内埋武器机弹分离相容性研究进展综述

艾邦成，宋威，董垒，蒋增辉

中国航天空气动力技术研究院，北京 100074

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(声)性能[1-2]，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%[3])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[4]。采用内埋武器装载主要优点有[5-6]：① 减小武器外挂所带来的附加气动阻力，使战斗机更容易实现超声速巡航；② 可以保证气动外形，有利于提高飞机升阻比；③ 减少外挂武器与机体相互干扰，提高飞行稳定性；④ 减小武器外挂附加RCS，有力地改善战斗机的隐身性能，从而降低其被发现、跟踪和击中的概率，提高战斗机的生存力和作战效能；⑤ 降低飞机飞行时所导致的气动噪声，提高隐声性能。因此武器内埋式装载已成为先进战斗机武器装载的最优选择和发展趋势，如美国的战斗机“猛禽”F22(图1(a))、无人作战飞机X-47B(图1(b))、俄罗斯的T50(图1(c))均采用武器内埋式装载[7]。

图1 采用内埋武器装载的战斗机Fig.1 Fighter aircraft loaded with internal weapons

机弹分离相容性(ASSC)是新型作战飞机内埋武器系统研制过程中的关键技术，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[8]。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[9]，内埋武器舱内复杂的非定常流动现象可引起舱内压力急剧变化，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，甚至碰撞舱壁或舱门，严重威胁着载机的安全性[10-11](图2)。载机流场与武器周围流场的复杂性，导致武器投放时受弹舱的气动干扰影响非常严重，使得内埋武器的分离运动轨迹和姿态角的变化比较剧烈[12-13]。因此预测和评估内埋武器机弹分离相容性具有十分重要的工程应用价值，其可为中国未来新型先进战斗机配套武器的研制和生产提供技术支撑。

图2 武器安全分离和不安全分离示意图Fig.2 Schematic diagram of safe separation and unsafe separation of weapon system

本文主要针对内埋武器机弹分离相容性问题，系统介绍了内埋武器机弹分离相容性的国内外研究进展及存在的主要问题，并给出一些建议。

1 研究进展

内埋武器机弹分离相容性问题涉及到流动→气动→运动→流动的相互耦合、相互影响，使其研究手段具有区别于飞行器静态气动问题的特殊性。研究手段主要分为理论分析与建模(Theoretical Analysis and Modeling,TAM)、风洞投放试验(Wind Tunnel Drop Test，WTDT)、风洞捕获轨迹试验(Captive Trajectory System test,CTS)、数值模拟(Numerical Simulation，NS)和飞行试验(Flight Testing，FT)5种。

1.1 理论分析与建模

早期国内外学者考虑通过合理简化建立能够表征问题主要特征的理论模型，试图从理论角度对内埋武器机弹分离相容性进行讨论，最具代表性的有Malmuth等[14-17]。Malmuth等将内埋导弹(细长体)从矩形舱内分离运动过程分为3个阶段：舱内阶段、穿越剪切层阶段和舱外阶段(图3[16]，图中l为弹长，d为导弹最大半径，S为导弹中心线与剪切层的距离，Δ为剪切层中心偏移量，V为导弹速度)。运用细长旋成体理论得到各阶段内埋导弹所受的气动力和力矩，代入简化处理的2-DOF和3-DOF弹道模型进行数值仿真，得到3种导弹(直径分别为D=D0=0.953 cm，D=2D0，D=3D0)在不同初始分离条件(初始速度和俯仰角速度)下的运动轨迹和姿态角的变化规律。图4为导弹初始条件(V0=120 in/s，ω0= 200 (°)/s，α0=0°，Y0=1 in，V0为初始垂直速度，ω0为初始俯仰角速度，α0为初始攻角，Y0为导弹初始位置，1 in=2.54 cm)时，内埋导弹俯仰角θ和垂直位移Y的时间历程[14]。从图4可看出，内埋导弹的运动动力学特性与导弹的直径大小密切相关，当D=D0时内埋导弹以较短的时间远离武器舱；当D=2D0时导弹在弹舱口几乎处于停滞状态，直到俯仰角变为负值才从弹舱脱离；当D=3D0时，内埋导弹将出现跳弹现象。

图3 内埋导弹运动阶段划分示意图[16]Fig.3 Schematic diagram of movement division for internal missiles[16]

