多體分離風洞自由飛試驗

蔣增輝，宋威，賈區(qū)耀，陳農

(中國航天空氣動力技術研究院，北京100074)

多體分離風洞自由飛試驗

蔣增輝*，宋威，賈區(qū)耀，陳農

(中國航天空氣動力技術研究院，北京100074)

根據作者多年從事多體分離風洞自由飛試驗的經驗，對多體分離風洞自由飛試驗技術的原理及特點、相似準則、試驗裝置等技術要點作了介紹，并根據技術特點及應用領域的不同對其進行了分類，對不同類型多體分離風洞自由飛試驗的特點作了詳細描述，并給出了不同類型實例的試驗圖像及分離體飛行軌跡曲線。

多體分離;風洞自由飛試驗;級間分離;子母彈拋撒

0 引言

作為飛行器動態(tài)特性研究中的一種重要手段，國內外學者采用風洞自由飛試驗技術開展了多類物理問題的研究，以往主要關注于飛行器靜、動穩(wěn)定導數的獲取［1-7］以及對大迎角狀態(tài)下飛行器氣動導數的非線性進行分析［8-11］。隨著試驗技術水平的提高，以及適應多體分離試驗的研究需要，風洞自由飛試驗的應用已拓展到了多體分離的研究領域。

由于風洞自由飛試驗技術能比較真實地模擬飛行器飛行運動狀態(tài)，因此在風洞自由飛試驗技術基礎上開展的多體分離試驗，能夠實現(xiàn)多體分離過程中各分離體之間運動動力學的相似，同時可較為直觀地通過觀察窗直接觀察到分離狀態(tài)，因此成為多體分離問題研究中一種獨特而又十分有效的手段。

美國CUBRC的研究人員開展了多體分離風洞自由飛試驗，并對LENSⅡ風洞進行了修改，以適應開展多體分離風洞自由飛試驗的需要［12-13］。國內中科院力學所［14］和中國空氣動力研究與發(fā)展中心［15］曾在20世紀80年代開展過該方面的研究。中國航天空氣動力技術研究院也在同時期開展了該方面研究且一直堅持至今，在多體分離風洞自由飛試驗技術的發(fā)展和應用方面開展了較多工作，積累了較多經驗。

多體分離風洞自由飛試驗技術的出現(xiàn)，既是多體分離問題研究發(fā)展的需要，也是風洞自由飛試驗技術在研究領域上的拓展。本文將根據作者多年從事多體分離風洞自由飛試驗的經驗，對這項特種風洞試驗技術的原理及特點、相似準則、主要技術要點以及技術的分類和應用作介紹和總結概括，使相關領域研究人員增進對該項技術的了解，并將其加以推廣。

1 試驗技術原理及特點

多體分離風洞自由飛試驗也即在風洞自由飛試驗的基礎上開展的多體分離試驗，其原理是使預先將各分離體鎖緊為一體的飛行器模型，在風洞流場中迎氣流方向發(fā)射，使其自由飛行至觀察窗處時，分離解鎖裝置觸發(fā)解鎖，從而使各分離體實現(xiàn)分離，同時通過高速攝像等記錄設備對各分離體分離過程及分離前后飛行軌跡進行拍攝記錄，實現(xiàn)對多體之間分離時的干擾特性及運動軌跡的研究。

整個試驗過程可分為四個階段，如圖1所示的以級間分離為例的多體分離風洞自由飛試驗過程原理示意圖。第I階段，模型作為一個整體由發(fā)射裝置迎著風洞氣流方向發(fā)射入流場;第II階段，模型自由飛入觀察窗范圍，高速攝影開始對其飛行軌跡進行拍攝記錄，此時模型前后級仍未分離;第III階段，分離解鎖機構解鎖，模型前后級開始分離;第IV階段，分離過程完成，模型前、后級各自飛出觀察窗。

圖1 多體分離風洞自由飛試驗過程原理示意圖Fig.1 Schem atic of w ind tunnel free-flight test for multi-bodies separation

