弹在升力和抬头力矩的作用下分离姿态失稳可能会与飞行器发生碰撞。外挂投放是最常见的机弹分离方式，导弹的投放姿态通常比较平稳，这种方法的投放安全性较高。然而，内埋投放与外挂投放差异很大，当内埋弹舱打开后，弹舱和其内部装载的导弹突然暴露在高速气流中，弹舱会受到激波、漩涡等复杂流动的影响，导弹在激波/漩涡的干扰下容易呈现严重的抬头姿态，轻则导致姿态失控，重则与飞行器碰撞造成机毁人亡的惨痛事故。
传统方法一般采用在导弹前后挂点设计不同弹射力的方法（前挂点弹射力大、后挂点弹射力小）将导弹弹射出舱，使导弹在投放初始时刻就呈现低头姿态。然而，这种方法一般适用于投放质量较轻的导弹，针对质量较大的导弹无法采用弹射投放方案。因此，为了提高内埋弹舱投放导弹的安全性，需探索一种新的内埋弹舱投放分离流动控制方法，避免导弹在投放分离过程中产生过大抬头姿态。
专利文献CN114486159A提出了一种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，首先获取内埋武器舱的空腔前缘来流边界层位移厚度δb；然后根据δb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LSTS；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。虽然该方法可以改善导弹的抬头姿态，但是，一方面其锯齿形扰流板设计较为复杂，另一方面其扰流装置没有考虑具体安装实现方式，也没有考虑与弹舱、弹舱舱门的联动和配合，工程实用性较弱。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱及投放控制方法，在弹舱前缘安装一块前缘直板，该前缘直板通过安装槽嵌入到内埋弹舱内部，且通过连接杆与弹舱舱门联动。当飞行器无需投弹时，弹舱舱门关闭，前缘直板嵌入在弹舱内部，不影响飞行器正常飞行；当需要打开弹舱舱门投放导弹时，前缘直板随弹舱舱门运动至弹舱外部，抬升内埋弹舱的剪切层流动，减小弹舱后缘底部的压强并使导弹下方呈现低压状态，从而使导弹从内埋弹舱投放分离时呈现低头姿态，解决导弹从内埋弹舱投放分离时抬头姿态较大的难题。
本发明采用的技术方案如下：
一方面，本发明提出一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，包括：前缘直板、弹舱舱门、连接杆、弹舱本体以及安装槽，所述前缘直板通过安装槽嵌入于飞行器的弹舱本体内部前缘位置，并通过连接杆与弹舱舱门联动，且能够随弹舱舱门的开启而运动至弹舱本体外部前缘位置。
进一步地，所述前缘直板上设置有凹槽，所述连接杆的一端滑动连接于凹槽内，且另一端固定于弹舱舱门上。
进一步地，所述前缘直板的高度H设置为临界前缘直板高度Hd的1.1~1.3倍。
进一步地，所述临界前缘直板高度Hd的计算方法包括：获取飞行器投放包线内最大来流动压，基于机弹分离地面预测技术获取最大来流动压条件下能使导弹低头的临界前缘直板高度Hd。
进一步地，所述来流动压的计算方法包括：
P=ρV2
其中，P为来流动压，V为来流速度，ρ为空气密度。
进一步地，所述前缘直板的厚度D设置为最小可承载厚度Di的1.1~1.3倍。
进一步地，所述最小可承载厚度Di的计算方法包括：基于最大来流动压条件进行数值计算，获得最大来流动压下前缘直板的载荷；根据前缘直板的载荷以及材料属性，计算前缘直板的最小可承载厚度Di。
进一步地，所述前缘直板的长度L与安装槽的宽度相等，且与安装槽的配合方式为松配合。
进一步地，所述安装槽的宽度设置为前缘直板厚度D的1～1.1倍。
另一方面，本发明一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱投放控制方法，包括：
当飞行器处于巡航状态时，弹舱舱门关闭，前缘直板在弹舱本体内部；