图4 不同直径的内埋导弹俯仰角和垂直位移时间历程[14]Fig.4 History of pitching angle and vertical displacement for internal missiles with different diameters[14]

然而，其所建立的模型仅仅可以解决低速情况下的问题，对高速情况下的内埋导弹投放分离运动并不适用。

1.2 风洞投放试验

基于运动动力学相似的风洞投放试验是研究内埋武器机弹分离相容性的一种非定常模拟方法，其基本原理是将载机与内埋投放物按一定比例进行缩小，依据运动动力相似原则，计算试验模型转动惯量、质量、弹射力、弹射速度等参数，并由此进行风洞投放试验模型设计、制作与试验。采用高速摄像机或多次曝光摄像装置记录投放模型运动的图像，并经图像数据处理可得到不同分离时刻内埋投放物相对载机的运动轨迹和姿态角，试验原理见图5，图中V∞为来流速度。

图5 风洞投放试验原理图Fig.5 Schematic diagram of wind tunnel drop test

风洞投放试验具有不受机构运动范围的限制，不受投放物快速旋转、翻滚影响，轨迹延续时间长，没有支撑干扰等优点。由于投放模型具有解锁分离后处于不受约束的自由飞行状态，能耦合多体运动动力学和空气动力学，使该方法具有模拟非定常效应的特点。其对投放分离瞬间瞬态气动力的模拟，以及投放分离过程瞬态特性的反映效果是其他研究手段所不能比拟的，同时其可较为容易地实现多个模型的投放。其主要缺点是试验中确保准确模拟分离投放初始参数的难度较大，以及试验成本的问题和安全问题，投放模型通常不可重复使用，因此需根据试验状态要求加工较多数量的投放模型，同时载机模型在试验过程中可能出现损坏，且易损伤风洞壁。

表1 重模型与轻模型缩比的优缺点[21]Table 1 Advantages and disadvantages for heavy and light Mach scaling[21]

早在20世纪50年代，Rainey[22]、Carter[23]、Lee[24]等就采用风洞投放试验来研究内埋武器分离相容性问题，并获得一些研究成果。Cary[25]、Bower[26]等在波音公司的PSWT风洞分别开展了MK-82导弹模型和CBU-105模型的风洞投放试验研究，模型采用轻模型设计方法，他们发现在某些风洞试验条件下，内埋导弹有抬头的现象，最终碰撞武器舱的下部，出现内埋武器机弹分离不相容现象。Rudy等[27]对文献[25-26]的试验结果进行深入分析，得出舱口的剪切层对内埋武器机弹分离相容性的影响较弱的结论。Murray等[28]采用高速风洞投放试验轻模型法研究GBU-38导弹模型从内埋弹舱内投放分离运动过程，并发现在不同的投放初始条件下，内埋导弹均能从弹舱中安全分离，但是俯仰角有显著差距。2002—2014年，Flora[3,29]、Merrick[30]采用高速风洞投放试验重模型方法对圆球形和Mk-82模型在长深比为4.5的矩形空腔内投放分离过程进行研究，没有出现碰撞空腔的现象，并与数值模拟进行详细对比，结果比较一致。

图6为风洞投放过程中的模型释放机构和风洞投放记录图[30]。鲁伟[31]和宋威[32-33]等采用轻模型法对超声速内埋武器从类F22战机的开式弹舱分离相容性进行研究，结果表明初始投放分离角速度对内埋武器投放分离后的运动轨迹及姿态角有较大的影响，图7为某车次内埋武器分离运动序列图像，拍摄速度为2 000帧/s。

图6 模型释放机构和风洞投放示意图[30]Fig.6 Schematic diagram of release mechanism and wind tunnel drop model[30]

图7 内埋武器分离运动序列图[32]Fig.7 Sequence-images of internal missile separation[32]

表2为1956—2018年内埋武器机弹分离相容性的风洞投放试验研究概要。从检索的文献看，国内外学者采用风洞投放试验研究高速(Ma>0.8)情况下的内埋武器机弹分离相容性问题主要采用轻模型法。然而，轻模型法中由于模型的气动力与重力之比与实物不一致，导致模型垂直方向加速度存在严重的不足，垂直加速度不足将导致模型下落时垂直位移与水平位移不成比例，从而使模型投放垂直位移偏离实物位移。因此风洞投放试验得到的内埋武器机弹分离不相容问题究竟是内埋武器的内在分离特性，还是由于风洞试验方法存在缺陷造成的呢？需要对高速风洞投放试验轻模型缩比律所带来的垂直加速度不足进行补偿，来回避试验手段的缺陷性。针对高速风洞投放试验轻模型法中垂直加速度不足的问题，国内外学者提出了一些补偿方法，这些补偿方法在一定程度上改善了垂直加速度不足问题，同时也都存在着各自的问题，总结起来有以下几种，见表3。

