力学学报  2018 , 50 (6): 1346-1355 https://doi.org/10.6052/0459-1879-18-180

高速空气动力学

内埋武器高速风洞弹射投放模型试验关键技术研究

宋威1), 鲁伟, 蒋增辉, 白鹏

中国航天航天空气动力技术研究院, 北京 100074

THE CRUCIAL TECHNIQUE INVESTIGATION OF WIND-TUNNEL DROP-MODEL TESTING FOR THE SUPERSONIC INTERNAL WEAPONS

Song Wei1), Lu Wei, Jiang Zenghui, Bai Peng

China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China

中图分类号:  V211.7, V212.1

文献标识码:  A

收稿日期: 2018-06-1

接受日期:  2018-06-1

网络出版日期:  2018-11-18

版权声明:  2018 力学学报期刊社 力学学报期刊社 所有

作者简介:

1) 宋威, 工程师, 主要研究方向: 飞行器多体分离与干扰特性和自由飞行动态稳定性. E-mail: qxj19860128@126.com

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摘要

针对新一代战斗机超声速内埋武器弹射投放分离安全性问题,采用高速风洞投放实验技术研究内埋武器从开式武器舱弹射投放分离动态运动过程,风洞投放模型试验过程中采用除垂直加速度不足外,其余全部运动严格相似的轻模型相似设计方法,并针对轻模型法垂直加速度不足所导致的投放垂直位移偏离实物位移问题,采用一种简单易行的公式修正法进行补偿,试验给出了不同初始弹射投放分离条件下,内埋武器从载机投放分离后运动轨迹与姿态角随分离时间的变化规律,试验马赫数$Ma = 1.5$.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,当初始投放分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ/{\rm s}$时,内埋导弹出舱后先向下运动远离载机的流场干扰区,之后逐渐向载机方向抬升靠近并最终碰撞载机,高速风洞投放试验结果是不安全的,但经过公式修正后投放试验结果比较乐观,垂直方向运动仍然一直下降远离载机,这说明采用高速风洞投放试验得出的导弹不安全投放分离对真实载机来说不一定会出现,高速风洞投放试验结果比较保守. 当初始投放分离角速度$\omega _{z0}^s= 15^\circ/{\rm s}$和$\omega _{z0}^s = 30^\circ/{\rm s}$时,内埋导弹投放分离后运动趋势几乎一致, 均没出现向载机靠近的现象,内埋导弹具有一定的初始投放分离角速度有利于内埋武器的安全分离.

关键词: 内埋武器 ; 高速风洞 ; 风洞投放实验技术 ; 轻模型法 ; 公式修正法

Abstract

A wind tunnel drop-model testing technique is applied to study the dynamic separational process for the internal weapon from the open weapon cabin ejection for the separation safety problem of supersonic internal weapon ejection delivery, The light model similar design method is used in the wind tunnel drop-model testing which all movement is strictly comparable in addition to lack of vertical acceleration and the lack of the vertical acceleration can cause displacement deviation real displacement. in the end we use a simple formula method to compensation the lacking vertical displacement. the experiment gives the law of separation trajectory and attitude for the different initial ejection separation condition, the test Mach number is $Ma= 1.5$. The results show that the initial separation angle velocity has a great influence on the motion trajectory and the attitude angle for the internal weapon. When the initial separation angle speed is $\omega _{z0}^s = 0^\circ/{\rm s}$, the internal missile firstly moves down to the disturbed flow field far from the cariier the separation,then it gradually moves towards to the carrier direction and collides the carried vehicle. The experimental results of high speed wind tunnel are unsafe,but the result is optimistic after the formula is corrected. This shows that the unsafe separation of missiles obtained by the high speed wind tunnel test may not necessarily occur for the aircraft and the results that obtained by the high speed wind tunnel test are conservative. When the initial separation angle speed is $\omega _{z0}^s = 15^\circ/{\rm s}$, $\omega _{z0}^s = 30^\circ/{\rm s}$, the movement trend of the embedded missile is almost the same and there is no approaching the carrier aircraft. The embedded missile which has a certain initial delivery angle is conducive to the safe separation of internal weapons.