当需要投弹时，弹舱舱门开启；在弹舱舱门开启的过程中，首先弹舱舱门拉动连接杆向下移动，其次连接杆拉动前缘直板向下运动，弹舱舱门与前缘直板同步运动；当弹舱舱门开启到位时，前缘直板刚好伸出设定高度；
当投弹完成后，弹舱舱门关闭；在弹舱舱门关闭的过程中，首先弹舱舱门推动连接杆向上移动，其次连接杆推动前缘直板向上运动，弹舱舱门与前缘直板同步运动；当弹舱舱门关闭到位时，前缘直板刚好被推至弹舱本体内部。
本发明的有益效果在于：
1、针对导弹在投放分离过程中产生过大抬头姿态、导致机弹分离失败的难题，本发明通过在弹舱前缘安装一块嵌入式的直板，抬升内埋弹舱的剪切层流动，减小弹舱后缘底部的压强并使导弹下方呈现低压状态，从而使导弹从内埋弹舱投放分离时呈现低头姿态，解决导弹从内埋弹舱投放分离时抬头姿态较大的难题。前缘直板结构简单、投放控制作用显著，具有“四两拨千斤”的效果。
2、本发明提出的前缘直板嵌入式安装方式，仅在弹舱头部侧壁设计嵌入式安装槽，安装时将前缘直板嵌入到安装槽即可实现轴向和侧向的固定，并且不占用弹舱内部空间，具有结构简单、装卸方便、工程实用的优点。
3、在真实投弹环境下，往往需要在短时间内实现导弹投放，如果弹舱舱门与前缘直板运动不同步，例如弹舱舱门已经打开到位但是前缘直板还未伸出弹舱，则会影响投弹时机。本发明提出的前缘直板通过连接杆与弹舱舱门联动，投弹时实现与弹舱舱门的同步运动。当飞行器无需投弹时，内埋弹舱的弹舱舱门关闭，前缘直板嵌入在弹舱内部，不影响飞行器正常飞行；当需要打开弹舱舱门投放导弹时，前缘直板随弹舱舱门同步运动至弹舱外部，发挥投放控制作用。本发明提出前缘直板与弹舱舱门联动的连接安装方式，实现了弹舱舱门与前缘直板同步运动，提高了机弹分离的效率、可靠性和安全性。
附图说明
图1是内埋弹舱投放导弹无前缘直板技术方案示意图。
图2是内埋弹舱投放导弹无前缘直板时流场特性图。
图3是内埋弹舱投放导弹无前缘直板时导弹的分离轨迹图。
图4是本发明嵌入式前缘直板构型示意图。
图5是本发明嵌入式前缘直板安装方式示意图。
图6是本发明弹舱舱门打开构型示意图。
图7是本发明弹舱舱门关闭构型示意图。
图8是本发明前缘直板投放控制流场特性图。
图9是本发明内埋弹舱投放导弹有前缘直板时分离轨迹图。
附图标记：1-前缘直板、2-弹舱舱门、3-连接杆、4-飞行器、5-弹舱本体、6-安装槽、7-凹槽、8-导弹。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现说明本发明的具体实施方式。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示为内埋弹舱投放导弹时无前缘直板的技术方案示意图，其中飞行器模型为CHN-F1小展弦比标模，内埋弹舱位于飞行器腹部。如图2所示为内埋弹舱投放导弹无前缘直板时的流场特性图，导弹模型为简化锥柱体构型，高速气流经过弹舱前缘后向弹舱内部汇聚，由于弹舱外气流速度大、弹舱内气流速度小，因此形成明显的剪切层流动。剪切层流动冲击到弹舱后缘和底部，形成局部高压，导致导弹8产生抬头力矩。如图3所示为内埋弹舱投放导弹无前缘直板时导弹的分离轨迹图，导弹8在投放过程中呈现较大抬头姿态，分离0.4秒时抬头姿态为30°，在升力作用下可能与飞行器碰撞，严重威胁飞行器安全。
基于此，如图4~图7所示，本实施例提供了一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，包括：前缘直板1、弹舱舱门2、连接杆3、弹舱本体5以及安装槽6，前缘直板1通过安装槽6嵌入于飞行器4的弹舱本体5内部前缘位置，并通过连接杆3与弹舱舱门2联动，且能够随弹舱舱门2的开启而运动至弹舱本体5外部前缘位置。当飞行器4无需投弹时，弹舱舱门2关闭，前缘直板1嵌入在弹舱本体5内部，不影响飞行器4正常飞行。当需要打开弹舱舱门2投放导弹8时，前缘直板1随弹舱舱门2运动至弹舱本体5外部，使导弹8在投放过程中呈现低头姿态，起到投放控制的效果。