表2 1956—2018年内埋武器机弹分离相容性的风洞投放试验研究概要Table 2 Summary of wind tunnel drop tests for ASSC of internal weapons:1956—2018

表3 轻模型法垂直加速度不足补偿方法Table 3 Compensation methods for insufficient vertical acceleration in LMS

美国AEDC的Marshall[46]通过风洞投放试验对补偿方法3进行详细研究，并与真实飞行分离运动轨迹作了比较，图8为加大不同弹射力后分离轨迹的对比图(图中z为垂直位移，ΔF′为附加弹射力，m′为模型质量，Δg′为缺失的垂直加速度值)。从图8可以看到，加大弹射力方法对垂直加速度的弥补效果比较有限，垂直方向位移与飞行试验结果始终有一定差距，且随时间增大差距也在增大，即使加大到3倍初始弹射力也仅能保证在分离初始的很短时间内较为接近，其后差距也越来越大，另外，由于该方法改变了相似准则所要求的初始分离速度，因此无法准确模拟初始分离参数，获得的试验初始分离状态与真实飞行器结果偏离较大，试验结果可参考价值受很大影响，其固有的缺陷使得其并不是一个理想的弥补效果的方法。方法4的公式修正法是较为简单的方法，从图8中给出的研究结果来看，采用该方法修正的投放模型轨迹与真实飞行情况下的投放模型轨迹实现了较好吻合，这也说明该方法的修正具有较好的有效性，但是若发生限制了模型自由飞行状态的情况(如载机与投放物发生碰撞)时，公式修正法则不能再使用。

图8 加大不同弹射力后分离轨迹对比[46]Fig.8 Comparison of separation trajectories with different ejection forces[46]

Marshall的风洞试验数据修正公式为[46]

(1)

1.3 风洞捕获轨迹试验

风洞捕获轨迹试验是风洞中进行外挂物分离相容特性测定较为广泛的方法[47-48]，是一种准定常的风洞试验方法。风洞CTS试验是国外20世纪60年代发展起来的一种研究飞行器机弹分离相容性的试验技术[49]，最初主要被用于研究悬挂在机翼或腹部上的外挂物(External Store)的分离问题[50-53]。2004年，Doyle[51]详细介绍了阿诺德工程发展中心(AEDC)PWT风洞中的CTS试验机构及关键技术，如图9所示。文中指出美国空军和ADEC运用CTS试验机构开展了多项外挂物分离相容性的风洞试验研究，研究了A-7D飞机挂载不同外挂物(有翼、无翼的BLU-1C/B、MK-82GP、MK-82SE等导弹)在不同马赫数、不同高度、不同载机攻角下的机弹分离相容性问题，并在文中分析了飞行试验数据与风洞试验数据之间误差的产生原因。2006年，Ji等[52]在飞机研究机构(Aircraft Research Association，ARA)的8 ft× 9 ft(1 ft=30.48 cm)风洞中对T50飞机的外挂导弹分离特性问题进行了风洞CTS试验研究，载机模型缩尺比为1∶9，结果表明，在给定的风洞试验条件下，外挂导弹均能安全地分离，没有出现较大的抬头运动，其相关的研究成果应用于改进导弹的气动外形设计中。

图9 AEDC风洞CTS试验装置及试验流程[51]Fig.9 Device and procedure of CTS test in AEDC[51]

风洞CTS试验技术也被国内外学者应用在内埋武器机弹分离相容性的问题上，但研究比较少，如F-35战斗机(图10)[54]。王勋年等[55]于1999年采用风洞CTS试验技术在低速风洞中研究了空气动力对战斗机内埋导弹弹射分离相容性的影响，结果表明，导弹分离过程中，空气气动力使导弹正俯仰并大幅减小下落速度，必须施加弹射力才能保证内埋导弹安全分离，俯仰力矩是影响导弹姿态的重要因素，俯仰阻力力矩对导弹的俯仰角运动有明显的影响，气动力对导弹的分离位置影响不显著，在导弹投放分离的初始阶段，导弹滚转对分离轨迹的影响较小，如图11所示。

