超聲速條件下多體干擾與分離試驗(yàn)研究

王元靖，錢豐學(xué)，暢利俠，易國(guó)慶，陶 洋

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

0 引 言

現(xiàn)代新軍事變革引發(fā)軍事技術(shù)日新月異，帶來武器系統(tǒng)設(shè)計(jì)和打擊理念的逐步更新。美國(guó)于2002年提出了“快速全球打擊（Prompt Global Strike）計(jì)劃”，大力發(fā)展新型打擊武器，力求具備1小時(shí)內(nèi)用常規(guī)武器對(duì)全球任何目標(biāo)實(shí)施打擊的能力，這種能力正在成為美軍新的非核戰(zhàn)略威懾手段，而發(fā)展通用航空飛行器（CAV）是實(shí)現(xiàn)這一能力的重要環(huán)節(jié)。CAV是一種無動(dòng)力再入的無人（高）超聲速機(jī)動(dòng)滑翔打擊武器系統(tǒng)，它由可重復(fù)使用飛行器或不可重復(fù)使用飛行平臺(tái)發(fā)射到亞軌道，利用（高）超聲速滑翔技術(shù)到達(dá)目標(biāo)區(qū)域，然后運(yùn)用燃?xì)饣钊綊伻龌驓饽沂綊伻龅燃夹g(shù)將所攜帶的多枚捆綁子彈以預(yù)定速度從CAV機(jī)體內(nèi)部推出，實(shí)現(xiàn)對(duì)地精確打擊。這種武器平臺(tái)具有飛行速度高、突防能力強(qiáng)、打擊力度大的特點(diǎn)，是快速到達(dá)、快速打擊戰(zhàn)略體系的重要平臺(tái)之一。但CAV在滑翔、突防和載荷釋放／打擊過程中，飛行條件復(fù)雜、速域?qū)拸V、姿態(tài)多變，面臨一系列嚴(yán)重的氣動(dòng)力問題。尤其在釋放分離過程中，載荷面臨大速壓、大非對(duì)稱后體嚴(yán)重干擾等引發(fā)的多體間激波／激波、激波／尾流、激波／邊界層干擾等復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu)。這種干擾會(huì)導(dǎo)致明顯的非定常、非線性以及非對(duì)稱空氣動(dòng)力效應(yīng)，對(duì)分離方案設(shè)計(jì)和分離動(dòng)力學(xué)模擬提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。如果分離方案設(shè)計(jì)不合理，可能導(dǎo)致母機(jī)和載荷分離失敗，甚至導(dǎo)致更加嚴(yán)重的后果。

美國(guó)在1986年挑戰(zhàn)者號(hào)航天飛機(jī)上升失事后，開始重視軌道器與外燃料箱分離的多體分離動(dòng)力學(xué)研究，并發(fā)展了一系列試驗(yàn)技術(shù)和系統(tǒng)分析工具。隨著美國(guó)精確打擊飛行器發(fā)展以及滑翔彈藥投送系統(tǒng)項(xiàng)目的提出，美國(guó)人針對(duì)CAV系統(tǒng)綜合運(yùn)用燃?xì)饣钊綊伻黾夹g(shù)和氣囊式拋撒技術(shù)的特點(diǎn)（見圖1），利用CFD技術(shù)、風(fēng)洞網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)、風(fēng)洞投放試驗(yàn)技術(shù)開展了一系列投放／分離過程中的多體干擾研究，為CAV系統(tǒng)的載荷安全釋放提供了很有價(jià)值的結(jié)果。經(jīng)過數(shù)10年的研究，美國(guó)對(duì)多體干擾與分離過程中的復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象有著深入的認(rèn)識(shí)，在相關(guān)研究領(lǐng)域取得了豐碩的成果［1－5］。相對(duì)而言，雖然我國(guó)已有的CTS和網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)基本能夠滿足戰(zhàn)斗機(jī)武器投放的氣動(dòng)力測(cè)量需要，但由于（高）超聲速飛行器級(jí)間分離中的干擾特性更為復(fù)雜，試驗(yàn)技術(shù)和研究方法建立難度更大，加之需求牽引不足，致使我國(guó)在該方面的研究長(zhǎng)期處于初級(jí)階段［6－7］。