多體分離風洞自由飛試驗技術既具備風洞自由飛試驗技術的所有特點，又具有其獨特的要求，難度也比后者要大。其嚴格模擬飛行器外型及各分離體運動參數，包括質心、質量、慣量以及解鎖方式、分離力的大小、形式等，試驗中各分離體均按與真實飛行具有相似性的運動規(guī)律，不受約束地“自由”飛行，能夠充分反應多體分離過程的運動與氣動耦合規(guī)律，是非常接近真實飛行氣動特征的地面模擬試驗方法。其對分離瞬間瞬態(tài)氣動力的模擬只有風洞投放模型試驗技術可以與其媲美，但其對飛行器自由飛行狀態(tài)下多體分離過程中分離體相互之間的干擾特性模擬卻是后者無法實現(xiàn)的。

難度較大是其不利的一面。由于風洞自由飛試驗本身具有一定難度，而在其基礎上再實現(xiàn)多體分離的研究，不但要實現(xiàn)模型各分離體的相似設計，還要使試驗模型在風洞中自由飛行的狀態(tài)下實現(xiàn)有效的分離解鎖控制以及分離參數的準確模擬，以及高速攝像機對分離過程的同步拍攝控制等，這些都使得試驗難度進一步提升。

2 相似準則

多體分離風洞自由飛試驗不但需要滿足通常風洞試驗所要求的氣動相似準則，而且作為風洞自由飛試驗技術的一種特殊情況，又必須滿足風洞自由飛試驗對動力相似模擬的要求。同時，其相似準則還有一些較為特殊的要求，由于飛行器分離過程是一個連續(xù)的運動動力學過程，分離過程中作用在分離體上的氣動力與分離體之間的距離、相對姿態(tài)、相對運動速度密切相關，因此試驗過程中，任一時刻分離體之間相對位置、相對速度均需與飛行器分離過程相似，否則氣動力可能相差極大，風洞試驗與飛行分離結果將不一致。

因此多體分離過程除需滿足上述氣動相似準則以外，還需滿足對分離力/相對分離速度的相似模擬。此外，試驗中作自由飛行的所有分離體均需滿足同樣的動力學相似模擬準則，也即各分離體其幾何、質量、轉動慣量等也必須滿足同樣的相似準則，即

3 試驗模型

多體分離風洞自由飛試驗模型的設計準則與普通風洞自由飛試驗的設計準則一致，但要求所有分離體的質量、質心和轉動慣量均需滿足相同的相似關系。模型通常采用薄殼(通常為鋁)加高密度內核結構的形式進行設計，但對于尺寸大小相差較為懸殊的分離體中較小的分離體，如子母彈拋撒試驗中的子彈，可采用模型實體部分挖空并加配重的設計方法來進行設計。

4 試驗裝置

多體分離風洞自由飛試驗的試驗裝置可分為兩大項，分別為:風洞自由飛試驗裝置和分離解鎖機構。其中，分離解鎖機構是多體分離風洞自由飛試驗所需的特殊試驗裝置。

4.1 風洞自由飛試驗裝置

由于多體分離風洞自由飛試驗本身即是風洞自由飛試驗的一種特殊形式，因此風洞自由飛試驗的試驗裝置均是試驗所需要的，如模型發(fā)射機構、記錄設備、同步控制設備及光路系統(tǒng)等均是試驗所需要的，且與普通風洞自由飛試驗的要求相同。如通常采用高速攝像機來對分離體的分離過程和飛行軌跡進行記錄，分離過程是瞬態(tài)動態(tài)過程，一般僅有幾十毫秒;而為了對分離過程進行更為準確的觀察和記錄，采用雙光路來進行拍攝更佳;采用同步控制儀來實現(xiàn)對模型發(fā)射系統(tǒng)和高速攝像機的同步啟動控制等。由于這些裝置在關于普通風洞自由飛試驗技術的文獻中已有較多介紹［16］，本文不做贅述。