本发明的原理在于：前缘直板1安装在内埋弹舱前缘，抬升内埋弹舱的剪切层流动，减小内埋弹舱后缘底部的压强并使导弹8下方呈现低压状态，从而使导弹8从内埋弹舱投放分离时呈现低头姿态，解决导弹8从内埋弹舱投放分离时抬头姿态较大的难题。
本实施例的具体实施实现方式如下：
（1）本实施例中，如图4、图5所示，前缘直板1为一块长方体板，其安装方式为嵌入式安装。在弹舱本体5头部侧壁上开有安装槽6，安装槽6的宽度为D～1.1D，D为前缘直板1的厚度。安装时将前缘直板1嵌入到安装槽6内，安装槽6与前缘直板1之间为松配合，方便前缘直板1上下滑动。
（2）如图4所示，本实施例中，前缘直板1具体尺寸根据导弹8分离特性、材料结构强度和弹舱尺度综合设计，具体包含以下方法：
①前缘直板1的长度L设计方法为：前缘直板1的长度L与安装槽6的宽度相等，具体可设计为L=1.0m；前缘直板1与安装槽6的配合方式为松配合。
②前缘直板1的高度H设计方法为：首先获取飞行器4投放包线内最大来流动压。重叠网格方法是较为常用的多体分离和变体飞行器预测方法，NNW-FlowStar流场计算软件是以多体分离为特色的地面仿真软件，本实施例采用重叠网格方法和NNW-FlowStar流场计算软件进行机弹分离地面预测，获取最大来流动压条件下能使导弹8低头的临界前缘直板1高度Hd=0.05m，将前缘直板1的高度设置为临界前缘直板1高度Hd的1.1~1.3倍，具体可设计H=0.06m。
具体地，来流动压的计算公式为：
P=ρV2
其中，P为来流动压，V为来流速度，ρ为空气密度。
③前缘直板1的厚度D设计方法为：基于最大来流动压条件进行数值计算，获得最大动压下前缘直板1的载荷；根据载荷以及前缘直板1的材料属性计算前缘直板1的最小可承载厚度Di，将前缘直板1的厚度D设置为最小可承载厚度Di的1.1~1.3倍，具体可设计为0.01m。
（3）前缘直板1通过连接杆3与弹舱舱门2同步运动。如图4、图6、图7所示，前缘直板1与弹舱舱门2之间通过连接杆3相连；前缘直板1上开有凹槽7，连接杆3可在凹槽7内滑动；连接杆3的一端连在前缘直板1的凹槽7内，另一端固定连接在弹舱舱门2上。
相应地，本实施例还提供了一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱投放控制方法，包括：
如图7所示，当飞行器4处于巡航状态时，弹舱舱门2关闭，前缘直板1在弹舱本体5内部。
如图6所示，当需要投弹时，弹舱舱门2开启。在弹舱舱门2开启的过程中，首先弹舱舱门2拉动连接杆3向下移动，其次连接杆3拉动前缘直板1向下运动，弹舱舱门2与前缘直板1同步运动。当弹舱舱门2开启到位时，前缘直板1刚好伸出设定高度。
如图7所示，当投弹完成后，弹舱舱门2关闭。在弹舱舱门2关闭的过程中，首先弹舱舱门2推动连接杆3向上移动，其次连接杆3推动前缘直板1向上运动，弹舱舱门2与前缘直板1同步运动。当弹舱舱门2关闭到位时，前缘直板1刚好被推至弹舱本体5内部。
如图8所示为本发明前缘直板投放控制流场特性图，前缘直板1抬升了剪切层流动，使剪切层向弹舱外侧运动，减少了进入内埋弹舱的气流，减小了内埋弹舱后缘底部的压强，并使导弹8下方呈现低压状态，从而使导弹8产生低头力矩。
如图9所示为本发明内埋弹舱投放导弹有前缘直板时的分离轨迹图，导弹8在投放过程中呈现低头姿态，分离0.4秒时低头姿态为4°，有利于飞行器4的安全和姿态控制。
综上所述，与图3所示的无前缘直板时导弹的分离轨迹图相比，本发明避免了导弹8在投放分离过程中产生过大抬头姿态，有效提高了内埋弹舱机弹分离的安全性。
Claims (10)