图10 F-35战斗机内埋武器分离的风洞CTS试验[54]Fig.10 Wind tunnel CTS test of internal weapons seperation of F-35[54]

图11 滚转对导弹俯仰角的影响[55]Fig.11 Effect of model-roll on pitching angle[55]

1.4 数值模拟

随着高性能计算机技术和计算流体力学(CFD)的迅猛发展，使用数值模拟方法对内埋武器机弹分离相容性的研究也日益成熟，其具有周期短、全尺寸计算、重复方便、易于改变初始条件等优点，此外数值模拟还可为风洞或飞行试验的状态确定提供参考和指导[56]。内埋武器机弹分离过程处于载机的干扰流场中，因此数值模拟过程必须求解表征流体动力学的Navier-Stokes(N-S)方程，求解N-S方程的方法有：直接数值模拟(Direct Numerical Simulations，DNS)、雷诺平均N-S(Reynolds-Averaged Navier-Stokes，RANS)模拟、大涡模拟(Large-Eddy Simulations，LES)、脱体涡模拟(Detached-Eddy Simulations，DES)、延迟分离涡模拟(Delayed Detached-Eddy Simulations，DDES)、时间精度N-S(Time-Accurate Navier-Stokes，TANS)方程。

处理分离问题的数值模拟方法可以细分为两类：一是以刚体运动为主，气动力的影响以气动力系数的形式影响内埋武器的分离轨迹；另一类是CFD耦合六自由度方程(6-DOF)的方法，文献[57]将这两种方法归纳为COEF-6DOF方法和CFD-6DOF方法：① COEF-6DOF方法的精度与气动力系数的准确与否密切相关，一旦得到了气动力系数后就能很快地计算出分离物的轨迹，然而这种方法难以准确地考虑内埋武器与载机之间流场干扰对内埋武器气动力系数的影响[58]；② CFD-6DOF方法主要包括两种，基于动网格方法和基于嵌套/重叠网格方法。前者基于主要非结构网格或笛卡儿网格，采用动网格技术对局部网格进行重构，实现流体域和刚体运动的耦合；后者是将复杂的流动区域分成几何边界比较简单的子区域；各子区域中的计算网格独立生成，彼此存在着重叠或嵌套关系，流场信息通过插值在重叠区边界进行匹配和耦合[59]。

基于非结构化的动网格技术是模拟飞行器内埋武器机弹分离相容性问题的有效方法，具有较好的复杂外形模拟和适应能力，且能用于复杂外形的网格划分，其被国内外学者广泛应用[60]。国内外学者在数值模拟的过程均是耦合求解流体运动方程和刚体运动方程，但针对不同的问题，所采用的流动控制方程有所差异。如2009年，Nelson和Cain[61]采用CFD方法对非定常气动力载荷对投放物轨迹的影响进行研究，当投放时间变化时，所预测的轨迹会出现一些误差，忽略弹射力对导弹施加的力矩会导致轨迹出现大的误差，当投放物质量大大减小时轨迹也会出现很大的变化；同年，Davis[62]采用CFD-6DOF方程方法研究非定常武器舱流场对投放物轨迹的影响，评估了多个分离参数对轨迹偏离的影响效应，包括投放物质量特性、弹射力、流动特性、武器舱形状，证实了耦合CFD/6DOF轨迹模拟来预测非定常流场轨迹的能力。2018年，廉佳等[63]等耦合求解RANS及六自由度运动方程(URANS/6DOF)，采用非结构动网格技术数值模拟了跨声速条件下(Ma=0.75)的开式空腔模型分离特性，对比分析了飞行高度、弹射力组合以及斜板措施对模型分离运动轨迹及姿态角的影响，腔体模型采用放大12.7倍的M219标准模型，武器舱的长深比L/D=5。图12为计算模型示意图。仿真结果表明，较高的飞行高度有利于改善模型的分离特性；弹射力对模型姿态影响较大，当弹射力组合提供一定的低头力矩时，模型分离下落较平稳。

嵌套/重叠网格的基本过程是对运动部件和静止部件单独划分网格，其中运动部件的网格为嵌套网格，静止部件网格作为背景网格，将嵌套网格和背景网格组合在一起形成相互重叠的网格系统，当模型复杂且运动部件较多时，嵌套/重叠网格技术可以保证网格的质量，减小网格划分难，常常被用于研究内埋武器机弹分离相容性问题[58-80]，网格划分采用结构网格[79]、非结构网格[72]、结构与非结构混合网格，求解的流动控制方程也有所不同，如Atwood[68]采用求解B-L湍流模型的URANS方法，对二维情况下导弹从开式内埋武器舱分离的过程进行了研究。2014年，李骞等[73]采用嵌套网格方法对高空高速情况下内埋武器的分离过程进行了仿真分析，内埋武器分别采用舱内自由投放、舱内弹射投放和舱外自由投放3种分离方式进行分离，发现在高空高速条件下，内埋武器可以通过舱内弹射投放和舱内自由投放安全分离，而舱外自由投放不能安全分离；国内外研究学者也有采用贴体直角网格技术来研究内埋武器机弹分离相容性问题[74]，但比较少。表4为1989—2019年内埋武器机弹分离相容性的数值模拟研究概要。

表4 1989—2019年内埋武器机弹分离相容性的数值模拟研究概要Table 4 Summary of numerical simulation for ASSC of internal weapons:1989—2019

1.5 飞行试验

飞行试验是研究内埋武器机弹分离相容性问题的最为直接手段，其可模拟全尺寸分离部件在高过载、大攻角、快速滚转等极限飞行条件下的分离过程，然而飞行试验代价昂贵，试验复杂，同时危险也最大，一般作为最后的验证的手段。

美国在2000—2004年，利用4架F-22试验机进行了多达百次的外挂武器投放、副油箱分离、内埋导弹弹射分离等试验，用于研究武器投放的安全性问题以及摸清战机武器安全投放的飞行包络[54,81]。图13和图14分别为F22发射空空导弹飞行试验示意图及状态表。

图13 F22发射空空导弹试验示意图Fig.13 Schematic diagram of F22 launching air-to-air missile test

图14 F22开展飞行试验的状态表[81]Fig.14 Status table of flight test for F22[81]

从以上论述可知，无论是风洞试验还是数值模拟，其难度均比较大，单纯一种研究手段所获得结果均存在一定的局限性，且研究对象和研究条件均有所不同，这导致几种研究手段所获得的结果无法进行有效的对比与校准。因此急需要建立内埋武器机弹分离相容性的统一研究对象和研究条件，进行多种研究手段的对比与校对，进而发现各种研究手段的优点和缺点，以便为未来研究该类问题提供参考，图15为内埋武器机弹分离相容性问题研究关系图。

图15 内埋武器机弹分离相容性问题研究关系图Fig.15 Research relationship diagram of ASSC for internal weapons

1.6 内埋武器机弹分离的天地相关性

天地相关性研究主要是指基于某个关键的关联参数，通过修正或拟合等数据分析与处理方式，建立地面风洞预测与真实飞行条件下数据间的联系，最终实现由地面风洞试验数据向飞行试验数据的合理外推[82-84]，并给出相应的误差和不确定度分析。国内外关于天地相关性研究主要集中在飞行器的气动力和气动热数据方面[84]。然而，对于内埋武器的机弹分离相容性问题研究较少。这可能与飞行试验方法成本高、效率低且风险大有关[85]。

早期国外采用飞行试验研究机弹分离相容性问题时，主要采用“试射”手段，即首先选定一个安全的初始状态，然后逐步增加武器投放边界条件，不断进行飞行试验，直到武器与载机无法保证基本的安全分离条件为止，这种方法成本高、效率低且风险性很大，使得飞行试验数据结果获取十分困难。不过即使如此，仍有部分学者开展了外挂式武器机弹分离的相关性研究，如美国AEDC的Marshall[46]、Robert[86]、Sridhar[87]等。图16为某布局武器的风洞投放试验结果与飞行试验结果相关性的对比图(Marshall,1977[46])，图中θ为飞行器的俯仰角，z为垂直位移。如1.2节所述，重模型法的运动是严格相似的，但模型的俯仰方向阻尼不足，难以保证俯仰角加速度满足相似关系，从而导致模型的俯仰角运动不相似，特别是当投放模型具有较大初始俯仰角速度时，两者的差异更加明显，因此俯仰姿态角的相关性较差(图16(a))。Marshall[46]对“轻模型法”垂直方向位移不足开展了两种补偿方式研究：① 加大投放模型弹射力；② 公式修正，如图8所示。风洞投放试验中的模型包括气动稳定、中立稳定及不稳定3种布局，马赫数范围覆盖亚声速及跨声速范围，通过对投放武器模型施加不同大小的垂直弹射力探究了附加弹射力对垂直位移的影响，并提出了一个具有普适性的垂直位移经验修正公式(见式(1))。图16(b)为“轻模型法”修正前后垂直位移风洞投放试验数据与飞行试验数据的对比，可看出，模型的俯仰姿态角的相关性比较好，而垂直方向位移在修正前的相关性比较差，当采用公式修正后，其相关性比较好。