圖1 國(guó)外CAV多體分離方案Fig.1 Separation Scheme of CAV

針對(duì)國(guó)外研究的熱點(diǎn)方案，設(shè)計(jì)了一套類CAV方案模型，利用在跨／超聲速風(fēng)洞中建立的網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)對(duì)該方案的分離過程進(jìn)行模擬，并對(duì)多體干擾下的飛行器氣動(dòng)特性進(jìn)行初步研究和分析。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 風(fēng) 洞

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所的0.6m×0.6m跨／超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行（見圖2）。該風(fēng)洞是試驗(yàn)段橫截面為0.6m×0.6m的直流暫沖式跨／超聲速風(fēng)洞。試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4～4.5。

圖2 0.6m×0.6m跨／超聲速風(fēng)洞Fig.2 0.6m×0.6mtransonic／supersonic wind tunnel

風(fēng)洞現(xiàn)有一套四自由度機(jī)構(gòu)，由上迎角（α）機(jī)構(gòu)、下α機(jī)構(gòu)和固塊式中部支架組成。上α機(jī)構(gòu)、下α機(jī)構(gòu)既可聯(lián)動(dòng)，又可脫開獨(dú)立運(yùn)動(dòng)。超聲速試驗(yàn)時(shí)，下α機(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)模型投放。

1.2 模型與支撐裝置

根據(jù)資料調(diào)研結(jié)果，研究模型由母機(jī)模型與載荷模型組成。母機(jī)模型采用升力體構(gòu)型，載荷模型為鈍頭旋成體構(gòu)型（尾部沿周向均布弧形翼）。專門加工了一個(gè)橢球體構(gòu)型（稱為氣囊模型），通過裝、拆氣囊模型來分別模擬采用氣囊拋撒方案和燃?xì)饣钊麙伻龇桨笗r(shí)的載荷構(gòu)型。母機(jī)模型采用背部支撐方式與風(fēng)洞上α機(jī)構(gòu)相連；載荷模型采用尾支撐方式與風(fēng)洞下α機(jī)構(gòu)相連（見圖3）。

圖3 研究模型與試驗(yàn)方案Fig.3 The model and the experiment scheme

1.3 天 平

試驗(yàn)采用兩臺(tái)六分量天平分別測(cè)量母機(jī)和載荷模型的氣動(dòng)力。天平設(shè)計(jì)載荷及靜校結(jié)果見表1和2。

表1 2N6－21A天平設(shè)計(jì)載荷Table 1 Design load of 2N6－21Abanlance

表2 3N6－24天平設(shè)計(jì)載荷Table 2 Design Load of 3N6－24Banlance

2 試驗(yàn)條件

2.1 模型姿態(tài)

重點(diǎn)研究了M＝3條件下，多體分離過程中載荷模型氣動(dòng)特性的變化規(guī)律。試驗(yàn)中，母機(jī)模型迎角保持α1＝0°，載荷模型迎角范圍為－5°≤α2≤5°。

2.2 坐標(biāo)系定義及網(wǎng)格測(cè)力點(diǎn)分布

載荷模型頭尖部位于母機(jī)模型底部平面內(nèi)時(shí)，取X＝0mm，順氣流方向?yàn)檎涣阌菞l件下，載荷模型中心線與母機(jī)模型中心線（風(fēng)洞軸線）重合時(shí)，取Y＝0mm，垂直向上為正。試驗(yàn)過程中，載荷模型重心始終位于Z＝0mm平面內(nèi)，即分離始終處于母機(jī)模型的垂直對(duì)稱面內(nèi)。地面調(diào)試結(jié)果表明，機(jī)構(gòu)在X、Y方向的定位精度小于0.1mm，能夠精確定位模型相對(duì)位置。