Keywords: internal weapons ; high-speed wind-tunnel ; wind-tunnel drop-model testing technique ; light-model method ; modified formula method

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宋威, 鲁伟, 蒋增辉, 白鹏. 内埋武器高速风洞弹射投放模型试验关键技术研究[J]. 力学学报, 2018, 50(6): 1346-1355 https://doi.org/10.6052/0459-1879-18-180

Song Wei, Lu Wei, Jiang Zenghui, Bai Peng. THE CRUCIAL TECHNIQUE INVESTIGATION OF WIND-TUNNEL DROP-MODEL TESTING FOR THE SUPERSONIC INTERNAL WEAPONS[J]. Acta Mechanica Sinica, 2018, 50(6): 1346-1355 https://doi.org/10.6052/0459-1879-18-180

引 言

新一代战斗机要求具有大作战半径、强突防和高生存能力,能快速到达并进行近距格斗和实施远程精确打击,能应对敌方强大的电子雷达系统和防空导弹威胁,故要求战机不仅具有高机动性、超声速巡航、超视距作战能力,还要具有良好的隐身性能. 为实现上述指标, 需减少飞机雷达反射面积RCS,提高隐身性能; 减小飞行阻力, 实现超声速巡航; 提高升阻比,获得高效率的气动性能; 扩大飞行迎角, 提高飞机机动性; 降低飞机噪声,提高隐声性能[1-4].

传统外挂式武器携带, 显而易见不具备以上要求,而采用内埋式武器装载以后, 将使飞机的飞行阻力减小近30%,同时还能极大降低飞机雷达反射面积,因此武器内埋式装载已成为新一代战斗机武器装载的发展趋势,如美国联合攻击机JSF, F-22,F-35战机、无人作战飞行器UCAV等新一代军用飞行器都采用武器内埋,俄罗斯T-50, 中国的J-20,J31均无一例外地采用武器内埋式装载[5-7].

然而,内埋武器装载所引发的一系列关键空气动力学问题已成为先进飞行器研制的技术瓶颈,内埋武器投放分离就是其中一个关键技术,研究表明内埋弹舱内表面具有复杂动态气动载荷,内埋武器在投放时受弹舱的气动影响非常严重,加上载机流场与武器周围流场的复杂性,使得内埋武器的分离运动轨迹更加难以预测[7-11].如果内埋导弹不以安全的方式投放, 武器可能与载机发生碰撞,危及载机的安全, 因此研究内埋武器分离安全性,预测武器投放后的飞行弹道与姿态,并在一定时间内获得有利的发射姿态和发射位置,具有十分重要的意义[12].

针对超声速内埋武器投放分离这一问题,国内外进行较为细致的探讨与研究,主要有飞行试验、地面试验、计算流体力学(computation fluid mechanics, CFD)数值模拟研究[13-16].飞行试验成本比较高, 也有较高的危险性,所以目前的研究以地面试验和CFD数值模拟为主,雷娟棉等[13]数值模拟了航弹与载机分离安全问题,给出不同飞行马赫数、攻角、侧滑角、飞行高度及航弹在不同初始投放速度、角速度下航弹分离轨迹及姿态角的变化规律.Monique 等[16]进行了F-35内埋武器投放分离过程数值模拟,并对不同挂载物进行了挂载测力试验以及飞行试验等工作.

地面试验中的风洞投放模型试验、网格测力、捕获轨迹等试验技术均为高速风洞中进行投放物分离轨迹特性测定较为广泛的方法[17],但内埋式武器弹射分离过程中的运动空间非常有限,武器模型的支撑将成为一个大难题,采用风洞投放试验技术不存在这方面的问题, 此外,风洞投放试验还具有其他一些优点, 如投放试验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,因此风洞投放试验技术是一种不可替代的试验技术,风洞投放试验技术是基于运动动力学相似理论的非定常试验技术,且在研究内埋武器投放分离安全性具有一定的优势[17].

本文采用基于运动动力学相似理论的风洞投放实验技术研究超声速内埋武器风洞弹射投放分离运动特性,并创新地采用公式修正法来补偿高速风洞投放试验轻模型相似设计方法垂直加速度先天不足问题,并给出初始分离条件对内埋武器高速风洞弹射投放分离特性的影响结果比较.

1 试验方案

1.1 试验方法

风洞投放试验的基本原理是将载机与投放物按比例缩小,保持模型与实物间的几何相似, 依据运动动力学相似原则,计算试验模型的质量特性(如转动惯量、质量、重力、弹射力、弹射速度等)参数,并由此进行试验模型设计、制作与加工,试验时采用高速摄像机或多次曝光摄像装置记录投放模型动态运动的图像,并经图像数据处理得到其运动轨迹及姿态角随时间的变化规律,从而可确定投放物安全投放的参数范围.

内埋武器高速风洞投放试验主要是保证飞行马赫数Ma相似,根据不同的投放要求采用不同的模型相似设计方法,目前常用的方法有重模型法与轻模型法,前者常用于无初始弹射的自由投放,后者常用于有初始弹射投放的投放试验, 因F22战机采用弹射投放内埋武器,故本次内埋武器高速风洞投放试验拟采用试验轻模型相似设计方法(本文统一简称为"轻模型法"),轻模型法除了垂直加速度不足外, 其余全部运动都是严格相似的,模型有正确的弹射运动和俯仰振动.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[18-20].定义"缺失"的垂直加速度为$\Delta g =(T_{\rm m}/T_{\rm s}k_{l}-1)g$, 式中$T$为来流静温, 下标"m"表示模型或风洞试验状态,"s"表示全尺寸飞行器状态, $g$为重力加速度,一般为9.806 65 kg/m$^{3}$.

针对轻模型法中垂直加速度不足的问题,国内外研究人员提出一些弥补方法, 但实现起来比较困难,文献[19]中提到的加大弹射力使模型产生附加弹射速度的方法最大的缺点是不能准确地模拟模型解锁瞬时的分离速度和分离角速度.

本文创新地采用公式来修正投放物的垂直方向位移$y$(简称"公式修正法"). 主要步骤有:

(1)根据模型动态运动图像记录, 判读出试验中各个投放物模型的运动轨迹,获得投放物模型的运动轨迹上垂直向下的位移$y'$;

(2)对步骤2中获得的投放物模型垂直方向位移附加一个附加位移$\Delta y= \Delta gt^2 / 2$;

(3)经过步骤3修正后的各个投放物模型位移即为与实物保持相似的已补偿重力加速度不足的各个投放物模型位移$y=y' + \Delta y$.

1.2 试验设备

本次内埋武器高速风洞投放模型试验是在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞完成的.FD-12风洞是一座暂冲式亚跨超三声速风洞,试验段横截面为1.2 m $\times $ 1.2 m, 亚跨试验段长度3.8 m,超声速试验段长度2.4 m, 马赫数范围为$0.3 \sim 4.0$,观察窗直径为500 mm, 配备纹影系统.

模型投放运动图像拍摄采用的是Photron公司的SA5高速摄像机,最高分辨率1024 $\times $ 1024,高速摄像机布置在观察窗侧面进行单平面流场拍摄,其能记录模型沿纵向$x$、铅垂方向$y$以及俯仰方向$\theta $的运动,拍摄速度为2000帧/秒, 图像分辨率为1024 $\times $ 1024,相邻两帧图像的时间间隔$t=0.5 $ ms.

试验要求高速摄影机启动拍摄和模型投放动作具有良好的同步性,通过HT型多通道延时仪来实现控制系统联调,包括对气压控制、高速摄像机采集系统控制等.

1.3 试验模型与状态

本次内埋武器高速风洞投放模型试验的载机模型采用类F22战机气动外形,载机后端通过定位块与风洞支杆固定连接,故载机模型的设计方法同一般风洞试验模型设计方法一致.如图1所示载机在风洞中安装示意图.

图1   载机模型在风洞中安装示意图

Fig.1   The install schematic diagram for airplane in wind-tunnel

内埋导弹为F22战机配置的先进中程空空导弹AIM-120C简化模型,模型缩比为$1:20$, 图2为内埋导弹在弹舱中的安装位置图,弹舱(从载机后端往头部看, 弹舱在对称面的右边, 称之为右弹舱,左弹舱处于封闭状态)内共布置3枚导弹,为区分导弹位置对其进行编号(从载机后端往前看, 靠近机翼导弹定义为N1,以此类推N2, N3导弹, 见图2所示), 在风洞投放分离试验时, N1,N2导弹处于固定状态, N3导弹在弹射分离机构作用下沿垂直方向向下投放.

图2   导弹在弹舱内位置示意图

Fig.2   The position schematic diagram of missile in the internal bay

定义内埋导弹投放分离的惯性坐标系$oxyz$,原点取在导弹初始质心位置上, 沿风洞水平方向为$x$正向,垂直向上为$y$正方向, 根据右手系确定$z$坐标轴. $x$, $y$,$z$分别表示导弹质心坐标在3个方向上的分量, $\theta$, $\psi $,$\varphi $分别表示导弹的俯仰角, 偏航角, 滚转角.由于本次内埋武器风洞投放分离试验采用单台高速摄像机进行拍摄,因而只能给出内埋导弹沿纵向, 竖向及俯仰方向的运动轨迹.

研究表明[21-23]:当内埋弹舱是"开式弹舱"、"深弹舱"时,投放物一般能比较顺利地分离, 本次内埋武器投放试验的弹舱长$L =224.55 $ mm, 深度$D = 28.93 $ mm, 长深比 $\delta = L/D = 7.76\leq 10$, 属于开式弹舱. 内埋导弹的相关参数见表1所示.

表1   内埋导弹质量特性参数表

Table 1   The mass parameters of blunt cone model

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本次内埋武器高速风洞投放模型试验状态见表2所示.风洞投放模型试验马赫数$Ma = 1.5$, 攻角$\alpha = 2.2^\circ$, 侧滑角$\beta = 0^\circ$, 真实内埋导弹初始分离速度$V_{y0}^s = 7$ m/s,初始分离角速度分别为$\omega _{z0}^s = 0^\circ /{\rm s}$, $15^\circ/{\rm s}$, $30^\circ /{\rm s}$, 共计作了三种试验状态,每次状态重复两次.约定后续文中提及的分离角速度均为真实导弹飞行器的初始投放分离角速度.

表2   内埋武器高速风洞投放模型试验状态表

Table 2   The high-speed wind-tunnel drop-model test state of internal missile

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1.4 弹射投放分离机构

弹射投放分离机构设计的合理性将决定着试验是否能够获得准确的投放初始分离速度$V_{y0}^m$和分离角速度$\omega _{z0}^m $.本次弹射投放分离机构采用双气缸驱动(如图3所示),前后气缸的缸体与固定板采用螺纹连接,固定板嵌入弹舱盖板中并采用螺钉固定, 活塞杆通过插销与移动挂架连接,内埋导弹与移动挂架一体采用高强度钼丝捆绑, 当接到驱动信号后,活塞杆在高压气体推动下自由运动,运动到设定的参数(行程、分离姿态角$\theta _0 = 2^ \circ)$钼丝被剪断, 内埋导弹与移动挂架解锁分离,从而实现内埋导弹的弹射投放分离,通过改变气缸内压力大小调节分离速度与分离角速度.

图3   弹射分离机构

Fig.3   The mechanism of ejecting separation

2 试验结果与分析

2.1 试验结果

图4为竖直平面内由高速摄像机同步拍摄到的内埋导弹在风洞中投放分离运动图像序列及分离轨迹随时间变化曲线图,对应的试验序号为A-1, 来流马赫数$Ma = 1.5$, 攻角$\alpha = 2.2^\circ $, 从图4可看出内埋导弹在无初始分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ/{\rm s}$弹射分离过程中, 内埋导弹的分离投放运动是不安全的,运动轨迹及姿态角变化比较显著,俯仰角一直处于增大趋势并最终碰撞载机, 具体运动表现为:纵向运动$x$在靠近载机弹射架附近变化并不显著, 之后变化比较迅速,一致沿气流方向运动, 垂直方向运动$y$基本直线下落, 之后逐渐上升,俯仰角一直增大, 在可观察到区域内, 俯仰角可达到$\theta _{\max } =50^{\circ}$,图5为两次风洞投放模型试验的运动轨迹及姿态角的重复性曲线图,内埋导弹的运动轨迹及姿态角变化规律比较一致, 只是重合度有些差异,这对风洞投放模型试验是可以接受的,因为投放分离时受不同导弹模型加工误差,模型质量特性(质心、质量、转动惯量等)的差异,图像判读误差等因素的影响.