图16 风洞投放试验与飞行试验的相关性[46]Fig.16 Correlation of wind tunnel drop test and flight test[46]

20世纪60年代末，Robert[86]采用风洞投放试验、捕获轨迹试验和数值仿真3种方法对某尾翼固定的炸弹从后掠三角翼飞机上投放分离问题进行研究，并与飞行试验结果进行对比分析(如图17所示)，研究发现垂直方向位移相关性比较好，而俯仰姿态角的相关性有一定偏差，图17所示是某尾翼固定武器从后掠三角翼飞机上投放的风洞投放试验和飞行试验的相关性结果(Robert，1969[86])，从图17可看出俯仰姿态角的相关性有一定的偏差，垂直方向位移相关性较好。

图17 地面预测与真实飞行的相关性[86]Fig.17 Correlation of ground prediction and actual flight[86]

2 相关流动控制方法

内埋武器舱的流动可看作为空腔流动[88]，自从空腔流动问题被认识以来，国内外研究学者对改善空腔的流动及气动特性开展了大量的风洞试验和数值计算研究[88]。一些控制方法涉及到改变空腔的几何外形(空腔底部开孔[89-91]、前缘斜坡[92]、倾斜空腔后缘壁面[93]等)或增加外部装置(如添加高度栅栏[94-95]、前缘悬细金属条[7]、前缘加装细圆悬杆[96-98]等)，这种流动控制方式通常被称为被动控制技术。Rossiter[99]和Nightingale[100]等相关学者开展了大量的关于前缘扰流片对内埋武器舱流动特性影响的风洞试验研究。相比于被动控制，主动控制方法则更加灵活，主动控制方法主要是通过增加外部能量输入来改变空腔内的流量[101]，其可以根据不同的来流条件改变控制输入的大小，主要有底部注气[102]、前缘吹气[103-104]、脉动能量输入[105-106]、微射流[107-108]和合成射流[109]等方法。主动控制方法可更进一步分为开环(Open-Loop)和闭环(Close-Loop)流动控制[110]。闭环主动控制所需的能量输入较小，且能根据流动条件变化进行实时调节，具有较高的控制效率。闭环控制又可分为准定常闭环控制和动态闭环控制两种形式，是一种类似对开环控制进行“调整”的方法，比如通过慢速调节开环控制中的激励频率或振幅以达到最佳的控制效果，后者则利用与流场动态时间尺度一致的反馈来调节激励，相比准定常闭环控制，动态闭环控制起效时间短且所需能量少[110]，图18为空腔流动控制分类图。

图18 空腔流动控制方法分类Fig.18 Classification of cavity flow control methods

然而，关于内埋武器机弹分离相容性的流动控制方法方面的研究比较少，表5为2004—2018年内埋武器机弹分离相容性的流动控制方法研究概要，如2004年Bower等[111]在波音PSWT风洞采用网格测力和风洞投放试验手段研究弹舱前缘喷气射流对武器(MK-82 JDAM)分离相容性的影响，其中风洞投放试验相似设计采用轻模型法，试验马赫数Ma=2.5，发现无流动控制的内埋武器在分离过程中出现抬头运动，当施加喷气射流后，内埋武器在分离过程中表现为低头运动(如图19所示[111])。

图19 有/无流动控制状态下风洞投放试验对比图[111]Fig.19 Sequence images for baseline and controlled release of weapon model in wind tunnel test [111]

表5 2004—2018年内埋武器机弹分离相容性的流动控制方法研究概要Table 5 Summary of flow control methods for ASSC of internal weapons:2004—2018