1.一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，包括：前缘直板（1）、弹舱舱门（2）、连接杆（3）、弹舱本体（5）以及安装槽（6），所述前缘直板（1）通过安装槽（6）嵌入于飞行器（4）的弹舱本体（5）内部前缘位置，并通过连接杆（3）与弹舱舱门（2）联动，且能够随弹舱舱门（2）的开启而运动至弹舱本体（5）外部前缘位置。
2.根据权利要求1所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述前缘直板（1）上设置有凹槽（7），所述连接杆（3）的一端滑动连接于凹槽（7）内，且另一端固定于弹舱舱门（2）上。
3.根据权利要求1所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述前缘直板（1）的高度H设置为临界前缘直板高度Hd的1.1~1.3倍。
4.根据权利要求3所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述临界前缘直板高度Hd的计算方法包括：获取飞行器（4）投放包线内最大来流动压，基于机弹分离地面预测技术获取最大来流动压条件下能使导弹低头的临界前缘直板高度Hd。
5.根据权利要求4所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述来流动压的计算方法包括：
P=ρV2
其中，P为来流动压，V为来流速度，ρ为空气密度。
6.根据权利要求1所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述前缘直板（1）的厚度D设置为最小可承载厚度Di的1.1~1.3倍。
7.根据权利要求6所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述最小可承载厚度Di的计算方法包括：基于最大来流动压条件进行数值计算，获得最大来流动压下前缘直板（1）的载荷；根据前缘直板（1）的载荷以及材料属性，计算前缘直板（1）的最小可承载厚度Di。
8.根据权利要求1所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述前缘直板（1）的长度L与安装槽（6）的宽度相等，且与安装槽（6）的配合方式为松配合。
9.根据权利要求1所述的一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱，其特征在于，所述安装槽（6）的宽度设置为前缘直板（1）厚度D的1～1.1倍。
10.一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱投放控制方法，其特征在于，包括：
当飞行器（4）处于巡航状态时，弹舱舱门（2）关闭，前缘直板（1）在弹舱本体（5）内部；
当需要投弹时，弹舱舱门（2）开启；在弹舱舱门（2）开启的过程中，首先弹舱舱门（2）拉动连接杆（3）向下移动，其次连接杆（3）拉动前缘直板（1）向下运动，弹舱舱门（2）与前缘直板（1）同步运动；当弹舱舱门（2）开启到位时，前缘直板（1）刚好伸出设定高度；
当投弹完成后，弹舱舱门（2）关闭；在弹舱舱门（2）关闭的过程中，首先弹舱舱门（2）推动连接杆（3）向上移动，其次连接杆（3）推动前缘直板（1）向上运动，弹舱舱门（2）与前缘直板（1）同步运动；当弹舱舱门（2）关闭到位时，前缘直板（1）刚好被推至弹舱本体（5）内部。
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| CN118144995B (zh) | 2024-07-23 |
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |