高速風洞模型自由飛試驗技術

蔣增輝, 宋 威, 魯 偉

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

高速風洞模型自由飛試驗技術

蔣增輝*, 宋 威, 魯 偉

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

風洞模型自由飛試驗是介于普通風洞試驗和飛行試驗之間的一種特種風洞試驗技術。本文對高速風洞模型自由飛試驗技術的發展現狀做了介紹，對風洞模型自由飛試驗技術的共性特點，及其不同的子技術——普通模型自由飛試驗、多體分離風洞自由飛試驗及高速風洞投放模型試驗——三種子技術之間的差異及各自所適用的應用領域進行了總結。其共性特點是：沒有支撐干擾，能夠實現模型在風洞中的自由飛行；能夠實現對分離瞬間瞬態氣動力的模擬；試驗的重復性較普通風洞試驗要差。三種子技術在共性特點基礎上又具有不同的特點：其中普通風洞模型自由飛試驗主要應用于飛行器動穩定性問題研究，多體分離風洞自由飛試驗和高速風洞投放模型試驗則是應用于飛行器各類多體分離問題，而由于試驗技術的差異，使得多體分離風洞自由飛試驗和高速風洞投放模型試驗技術在具體的多體分離問題的應用范圍上又有所不同。

風洞模型自由飛試驗；多體分離風洞自由飛試驗；高速風洞投放模型試驗；動穩定性；多體分離

0 引 言

風洞模型自由飛試驗技術是20世紀50～60年代發展起來的一種動態試驗技術，其特點是沒有任何支撐干擾，能夠比較真實地模擬飛行器的實際飛行狀態。目前，主要存在兩種形式的風洞模型自由飛試驗，一種為低速風洞帶動力自由飛試驗，用于評估飛行器的飛行品質以及飛控系統設計和測試；另一種為高速風洞模型自由飛試驗，其試驗原理是在保證風洞試驗與飛行狀態的動力學相似情況下，真實地再現飛行器連續運動中在非定常氣動力作用下的動態特性，進而通過氣動參數辨識獲得飛行器的氣動導數，這使得高速風洞模型自由飛試驗成為了飛行器動態特性研究中的一種重要手段[1]。

國內外學者采用高速風洞模型自由飛試驗技術開展了多類物理問題的研究，如飛行器靜/動穩定導數的獲取，以及大迎角狀態下飛行器氣動導數的非線性分析。隨著試驗技術水平的提高和適應多體分離問題研究的需要，高速風洞模型自由飛試驗的應用還拓展到了多體分離問題的研究領域，并作為一種有效的非定常風洞試驗研究手段，在多體分離問題研究中得到了較多的應用。

本文對高速風洞模型自由飛試驗技術的發展現狀作分類介紹，對技術的共性特點、不同的子技術之間的差異以及各自所適用的應用領域進行總結。由于本文所討論的風洞模型自由飛試驗即指高速風洞模型自由飛試驗，因此文中均以“風洞模型自由飛試驗”來指代“高速風洞模型自由飛試驗”。

1 試驗技術分類及發展現狀

從試驗技術的特點來看，風洞模型自由飛試驗可以劃分為用于研究飛行器動穩定性研究的普通風洞模型自由飛試驗，在風洞模型自由飛試驗基礎上開展的多體分離試驗(下文稱為多體分離風洞自由飛試驗)，以及同樣是針對多體分離問題研究的高速風洞投放模型試驗。由于投放物模型在分離解鎖后也處于不受約束的自由飛行狀態，且無論從模型設計方法和要求[2]，還是具體試驗裝置以及試驗方法上看，高速風洞投放模型試驗與風洞模型自由飛試驗，尤其是多體分離風洞自由飛試驗都具有極大的相似性，因此其也可以被視為是風洞模型自由飛試驗的一種[3]。

1.1普通風洞模型自由飛試驗

普通風洞模型自由飛試驗的原理是：模型在風洞氣流作用下自由飛行時，使用高速攝像機記錄自由飛行圖像，通過圖像判讀獲取模型運動軌跡、姿態角及角速度的時間歷程，采用參數擬合或參數辨識數據處理方法，得到模型氣動力和氣動導數。

模型投放方式主要有發射式與懸掛式兩種，兩種方法各有利弊，發射式可獲得較多的試驗周期，而懸掛式有利于較好的控制模型的初始姿態。

早在1954年，國外就已出現成功運用風洞模型自由飛試驗技術的報告[4]。20世紀60年代，美國已經開展了較多的風洞模型自由飛試驗，到了70年代已逐步發展成熟，諸多研究機構如AEDC、JPL、BRL等分別在各種類型的風洞中開展了一系列的風洞模型自由飛試驗研究[5-13]，其中Notre Dame大學的學者Nicolaides、Ingram、Eikenberry等做了較多研究[14-17]。其他一些國家如加拿大[18]、德國[19]、日本[20-21]、南非[22]、英國[23]、法國[24]、俄羅斯等國也陸續開展了風洞模型自由飛試驗研究。從文獻來看，國外研究機構采用的多為發射式模型投放，懸掛式使用較少。圖1和圖2所示為美國學者Jaffe開展的10°和60°錐風洞模型自由飛試驗結果[9]。

國內主要是中國航天空氣動力技術研究院和中科院力學所在該方面開展了較多研究工作，兩家單位都是從20世紀70年代開始開展風洞模型自由飛試驗技術研究。其中，中國航天空氣動力技術研究院一直是采用發射式模型投放方式[25-26]，而力學所馬家驩等采用的是懸掛式[27]，許可法等采用的是發射式[28]，在中斷了若干年之后，力學所近年又重新開展了該方面的研究[29]。中國空氣動力研究與發展中心近年來也已開展了風洞模型自由飛試驗技術研究[30]。圖3所示為中國航天空氣動力技術研究院開展的旋轉鈍錐模型雙平面拍攝風洞自由飛試驗圖像[25]。

1.2多體分離風洞自由飛試驗

多體分離風洞自由飛試驗技術是飛行器模型在風洞中作自由飛行的過程中實現多體分離，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，從而實現對多體之間分離時的分離安全性、干擾特性及運動軌跡進行研究的風洞特種試驗技術。

由于風洞模型自由飛試驗技術具有能比較真實的模擬飛行器飛行運動狀態的特點，因此在風洞模型自由飛試驗基礎上開展的多體分離試驗，能夠實現多體分離過程中各分離體之間運動動力學的相似，是非常接近真實飛行氣動特征的地面模擬試驗方法,能夠實現較好地模擬真實飛行器的多體分離過程。同時可較為直觀地通過觀察窗直接觀察到分離狀態，因此其在多體分離問題研究方面具有較為獨特的優勢。

噴氣推進實驗室的Laumann[31]和美國布法羅研究中心CUBRC的Holden等[3]均開展了多體分離風洞自由飛試驗，且主要是級間分離試驗研究，如圖4所示。

國內中科院力學所[32]和中國空氣動力研究與發展中心[33]曾在20世紀80年代開展過針對拋殼分離和級間分離問題的風洞模型自由飛試驗。中國航天空氣動力技術研究院也在同時期開始開展涵蓋子母彈拋撒分離、殼體與母彈分離以及級間冷、熱分離模擬等多種形式的多體分離風洞自由飛試驗，具體研究范例可見文獻[34]。

1.3高速風洞投放模型試驗

高速風洞投放模型試驗是在風洞中令一個或多個投放物從處于固定支撐狀態的母彈或母機(為敘述方便，下文全部以母彈指代母彈和母機)上投放分離，同時用高速攝影機記錄和觀察投放物與母彈分離后自由飛行的軌跡，以實現對高速飛行器多體分離時的分離安全性、干擾特性及運動軌跡進行研究。

作為研究多體分離問題的另一種有效手段，高速風洞投放模型試驗除母彈固定支撐以外，與多體分離風洞自由飛試驗技術較為相似，由于投放物在分離解鎖后也處于不受約束的自由飛行狀態，通常也被視為風洞模型自由飛試驗的一種。根據其有無助投力，可分為自由投放(無助投力)和彈射投放(有助投力)兩種。

高速風洞投放模型試驗在多體分離問題的研究中得到了較多的應用。文獻表明國外學者開展的高速風洞投放模型試驗多為針對飛機外掛物投放和內埋武器的投放試驗[35-40]。20世紀50年代，Langley即已開展了內埋導彈的高速風洞投放模型試驗[35]，如圖5所示。此外AEDC[41]、空軍理工大學(U.S. Air Force Institute of Technology)[40]等都曾開展過內埋導彈高速風洞投放模型試驗。其他國家如德國[42]、俄羅斯[43]等國也早已開展該試驗技術研究，目前該試驗技術在國外已較為成熟。此外，美國布法羅研究中心CUBRC的Holden等還開展了頭罩分離的高速風洞投放試驗研究[3]，如圖6所示。

國內開展的風洞投放模型試驗多為低速風洞試驗[44-46]，高速風洞投放模型試驗僅有較少的幾家單位開展過[47-48]。中國航天空氣動力技術研究院在這方面開展的研究工作較多，在較多型號研制中得到了成功應用，研究領域也涵蓋了上述飛機外掛物投放、內埋武器投放、子母彈拋撒、重塊拋撒，以及頭罩分離、導彈殼片分離等目前高速風洞投放模型試驗能夠應用的幾乎所有領域，具體研究范例可見文獻[49]。

2 三種試驗技術的共性特點

2.1模型在風洞中自由飛行

沒有任何支撐干擾，能夠比較真實地模擬飛行器的實際飛行狀態是風洞模型自由飛試驗的優點，其中，普通風洞模型自由飛試驗和多體分離風洞自由飛試驗中試驗模型完全不受支撐作用而自由飛行，而高速風洞投放模型試驗雖然母彈固持，但投放物是沒有支撐的自由飛行狀態，且試驗主要研究的是投放物的運動軌跡，因此三類風洞模型自由飛試驗均具有此共同特點，這也是風洞模型自由飛試驗區別于其他風洞試驗的主要特點。由此也使得三類試驗在試驗技術、試驗設備、相似準則、數據讀取等方面均較為相似。

2.2試驗的不確定度問題

沒有支撐在帶來上述自由度釋放等優點的同時，也喪失了支撐本身所能起到的對試驗模型穩定姿態的作用，從而使得風洞模型自由飛試驗缺失了普通風洞試驗所具有的能夠精確地控制試驗條件的優點。因此風洞模型自由飛試驗在獲得了與飛行狀態較為相似優點的同時，也繼承了其試驗結果不確定度較普通風洞試驗大的缺點，從而使得試驗的重復性較普通風洞試驗要差。這也是三類風洞模型自由飛試驗所共同具有的缺點。

普通風洞模型自由飛試驗和多體分離風洞自由飛試驗在投放模型時的發射初擾動(如發射初速度的波動、模型離開投放機構時的姿態波動等)，以及高速風洞投放模型試驗在彈射模型時每一次試驗的彈射初擾動，均會對每次試驗中試驗模型自由飛行的姿態產生影響，進而使得每次試驗結果也會有所不同。同時，由于自由飛試驗是耗損性試驗，每次試驗需使用不同的模型，不同試驗模型(投放物模型)的加工誤差、安裝誤差等都造成了試驗重復性較普通風洞試驗要差。

上述重復性的波動及其影響因素也是飛行試驗的特點。但相比飛行試驗，風洞模型自由飛試驗也繼承了風洞試驗的部分優點，如能精確地控制試驗條件，如氣流的速度、壓力、溫度等，試驗在室內進行，受氣候條件和時間的影響小；試驗比較安全，而且成本低、效率高等，其比飛行試驗的不確定度要小。

因此，風洞模型自由飛試驗不確定度介于普通風洞試驗與飛行試驗之間，兼具了風洞試驗和飛行試驗二者的特點，其優點和缺點也正好介于風洞試驗和飛行試驗二者中間。

2.3對分離瞬間瞬態氣動力的模擬

由于都是著眼于多體分離問題的研究，因此多體分離風洞自由飛試驗技術與高速風洞投放模型試驗技術在研究目的和應用領域上較為相似。且由于二者的模型自由飛特點，都能夠實現對分離瞬間瞬態氣動力的模擬，這也是這兩種試驗技術在多體分離問題研究中所具備的獨特特點。

3 三種試驗技術的差異和適用領域

沒有支撐干擾，模型在風洞中自由飛行是三種試驗技術的共同特點，但由于研究目的和具體研究方法的差異，使得三種試驗技術又各有特點，具體技術上也有所不同。

3.1普通風洞模型自由飛試驗與多體分離風洞自由飛試驗技術的差異

普通風洞模型自由飛試驗與多體分離風洞自由飛試驗技術具有較大的相似性，但由于研究目的的不同，二者不但應用領域不同，也使得多體分離風洞自由飛試驗技術與普通風洞模型自由飛試驗技術相比，多了分離解鎖這一動作，相應增加了分離解鎖機構，且需保證分離體獲得試驗所要求的分離初線速度和初角速度，因而增加了試驗機構設計的難度。同時，在相似準則方面，也增加了分離體分離初線速度和初角速度的相似換算問題。就根本上來說，多體分離風洞自由飛試驗即是在風洞模型自由飛試驗的基礎上開展的多體分離試驗。

由于多體分離風洞自由飛試驗需要在風洞中實現模型自由飛的基礎上，進一步實現多體之間以一定的分離初速度、初角速度分離，因此試驗難度較普通風洞模型自由飛試驗明顯提高。

3.2多體分離風洞自由飛試驗技術與高速風洞投放模型試驗技術的差異

多體分離風洞自由飛試驗技術與高速風洞投放模型試驗技術雖在應用領域和試驗技術上較為相似，但由于兩種試驗技術存在母彈自由飛行與固支的差別，使得在具體技術方法及特點上也存在一些較為明顯的不同。

首先，由于母彈與分離投放物均處于自由飛行狀態，因此多體分離風洞自由飛試驗能夠較好地反映母彈與投放物在分離過程中的互相干擾。而高速風洞投放模型試驗由于母彈固支，多體分離過程中分離體相互之間的干擾特性模擬是無法實現的，分離過程中母彈對投放物的影響能夠得以反映，但投放物對母彈姿態的影響無法模擬。因此多體分離風洞自由飛試驗比高速風洞投放模型試驗更加接近實際飛行和分離狀態。

但高速風洞投放模型試驗也具有一些多體分離風洞自由飛試驗所不具備的優點：

第一，高速風洞投放模型試驗可以實現在給定的母彈迎角、側滑角以及旋轉速度等參數下實現分離，并可進而實現在分離瞬間母彈姿態的定量改變；而多體分離風洞自由飛試驗由于母彈也處于自由飛行狀態下，其分離時刻的姿態較難控制，實際上，通常分離時刻母彈的姿態都與實際要求的姿態有一定偏差；

第二，在母彈固定的情況下，模型尺寸縮比可取的較大，因而可實現更小尺寸投放物的拋撒分離試驗；而多體分離風洞自由飛試驗由于要考慮母彈在風洞中的自由飛行，其尺寸不可能取得過大，因此若縮比比例較大，可能會造成本就與母彈尺寸相差較大的投放物模型縮比后尺寸過小，試驗中難以清晰觀察出其分離過程、軌跡以及姿態，甚至可能小到難以實現相似模擬；

第三，多體分離風洞自由飛試驗需保證母彈自由飛行至觀察窗區域時實現投放物的分離，而高速風洞投放模型試驗則僅需考慮投放物的拋射，不必考慮母彈的自由飛行，相當于少了一個試驗環節，因此試驗難度要小很多；同時，高速風洞投放模型試驗的不確定度也比多體分離風洞自由飛試驗要小，也即試驗重復性要好一些；

第四，試驗方法的不同造成試驗機構也有不同，多體分離風洞自由飛試驗只能采用彈簧機構來模擬分離力的作用，而高速風洞投放模型試驗技術則可根據具體情況的不同，選擇氣缸或者彈簧兩種方式來模擬分離力；

第五，高速風洞投放模型試驗技術由于母彈不作自由飛行，可以重復使用，因此試驗成本較多體分離風洞自由飛試驗要低(多體分離風洞自由飛試驗每次試驗要損耗一個母彈)。

3.3普通風洞模型自由飛試驗技術與高速風洞投放模型試驗技術的差異

這兩項技術在試驗方法上有一定相似性，都是將模型自由投放至風洞流場，但后者對投放的初線速度和角速度等參數的要求較為嚴格，這是二者的一個重要不同；另外就是二者的研究目的不同，前者著眼于動穩定性問題的研究，而后者著眼于多體分離問題的研究，因而導致試驗方法和數據處理方法也不同。

3.4三種試驗技術特點綜合比較

從技術復雜度來說，普通風洞模型自由飛試驗是三種風洞模型自由飛試驗技術中最簡單、也是最基礎的一種；其次是高速風洞投放模型試驗，其需要考慮對模型投放的初始參數進行模擬；難度最大的是多體分離風洞自由飛試驗，它不但要首先實現母彈的自由飛行，還要實現投放物模型從母彈上投放的初始參數模擬。

多體分離風洞自由飛試驗技術是聯系普通風洞模型自由飛試驗和高速風洞投放模型試驗的紐帶，也可以視為是兩項試驗技術的結合。它與另兩項試驗技術均具有較大的相似性，因此也兼具了另兩項試驗技術的特點。可以說多體分離風洞自由飛試驗技術是普通風洞模型自由飛試驗技術和高速風洞投放模型試驗技術間的過渡技術。

3.5三種試驗技術的應用領域

由于研究目的的不同，普通風洞模型自由飛試驗與另兩項試驗技術的應用領域完全不同，普通風洞模型自由飛試驗主要應用于飛行器動穩定性問題研究，而多體分離風洞自由飛試驗和高速風洞投放模型試驗則是應用于飛行器各類多體分離問題。

多體分離風洞自由飛試驗和高速風洞投放模型試驗雖均應用于飛行器多體分離問題的研究，但由于3.2節所述的兩種試驗技術的差異，使得兩種試驗技術在多體分離問題研究的應用上又具有不同的領域。

多體分離自由飛試驗適用于多體之間質量或體積相差較小的，互相之間干擾較為強烈的情況；高速風洞投放模型試驗適用于分離體與母彈之間質量或體積相差較大的情況，也即分離過程中投放物對母彈的飛行姿態影響較小，因而采用母彈固持的方式進行試驗也能夠較為真實的反映實際飛行器多體分離的情況。

對于某些多體分離問題，雖然分離體之間質量或體積相差不大，但由于母彈在自由飛行的過程中飛行姿態難以穩定，使得多體之間的分離難以實現，多體分離風洞自由飛試驗也因此難以進行，此時仍需采用高速風洞投放模型試驗技術，但此種情況下分離過程中分離體對母彈的飛行姿態影響沒有得到較好的模擬，這是需要注意的。