4.2 分離解鎖機構

分離解鎖機構的設計是多體分離風洞自由飛試驗有效實現(xiàn)的最重要環(huán)節(jié)，也是試驗中難度最大的一個環(huán)節(jié)。分離解鎖機構應能夠保證解鎖前對各分離體的鎖定可靠，解鎖機構觸發(fā)后能迅速實現(xiàn)解鎖，并滿足分離瞬間各分離體的相對速度、相對姿態(tài)等分離參數要求。為了保證高速攝像機能夠捕捉到分離的整個過程，需保證模型部分或全部飛至風洞觀察窗處時，分離解鎖裝置即實現(xiàn)解鎖，過早或過遲解鎖均會導致對分離過程的記錄不全，因此分離解鎖機構的設計還需考慮到對分離解鎖時間的準確控制。分離解鎖機構設計的合理性對多體分離風洞自由飛試驗模擬真實分離過程的實現(xiàn)影響非常大，高質量的分離解鎖機構設計是實現(xiàn)對分離過程高質量試驗模擬的重要保證。

分離力或相對分離速度的模擬通常采用彈簧機構來實現(xiàn)，但由于試驗模型通常較小，對彈簧參數的設計經常會存在一定的限制，在模型能夠提供給彈簧的空間過小的情況下合理設計彈簧參數，使其既保證對分離力或相對分離速度的模擬，又能適應模型尺寸的要求通常是需要克服而又較為關鍵的難題。

5 試驗技術分類

根據不同多體分離風洞自由飛試驗的特點，結合曾開展過的多體分離風洞自由飛試驗的實例，多體分離風洞自由飛試驗技術可分為級間分離風洞自由飛試驗、子母彈(或殼片)拋撒分離、以及復雜情況的多體分離風洞自由飛試驗(如帶發(fā)動機剩余推力的級間分離)等，下面給出各種多體分離風洞自由飛試驗的具體詳細介紹。

5.1 級間分離風洞自由飛試驗

運載火箭、遠程洲際彈道導彈等飛行器在爬升飛行段需要助推器(I級)提供動力，當爬升飛行到一定高度時，I級與II級分離，也即級間分離。級間分離過程中流場較為復雜，包括外流以及前后兩級或多級連接部分的相互干擾，涉及到激波干擾、分離流和旋渦等現(xiàn)象。I級與II級分離過程中，I級處于II級尾部流場中，II級飛行來流與I級之間也會形成復雜的瞬態(tài)分離氣動力，這對II級和I級運動軌跡和分離特性產生較大影響。

級間分離風洞自由飛試驗即是基于模擬飛行器的級間分離過程，在風洞中模擬自由飛行狀態(tài)下的飛行器相鄰子級之間的分離，以確定前后兩級分離體在級間分離過程中所承受的氣動特性與運動特性，為總體及控制系統(tǒng)級間分離方案設計與飛行控制系統(tǒng)提供依據。級間分離風洞自由飛試驗的各分離體之間的體積和質量通常相差不大，且其分離方式通常為軸向分離。確保試驗準確完成的主要工作在于分離解鎖機構及分離狀態(tài)參數的設計要合理可靠。

試驗可通過高速攝影的拍攝記錄直接觀察在風洞中的模型分離是否能夠安全完成。前后兩級能夠正常且不發(fā)生碰撞的分離是級間分離成功的標志［17］，已開展的級間分離風洞自由飛試驗經驗表明:馬赫數、動壓(或飛行高度)、級間相對分離速度、分離時刻飛行器迎角等均對分離安全有影響。在針對具體的飛行器開展級間分離風洞自由飛試驗時，上述因素均是在試驗中需要考慮的因素，從而通過風洞自由飛試驗得出該飛行器的安全分離邊界。圖2所示為曾開展的級間分離風洞自由飛試驗示例圖像。圖3為與圖2對應的、由高速攝影的拍攝記錄獲得的級間分離風洞自由飛試驗中模型前、后級飛行軌跡(質心位移)。

圖2 級間分離風洞自由飛試驗示例Fig.2 Imagess of w ind tunnel free-flight test for stage separation

圖3 級間分離風洞自由飛試驗模型前、后級飛行軌跡Fig.3 Flight path of the models in w ind tunnel freeflight test for stage separation