2012年，冯强和崔晓春[112]以高速风洞气动力测量为研究手段，在马赫数Ma=0.8条件下开展了基于前缘扰流片激励的武器舱内埋武器分离安全性的流动控制技术试验研究，研究表明，当内埋武器舱前缘不施加扰流片时，内埋武器在分离过程中存在较大的抬头力矩及正升力，不利于内埋武器的安全分离，通过在武器舱前缘布置扰流片，可对舱口剪切层施加激励，有效地改善武器的分离特性(图20[112])。

2014年管德会和蔡为民[113]采用静态测力及风洞CTS试验研究内埋武器舱前缘设计扰流板对内埋导弹偏航姿态角的影响；之后，Duk[65]、郭亮[114]、Zhu[115]等分别采用CFD耦合6DOF方程数值模拟不同流动控制方法对内埋武器机弹分离相容性的影响，并取得一些研究成果(图21[115])，其中Duk[65]和Zhu[115]等采用DES方法，郭亮等[114]采用DNS方法。

图21 4种不同流动控制下导弹分离过程[115]Fig.21 Missile separation process with four different control devices[115]

从文献中看，研究方法主要集中在静态测力(定常)[112]、风洞CTS试验(准定常)[113]和数值模拟[65,115]方法上。内埋武器从弹舱内投放分离是一种非定常动态运动过程，由于内埋武器舱内的流动及气动特性比较复杂且内埋武器要穿过舱口剪切层，内埋武器的分离过程尤其是高速流动下，在极短的时间里内埋武器的运动轨迹及姿态会产生急剧变化，由此作用在内埋武器上的气动力也剧烈变化，作用在内埋武器上的气动力和内埋武器的分离运动间的相互耦合、相互影响更加复杂。基于定常及准定常的风洞试验并不能真实反映及再现内埋武器投放分离过程，无法模拟内埋武器投放分离的非定常效应。基于运动动力学相似的风洞投放试验是研究飞行器多体分离与干扰特性的一种非定常风洞试验技术，从国内外的研究文献看，只有少数学者采用风洞投放试验技术来研究流动控制对内埋武器机弹分离相容性的影响。虽然有些学者[111]寻求非定常数值模拟方法来研究流动控制对机弹分离相容性的影响，但是缺少非定常风洞试验结果的验证和对比分析，并且模拟的来流马赫数主要是亚、跨声速(Ma=0.6～0.95)，对超声速下的内埋武器机弹分离相容性没开展研究，对新一代先进战斗机超声速巡航飞行状态下的内埋武器机弹分离相容性的参考意义不是很突出。

3 结束语

内埋武器机弹分离相容性问题涉及到非定常空气动力学和飞行动力学交叉学科研究，不仅要弄清楚载机与内埋武器间的相互流场干扰特性(涉及到流动机理问题)，而且要准确知道作用在内埋武器上的非定常空气动力，最终才能对载机与内埋武器间的相对运动轨迹及姿态进行准确的预测与评估。经过国内外研究学者的不懈努力，在内埋武器机弹分离相容性研究方面取得了一定的成果，但是根据文中分析，现有的研究方法存在各自的问题且无法进行对比互校，在工程实际应用中仍存在诸多问题与挑战。结合本文对内埋武器机弹分离相容性及其流动控制方法的总结以及存在的问题，对未来的研究发展提出建议和展望：

1) 建立内埋武器机弹分离相容性的统一研究对象(标模)和研究条件，开展多种研究手段的相互对比与校对，分析不同预测手段之间差异产生的原因，提升各个手段的整体预测能力，建立内埋武器机弹分离相容性的多种研究手段互校预测平台，进而发现各种研究手段的优点和缺点，以便为未来研究该类问题提供参考。

2) 内埋武器舱的布局形式严重限制战斗机挂载的武器尺寸，武器小型化成为必然，采用折叠或伸缩式的舵面/翼面是武器小型化的有效手段，然而，折叠翼舵面在展开时武器的压心位置会有大幅度的变化，且会带来附加的气动干扰，这会对武器的控制造成困难，因此开展导弹内埋发射折叠翼/舵展开时的附加气动干扰对机弹分离相容性的影响研究是必要的。

3) 载机大机动条件下实现空空导弹的内埋弹射发射是新一代先进战斗机的重要作战性能，目前风洞试验和数值模拟在研究内埋武器机弹分离相容性时，载机的攻角一般是固定的，也即内埋武器分离后处于载机静态干扰流场下，然而，当载机做大机动飞行时，内埋武器所处的流场是动态运动的，两种不同流场下，内埋武器机弹分离特性差别值得研究。