图4   第A-1次风洞试验

Fig.4   The testing result of Serial number A-1

图5   同一初始分离条件下两次试验的重复性曲线

Fig.5   The repetitive curve for two testing with identical conditions

图6图7分别为初始分离角速度$\omega _{z0}^s = 15^\circ/$s, $\omega_{z0}^s = 30^\circ/$s时的投放分离运动图像序列及分离轨迹及姿态角时间历程图,对应的试验序号分别为B-2, C-1.由图可看出内埋导弹的投放分离是安全的,内埋导弹由于具有初始分离角速度, 弹体迅速低头, 出现了负攻角,弹体所受的升力为负, 由于该导弹是静不稳定的,弹体受到低头的俯仰力矩, 导致负攻角增大, 所受的负升力变大,弹体迅速远离载机的强干扰流场.

图6   第B-2次风洞试验

Fig.6   The testing result of serial number B-2

图7   第C-1次风洞试验

Fig.7   The testing result of Serial number C-1

图8为第A-1次试验的垂直方向位移$y$原始值与修正值的对比曲线图,其中来流马赫数为$Ma = 1.5$, 攻角$\alpha = 2.2^ \circ $,初始投放分离速度$V_{y0}^s = 7$ m/s, 分离角速度$\omega _{z0}^s =0^\circ /{\rm s}$.从图中可看出高速风洞投放试验得到的内埋武器投放分离垂直方向位移$y$(称为"原始值")先向下运动远离载机, 之后逐渐抬升, 向载机靠近,试验结果是不安全的,从前面理论的分析可知垂直方向位移$y$并不是真正的运动位移,经过公式修正后结果比较乐观, 垂直方向运动仍然一直下降远离载机,这说明采用高速风洞投放试验得出的导弹不安全投放分离对真实载机来说不一定会出现,高速风洞投放试验结果比较保守.

图8   第A-1次试验的垂直位移$y$原始值与公式修正值对比图

Fig.8   The comparative curve of original and corrected data for $y$ of A-1

图9为第B-2和C-1次试验的垂直方向位移$y$原始值与修正值的对比曲线图,从图中可看出高速风洞投放试验得到的内埋武器投放分离垂直方向位移$y$一直向下运动远离载机,试验结果是安全的, 经过修正后的值与原始值在初始阶段差距较小,随着时间的推移, 差距逐渐加大, 在相同的时间内,修正后的垂直位移比真实原始值要大一点.

图9   第B-2 与C-1 次试验的垂直位移y 原始值与公式修正值对比图

Fig.9   The comparative curve of original and corrected data for y of B-2 and C-1

2.2 初始分离角速度对内埋导弹分离运动特性的影响

图10为马赫数$Ma = 1.5$, 载机攻角$\alpha = 2.2^{\circ}$,不同初始投放分离角速度时,内埋导弹的分离运动轨迹及俯仰角随分离时间变化的曲线图,由图10可以看出不同初始分离角速度对内埋导弹的分离运动特性产生较大的影响, 具体的运动特性表现为:

图10   不同初始投放分离角速度下内埋导弹的运动轨迹及姿态角时间历程图

Fig.10   The time history of drop seperation trajectory and attitude angle in different seperation angular velocity

(1)纵向运动. 内埋导弹在不同初始投放分离角速度下,$x$方向位移在初始阶段(0 $\sim $ 0.02 s)基本重合, 随着时间推移,差异逐渐显现出来. 当投放分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ /{ s}$时, 内埋导弹的投放分离是不安全的,导弹出舱后在抬头俯仰力矩的作用下, 俯仰角一直增大,随着俯仰角的增大, 导弹所受的来流阻力变大,弹体的质心在$x$方向的位移也就变大; 当初始投放分离角速度为$\omega_{z0}^s = 15^\circ /{ s}$, $\omega _{z0}^s = 30^\circ /{ s}$时, 导弹出舱后虽然受到的俯仰力矩是抬头的,但由于导弹具有一定的初始投放分离角速度导致俯仰角是逐渐向负的方向发展,且变化不大, 内埋导弹运动的过程中一直处于小攻角状态,所受的来流阻力相对较小, 故内埋导弹的的纵向位移$x$变化不大.