5.2 拋撒分離風洞自由飛試驗

拋撒分離風洞自由飛試驗是在風洞中模擬一個或多個體積和質量均相對較小的子彈(或殼片)從自由飛行狀態(tài)下的母彈分離拋撒出去的分離試驗。由于母彈和子彈均在風洞中作不受約束的自由飛行，因而試驗能夠較為真實的在風洞中模擬實際飛行狀態(tài)下的子母彈分離過程及其相互影響和干擾。

拋撒分離在彈道武器中應用十分廣泛，如子母彈、反輻射彈等。拋撒分離首先要考慮的就是拋撒分離的安全性問題，也即子彈等被拋撒物不能與母彈彈體、尾舵等部件發(fā)生碰撞，另外拋撒分離完成后子彈等被拋撒物的動態(tài)飛行軌跡往往也是需要關注的問題，如子母彈拋撒問題中子彈群落點分布的形狀、大小及其均勻程度，直接影響子母彈毀傷目標的效果。

考慮到風洞及觀察窗尺寸等因素，通常來說，子彈等被拋撒物與母彈的尺寸相比不能過大，通常為保證母彈在觀察窗范圍內自由飛行的過程中實現(xiàn)拋撒分離，母彈要比觀察窗直徑至少小一倍，因而如子彈與母彈相比尺寸過小，則可能會使子彈的尺寸過小而使得分離過程無法清晰觀察到。

與級間分離試驗不同的是，拋撒分離試驗的分離方式通常為徑向分離，只有個別情況下是軸向分離。與級間分離風洞自由飛試驗相比，拋撒分離風洞自由飛試驗的解鎖機構通常要復雜一些，因為通常拋撒分離試驗的子彈數量較多，且位于周向的不同的位置，有時甚至位于不同截面，因此分離解鎖機構要能實現(xiàn)同時或分批解鎖。分離解鎖機構的不同是拋撒分離風洞自由飛試驗與級間分離風洞自由飛試驗的較大不同之處。

從已開展的拋撒分離風洞自由飛試驗經驗來看，影響拋撒分離的因素較多，如子彈拋撒速度、拋撒角速度、穿越激波影響、分離時刻飛行器迎角、Ma數、動壓(或飛行高度)等。而在有迎角情況下，迎風面和背風面，以及處于迎風面與背風面之間的拋撒分離情況也不同。此外，彈艙的形式對分離安全也存在影響。子母彈拋撒的分離方式如前向分離、側向分離和后向分離等分離方式對分離安全的影響也不同。

上述因素均對拋撒分離的安全分離條件和分離散布規(guī)律存在影響，因而也均是具體的飛行器拋撒分離風洞自由飛試驗中需要考慮的因素，通過開展拋撒分離風洞自由飛試驗可以對上述因素的影響進行分析研究，并進而得出該飛行器拋撒分離的安全邊界。分離后子彈的飛行軌跡可根據試驗中高速攝影的拍攝記錄來進行研究。圖4所示為曾開展的子母彈拋撒分離風洞自由飛試驗示例圖像。圖5所示為與圖4(a)對應的、由高速攝影的拍攝記錄獲得的子母彈拋撒分離風洞自由飛試驗中母彈和四個子彈的飛行軌跡(質心位移)。

圖4 子母彈拋撒分離風洞自由飛試驗示例Fig.4 Images of w ind tunnel free-flight test for submunition dispersing

圖5 子母彈拋撒分離風洞自由飛試驗模型飛行軌跡Fig.5 Flight path of the models in w ind tunnel free-flight test for submunition dispersing

5.3 復雜情況的多體分離風洞自由飛試驗

前面所述的兩種多體分離風洞自由飛試驗均只包含“自由飛行”和“多體分離”兩項模擬要素。而有些飛行器的多體分離情況要更為復雜一些，僅考慮上述兩種因素來開展試驗將不能準確模擬實際飛行過程中的多體分離過程，因此試驗需要在以上兩個要素基礎上再增加一些模擬要素才能滿足模擬要求。