為了確定載荷模型的運(yùn)動(dòng)范圍，結(jié)合CFD技術(shù)模擬了M＝3、迎角α1＝0°時(shí)的母機(jī)底部繞流結(jié)構(gòu)。根據(jù)流場(chǎng)演變規(guī)律以及具體的試驗(yàn)要求，最終確定了載荷模型網(wǎng)格測(cè)力點(diǎn)分布范圍為－30mm≤X≤420mm、－34mm≤Y≤0mm，如圖4所示。

圖4 網(wǎng)格測(cè)力點(diǎn)的分布Fig.4 Distribution of the force measurement grid

3 結(jié)果分析

模型姿態(tài)變化是影響CAV多體分離安全性的主要原因。在投放和分離過程中，母機(jī)模型和載荷模型的氣動(dòng)特性（如俯仰力矩）變化均應(yīng)盡可能平穩(wěn)可控。

圖5給出了CAV多體系統(tǒng)分離中母機(jī)模型俯仰力矩（Cm）的變化。圖中符號(hào)“N”和“W”分別代表無、有氣囊載荷模型的分離過程。結(jié)果表明，載荷模型軸向和法向位置變化對(duì)母機(jī)模型的氣動(dòng)特性（如俯仰力矩）基本無影響。因此，主要集中分析多體分離過程中載荷模型氣動(dòng)力（矩）在母機(jī)干擾下的變化規(guī)律。

圖5 分離對(duì)母機(jī)模型俯仰力矩的影響Fig.5 Effect of separation on pitch moment of external model

3.1 分離方案對(duì)氣動(dòng)特性的影響

圖6 分離方案對(duì)載荷模型網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果的影響Fig.6 Effect of separation scheme on aerodyamic characteristics of the internal model

目前，國(guó)外典型的載荷拋撒方案有兩種：氣囊式拋撒和燃?xì)饣钊綊伻龇桨福ㄍㄟ^裝、拆氣囊模型分別模擬兩種方案）。圖6給出了采用不同分離方案時(shí)載荷模型氣動(dòng)特性變化規(guī)律。結(jié)果顯示，氣囊使得分離過程中載荷模型的法向力和低頭力矩增加，且氣動(dòng)特性變化更為劇烈。X≤240mm范圍內(nèi)，兩種構(gòu)型的載荷模型氣動(dòng)力差異呈逐步縮小趨勢(shì)，隨著載荷模型進(jìn)一步遠(yuǎn)離母機(jī)模型底部（X＞240mm），兩種構(gòu)型載荷模型的氣動(dòng)力差異又呈逐步增大趨勢(shì)。上述結(jié)果說明氣囊構(gòu)型受底部流動(dòng)狀態(tài)變化更為顯著。

3.2 分離位置對(duì)載荷模型氣動(dòng)特性的影響

圖7給出了載荷模型在母機(jī)尾跡中的網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果（無氣囊載荷模型試驗(yàn)結(jié)果）。試驗(yàn)中母機(jī)模型和載荷模型均保持α＝0°。

結(jié)果顯示，軸向（X）位置以及法向（Y）位置的變化均會(huì)對(duì)載荷模型的分離氣動(dòng)特性產(chǎn)生明顯影響。分離開始后，載荷模型法向力（Cn2）沿軸向逐步反向增大，并在某一軸向位置處達(dá)到最大值，之后趨于平緩（見圖7（a））；同時(shí)，載荷模型的俯仰力矩（Cm2）呈明顯抬頭趨勢(shì)（見圖7（b）），沿軸向先增大后減小，并逐步接近自由流條件下的俯仰力矩。分離過程中，俯仰力矩出現(xiàn)了變號(hào)現(xiàn)象，說明其可能發(fā)生俯仰失穩(wěn)現(xiàn)象（不利于模型姿態(tài)穩(wěn)定），在載荷模型尚未完全從母機(jī)內(nèi)腔脫離時(shí)，有發(fā)生碰撞的危險(xiǎn)。載荷模型氣動(dòng)特性沿軸向的變化規(guī)律說明，軸向流態(tài)變化是影響載荷模型分離氣動(dòng)特性的重要因素之一。而載荷模型法向移動(dòng)時(shí)，其氣動(dòng)特性量值受到法向位置的明顯影響。如相同軸向位置處，載荷模型法向力量值差異明顯，隨著載荷模型沿法向遠(yuǎn)離母機(jī)中心線，載荷模型法向力逐步增大。X＞240mm后，法向位置對(duì)模型法向力影響逐步降低，說明母機(jī)模型底部尤其是近底部流動(dòng)沿法向的改變同樣是影響載荷模型分離氣動(dòng)特性的重要因素。載荷模型軸向力變化規(guī)律也顯示了軸向位置和法向位置變化對(duì)載荷模型氣動(dòng)特性的影響。