(2)垂直运动. 当投放分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ /{ s}$时,弹体的质心在$y$方向的位移是先下降后增大,当初始投放分离角速度为$\omega _{z0}^s = 15^\circ /{ s}$和$30^\circ /{ s}$时, 弹体质心$y$方向位移是一直下降的,且初始投放分离角速度为$\omega _{z0}^s = 30^\circ /{ s}$时的$y$方向位移斜率比初始投放分离角速度为$\omega _{z0}^s =15^\circ /{ s}$时要大一些. 三种不同初始分离角速度下,初始阶段(0 $\sim $ 0.014 s)的运动轨迹基本一致.

(3)俯仰运动. (a)当投放分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ /{ s}$时, 内埋导弹的俯仰角一直向抬头方向运动, 最大俯仰角$\theta_{\max } = 50^{\circ}$; (b)当投放分离角速度$\omega _{z0}^s =15^\circ /{ s}$时, 内埋导弹俯仰角的变化规律是先向低头方向运动,达到最大值$\theta _{\max } \approx - 5^{\circ}$,之后俯仰方向出现抬头运动,此时$y$方向的运动位移离载机底部有一定的安全距离, 导弹可起控;当投放分离角速度$\omega _{z0}^s = 30^\circ /{ s}$时,内埋导弹的俯仰角一直向低头方向运动, 最大负的俯仰角为$\theta _{\max} \approx - 7^{\circ}$,这表明内埋导弹具有一定的初始投放分离角速度有利于导弹的安全分离.

3 结 论

针对高速风洞投放实验的轻模型相似设计方法的垂直方向加速度不足所带来的垂直方向位移$y$失真问题,提出一种垂直方向位移$y$公式修正方法,并通过类F22战机携带的内埋武器高速弹射投放分离试验进行验证,研究结果表明:

(1)当内埋武器以初始投放分离速度$V_{y0}^s = 7$ m/s,分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ /{ s}$从载机弹舱内弹射投放分离时,内埋导弹在水平方向运动位移$x$变化不显著,垂直方向位移$y$先下降后抬升, 俯仰角$\theta $一直处于增大趋势,内埋导弹最终碰撞载机腹部, 高速风洞投放实验结果是不安全的,但经过公式修正后结果比较乐观,高速风洞投放试验得出的导弹不安全投放分离对真实载机来说不一定会出现,高速风洞投放试验结果比较保守.

(2)当初始投放分离速度$V_{y0}^s = 7$ m/s, 分离角速度$\omega_{z0}^s = 15^\circ /{ s}$, $\omega _{z0}^s = 30^\circ /{ s}$时, 内埋导弹投放分离是安全的,但内埋导弹投放分离的运动轨迹和姿态角变化却有很大差异, 当$\omega_{z0}^s = 15^\circ /{ s}$时, 俯仰角表现为先向低头后抬头运动,当$\omega _{z0}^s = 30^\circ /{ s}$时, 俯仰角一直是低头运动,垂直方向位移$y$修正值与原始值在初始阶段差距较小,随着时间的推移差距逐渐加大, 在相同的时间内,修正后的垂直位移比真实原始值要大一点,内埋导弹具有一定的初始投放分离角速度有利于导弹的安全分离.

风洞投放模型实验是一种基于运动动力学相似的非定常风洞实验技术,它可以从宏观上研究内埋武器投放分离运动特性,公式修正法的提出可有效地补偿高速风洞投放试验采用轻模型法带来的垂直方向位移$y$偏差,是对高速风洞投放实验技术一种改进和完善,该改进的实验方法应用范围并不局限于内埋武器高速风洞弹射投放分离,并可以应用在所有采用高速风洞投放实验技术研究的有相对运动飞行器多体分离运动问题上,如子母弹抛撒分离, 头罩分离, 空天飞行器背驼分离等.

The authors have declared that no competing interests exist.


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