如有些飛行器級間分離時刻，I級(如助推級)尚存在剩余發(fā)動機推力，在剩余推力持續(xù)工作的短暫時間內，對“自由飛行”的I級助推器產生一個軸向附加速度，該附加的軸向速度與級間相對分離速度相比若不可忽略，則將對飛行器的級間分離特性產生影響，此種情況下所開展的多體分離風洞自由飛試驗，就必須在自由飛行和多體分離兩項要素之外再增加對助推級發(fā)動機剩余推力的模擬。模擬因素的增加帶來的困難不僅是對發(fā)動機剩余推力的準確模擬，由于縮比后模型內空間有限，模擬因素的增加往往也會使得分離解鎖機構能夠作動作的空間減少，因此通常會大大增加試驗的分離解鎖機構設計難度。另外，空間的有限對于增加對發(fā)動機剩余推力的準確模擬也是一個難題。因此，增加模擬因素后的復雜多體分離風洞自由飛試驗通常在分離解鎖機構設計和對新的模擬因素的準確模擬上增加較多難度。

由于模擬因素增加，對新增的模擬因素也需考慮相似，如考慮助推級發(fā)動機剩余推力的級間分離試驗，即需考慮對附加推力的相似模擬。可由附加推力對飛行器所做的功，采用能量的相似律得到試驗模型上附加推力應作的功，從而實現(xiàn)對試驗中附加推力大小的設計。

通過對復雜情況的多體分離進行模擬將可實現(xiàn)對多體分離過程更為準確的模擬，從而更加準確地確定分離體在分離過程中所承受的氣動特性與運動特性。從技術上來講，復雜情況多體分離風洞自由飛試驗是多體分離風洞自由飛試驗技術的進一步發(fā)展，也是多體分離風洞自由飛試驗技術的一個重要發(fā)展方向。

6 結論

作為在風洞自由飛試驗技術基礎上發(fā)展起來的一種更加復雜的試驗技術，多體分離風洞自由飛試驗技術具有能夠比較真實地模擬飛行器自由飛行狀態(tài)下的多體分離過程的優(yōu)點，且其整個分離過程可通過高速攝影等試驗圖像記錄設備直接進行觀察，是多體分離問題研究中的一種獨特而又十分有效的手段。

多體分離風洞自由飛試驗技術從最初的僅單純模擬自由飛行狀態(tài)下的級間分離、拋撒分離，已發(fā)展到考慮其他因素模擬的復雜情況下的多體分離風洞自由飛試驗，從而使其對多體分離過程的模擬更加準確，進而為總體及控制系統(tǒng)多體分離方案設計與飛行控制系統(tǒng)提供更加準確的依據。

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W ind tunnel free-flight test for multi-bodies separation

Jiang Zenghui*，Song Wei，Jia Quyao，Chen Nong
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

The technique of wind tunnel free-flight test for multi-bodies separation，a more complicated wind tunnel special test technique，has been developed.With this new technique，the multibodies separation process of the aircraft can be simulated more accurately，and the whole separation process can be recorded by the high-speed camera.The technique is introduced in detail，include the principle，characteristic，test model design，similarity criteria，and test apparatus.Based on the different characteristic and application fields，the technique of wind tunnel free-flight test for multi-bodies separation can be classified as stage separation，submunition separating from dispenser and multi-bodies separation with additional constraints.Detailed specification is given for each type.The test images and flight path curves of each separated-body are presented.According to the above presentation，the technique of wind tunnel free-flight test for multi-bodies separation，can be well understand and easily adopted by more researchers engaged in wind tunnel test.

multi-bodies separation;wind tunnel free-flight test;stage separation;submunition disperse

V211.7;V212.1

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0137

0258-1825(2016)05-0581-06

2014-12-12;

2015-04-23

國家自然科學基金(11202200)

蔣增輝*(1980-)，男，內蒙古赤峰人，高級工程師，研究方向:非定常空氣動力學，超空泡流體動力學.E-mail:jzhhit@163.com

蔣增輝，宋威，賈區(qū)耀，等.多體分離風洞自由飛試驗［J］.空氣動力學學報，2016，34(5):581-586.

10.7638/kqdlxxb-2014.0137 Jiang Z H，Song W，Jia Q Y，et al.Wind tunnel free-flight test for multi-bodies separation［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(5):581-586.