3.3 多體分離對(duì)載荷模型氣動(dòng)特性的影響分析

超聲速條件下，母機(jī)模型底部存在膨脹波區(qū)、壓縮波以及尾跡流動(dòng)區(qū)，并沿軸向逐步向自由流區(qū)域發(fā)展。沿軸向運(yùn)動(dòng)過程中，載荷模型氣動(dòng)力主要受到尾跡流動(dòng)向自由流過渡過程中的當(dāng)?shù)亓魉僮兓绊?。如圖8（a）的紋影結(jié)果顯示，在分離初始位置處（X＝5.28mm），位于底部區(qū)域部分的載荷模型頭部未出現(xiàn)頭部激波，隨著模型沿軸向逐步向自由流區(qū)域發(fā)展，載荷模型頭激波支配范圍逐步增大（X＝85.78mm），其氣動(dòng)特性逐步接近自由流條件下的氣動(dòng)特性，如圖7（c）中載荷模型軸向力沿軸向逐漸增大并接近自由流中的結(jié)果。

圖7 分離位置對(duì)載荷模型氣動(dòng)特性的影響Fig.7 Effect of separation location on aerodyamic characteristics of the internal model

圖8中紋影照片顯示，相同軸向位置、不同法向位置處的載荷模型頭激波形態(tài)差異明顯（如Y＝－34mm時(shí)，載荷模型頭尖部從初始階段就出現(xiàn)了頭激波），導(dǎo)致法向位置變化對(duì)載荷模型氣動(dòng)特性的量值影響幅度較大（見圖7）。由于在超聲速條件下，母機(jī)模型底部流動(dòng)分別存在膨脹波區(qū)域、壓縮波、尾跡區(qū)、壓縮波、膨脹波區(qū)域（見圖9），載荷模型法向位置的改變導(dǎo)致其所處干擾區(qū)域變化較大，因而對(duì)其氣動(dòng)特性產(chǎn)生較大影響。同時(shí)，由于母機(jī)模型底部的非對(duì)稱結(jié)構(gòu)，底部上下表面處的流動(dòng)膨脹程度出現(xiàn)較大差異，沿法向的局部流動(dòng)速度變化梯度大，因此影響了載荷模型的氣動(dòng)力量值。例如當(dāng)載荷模型沿法向向下移動(dòng)時(shí)，母機(jī)模型底部下半部分導(dǎo)致的氣流膨脹影響增加，速度增加，且方向向上，導(dǎo)致載荷模型法向力較Y＝0mm時(shí)的法向力量值更大。

圖8 載荷模型網(wǎng)格測(cè)力紋影Fig.8 Flow display during the separation（schlieren）

圖9 母機(jī)模型底部流動(dòng)結(jié)構(gòu)示意Fig.9 Sketch of the base flow（external model）

4 結(jié) 論

載荷模型氣動(dòng)特性受分離位置變化的影響非常明顯。引發(fā)這種現(xiàn)象的原因有兩個(gè)：

（1）載荷模型從母機(jī)模型尾跡流動(dòng)區(qū)域向自由流區(qū)域過渡過程中，尾跡的逐步發(fā)展以及頭激波的逐步發(fā)展通過影響載荷模型表面流動(dòng)狀態(tài)而影響其氣動(dòng)特性；

（2）在母機(jī)模型底部流動(dòng)區(qū)域，母機(jī)底部不對(duì)稱使得底部流動(dòng)膨脹程度存在明顯差異，造成沿法向干擾區(qū)域變化梯度大，導(dǎo)致載荷模型氣動(dòng)特性量值變化較大。

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