因此，對于各種具體多體分離問題的研究，通常來說，級間分離問題應當采用多體分離風洞自由飛試驗來進行，高速風洞投放模型試驗技術不適用；子母彈或導彈殼片拋撒問題則既可采用多體分離風洞自由飛試驗，也可采用高速風洞投放模型試驗，可根據具體情況來選擇，若子彈/殼片與母彈質量或體積相差較小，則可選擇多體分離風洞自由飛試驗，而如果對分離瞬間母彈的姿態有明確要求，則應選用高速風洞投放模型試驗為宜；其他多體分離問題，如頭罩分離、飛機外掛物投放、內埋武器投放等，均采用高速風洞投放模型試驗較為適宜。

總體來說，高速風洞投放模型試驗對多體分離問題可研究的領域范圍要大于多體分離風洞自由飛試驗。

4 結論和展望

風洞模型自由飛試驗雖屬風洞試驗范疇，但就其特點來說應是介于空氣動力學三大研究手段中普通風洞試驗和飛行試驗之間的一種特種風洞試驗技術，其同時兼具了普通風洞試驗和飛行試驗二者的特點，也同時具有普通風洞試驗和飛行試驗所不具備的優點，因此其在飛行器研制及空氣動力學研究中具有獨特的優點。

其細分出的三種試驗技術，普通風洞模型自由飛試驗、多體分離風洞自由飛試驗和高速風洞投放模型試驗，各有特點，研究領域涉及飛行器動穩定性問題和各種多體分離問題，因此風洞模型自由飛試驗技術又具有研究領域廣泛的特點。

隨著當前飛行器研制對動穩定性問題和各種多體分離問題研究水平的要求不斷提高，采用風洞模型自由飛試驗技術來開展相關研究的需求逐漸增加，風洞模型自由飛試驗技術的作用也日益凸顯，同時對風洞模型自由飛試驗技術水平的要求也不斷提高。加強和推進風洞模型自由飛試驗技術的研究，將對推動新一代飛行器的研制和新概念技術的研究提供重要保障。

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High-speedwindtunnelfree-flighttesttechnique

JIANG Zenghui*, SONG Wei, LU Wei

(ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China)

Wind tunnel model free-flight test is a special wind tunnel test technique between ordinary wind tunnel test and flight test. In this paper, the development of high-speed wind tunnel model free-flight test technology is introduced. Firstly，the development of high-speed wind tunnel model free flight test technology is introduced.Secondly, the common characteristics of wind tunnel model free flight test technology and its three sub-technology —— general model free-flight test, multi-bodies separation wind tunnel free-flight test and high speed wind tunnel drop-model test —— the difference between the three sub-technologies and their respective application fields are summarized. The common characteristics are support interference-free aerodynamic data and the model free flighting, so that the transient aerodynamic force can be measured at the moment of separation. The repeatability of the test is a common disadvantage compared with the general wind tunnel test. For the three sub-techniques, each has its own characterisitc, and has specific technology and application field from others. The research fields of the three sub-techniques cover the dynamic stability and all kinds of multi-bodies separation of aircrafts. The general wind tunnel free-flight test is applied for the research of aircraft dynamic stability, and the other two sub-techniques are applied in the research of all kinds of multi-bodies separation. While the different multi-bodies separation problems are covered, by the multi-bodies separation wind tunnel free-flight test and high speed wind tunnel drop-model test technique, because of the difference between the specific technology of the two sub-techniques.

wind tunnel free-flight test; multi-bodies separation wind tunnel free-flight test; high-speed wind tunnel drop-model test; dynamic stability; multi-bodies separation

V211.7;V212.1

A

10.7638/kqdlxxb-2016.0101

0258-1825(2017)05-0680-07

2016-07-22;

2016-12-28

蔣增輝*(1980-),男，博士，高級工程師， 主要從事非定常空氣動力學. E-mail: jzhhit@163.com

蔣增輝, 宋威, 魯偉. 高速風洞模型自由飛試驗技術[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(5): 680-686, 692.

10.7638/kqdlxxb-2016.0101 JIANG Z H, SONG W, LU W. High-speed wind tunnel free-flight test technique[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 680-686, 692.