串联飞行器级间分离风洞自由飞试验

宋 威, 蒋增辉

(中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074)

串联飞行器级间分离风洞自由飞试验

宋 威*, 蒋增辉

(中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074)

针对超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级级间分离的运动特性问题，采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验方法，很好地复现助推级和主级分离的动态运动过程，且创新地模拟助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响规律。在试验马赫数Ma=2.5，侧滑角β=0°条件下，通过改变初始分离迎角α(0°、5°)，研究了分离迎角α对主级与助推级分离后级间相对位置的影响规律。结果表明：初始分离迎角α是影响主级与助推级分离相对位置的关键参数，当初始分离迎角α=5°时，主级与助推级分离后级间相对位置变化较α=0°迅速，适当增加初始分离迎角α更有利于飞行器的级间分离；助推级有/无发动机残余推力对主级与助推级分离后的级间相对位置影响较小，这表明超声速串联布局飞行器在大气层内级间分离的运动特性由主级与助推级所受的气动力主导。

串联飞行器；级间分离；风洞自由飞试验；残余推力；初始分离迎角

0 引 言

超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级分离的过程中，级间分离区内复杂的气流流动会对主级与助推级的气动特性产生较大的不利干扰，从而严重影响分离后主级与助推级的姿态角和运动轨迹。更为危险的是，有时在主级与助推级分离时刻，助推级的发动机推力尚未消失，此残余推力瞬间对分离体助推级产生一个不可忽略的附加轴向运动速度Vx，可能导致助推级追上主级产生碰撞，从而对主级的飞行稳定性和安全性带来威胁[1-2]。所以有必要研究串联布局飞行器主级和助推级的分离动态运动特性，从而为飞行器级间分离的总体设计与控制系统设计提供依据和参考。

对于超声速串联布局飞行器级间分离问题，国内外已进行了大量的数值模拟[3-5]和风洞试验研究[6-20]。在数值模拟方面，如周伟江[3]等用数值方法模拟超声速弹体级间分离流场，给出了不同级间距离时几种典型的流场结构，发现级间距离较小时，级间区流动为低速死水区，与外流几乎没有干扰；当级间距离较大时,级间区流场出现收缩，外流在内外流剪切层外形成复杂的干扰波系；张黄伟[5]等对超声速飞行弹体级间分离过程的流场开展了数值模拟研究，得出两级弹体在不同分离状态下的气动特性。以上的数值模拟研究主要给出不同级间分离距离、不同级间分离角下的主级与助推级所受的气动力特性，是个定常的数值模拟过程。在风洞试验方面，秦永明[6]等采用级间分离风洞静态测力试验研究亚超声速飞行器级间冷分离模式的气动特性，研究了不同马赫数下同轴串联布局级间冷分离时，两级气动特性随级间距离以及迎角的变化。王元靖[20]等采用网格测力试验技术研究了类CAV飞行器级间分离的气动特性，初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。研究发现载荷模型沿轴向分离时，气动力(矩)逐步接近自由流中气动力(矩)值，载荷模型法向位置改变会引发其气动力(矩)值发生更为剧烈的变化，文中分析了引发此现象的原因。这两种风洞试验模拟手段共同点是将主级与助推级用支杆固定，通过改变主级与助推级的相对位置，采用天平测量模型上的气动力，只能给出助推级和主级分离过程的静态气动特性，不能很好地展现助推级与主级分离后的整个运动过程，且残余推力的施加更难以实现，因此对研究串联布局飞行器主级与助推级发动机带有残余推力分离有一定的局限性。

本文采用运动自由度完全不受约束的风洞自由飞试验方法，研究了超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级的分离的运动特性和气动特性，很好地复现了助推级和主级分离的动态运动过程，且创新地模拟了助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响规律，该项研究内容目前尚未见到相关的文献发表。

1 试验设备与模型

试验在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞中完成。该风洞是一座亚、跨、超三声速风洞，试验段横截面尺寸为1.2 m×1.2 m，超声速试验段长度为2.4 m，试验马赫数范围Ma=1.5～4.0。

本次试验目的是验证风洞自由飞试验方法在研究飞行器助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响的应用可行性。模型采用美国响尾蛇3(AIM-3)导弹外型，如图1所示，依据风洞尺寸采用缩比为1∶25。模型外壳采用铝质材料加工，内部加上重金属材料作配重，以满足飞行器的质量特性(质心位置、质量、转动惯量等)参数要求。

试验的主要技术难点是残余推力在主级和助推级分离瞬间时刻的有效施加。为解决这一技术问题，我们提出用弹簧力模拟助推级发动机残余推力的方法。具体的设计方法：弹簧套设置于助推级的尾部，弹簧套的后端部具有开口，将圆柱压缩弹簧容设于弹簧套内，用弹簧盖板挤压从而使弹簧处于预压缩状态。助推级与主级用高强度钼丝连接，试验模型在发射飞行过程中保持姿态不变，待助推级和主级组合体模型飞行一段距离后进入风洞观察窗时，试验系统解锁，同时高速摄影机拍摄试验模型在风洞流场中动态运动图像。分离机构示意图如图2所示。

试验模型以一定的初始迎角安置在气动发射枪内，并由特殊设计的夹持器将模型夹紧，当风洞启动且气流稳定后，同步控制仪发出信号，高压气源开始供气，以相对于风洞来流V很小的绝对速度将模型投放到风洞稳定流场中，之后主级与助推级间的锁紧装置解锁，模型在风洞均匀稳定流场中自由度无约束地“自由飞行”，发射速度可通过调节活塞发射压力以及活塞行程来控制，整套发射装置与风洞刀架相连。

采用一台高速摄像机进行拍摄，高速摄影机安置在试验段侧面，能记录试验模型沿纵向、铅垂方向以及俯仰运动。通过HT型多通道延时仪来实现高速摄像机同步启动等系统联调，拍摄速度为2000 fps。试验马赫数Ma=2.5；分离时刻初始迎角α=0°、5°；侧滑角β=0°，残余推力的大小Fx=2.658 N。

2 试验结果分析与讨论

图3所示为初始分离迎角α=0°，助推级发动机有/无发动机残余推力对助推级与主级分离特性影响的风洞自由飞试验图像序列。

图4所示为初始分离迎角α=5°，助推级发动机有/无发动机残余推力对助推级与主级分离特性影响的风洞自由飞试验图像序列。

从以上图像中观察看，初始分离迎角α，助推级有/无发动机残余推力对主级与助推级分离特性的影响并不显著，故需将主级与助推级分离后相对位置进行图像量化处理，由此来讨论初始分离迎角α，助推级有/无发动机残余推力对飞行器主级与助推级分离运动特性的影响。

为方便讨论，我们定义级间轴向距离ΔLx为主级尾端到助推级前端的距离，级间纵向距离ΔLy为主级与助推级质心相对位置，级间相对夹角Δθ为主级和助推级俯仰角之差。

2.1迎角α对级间相对位置的影响

为讨论初始分离迎角α对助推级与主级分离后级间相对位置的变化规律，需要在助推级有/无残余推力两种情况下分别进行讨论。图5为助推级发动机有残余推力，不同初始分离迎角α下，助推级和主级分离后轴向级间距离ΔLx、纵向级间距离ΔLy，以及级间相对夹角Δθ随时间t的变化历程曲线。

从图5(a)可以看出在不同初始分离迎角α下，超声速飞行器主级与助推级分离后级间轴向距离ΔLx变化规律是：1) 初始阶段时助推级与主级的级间轴向距离ΔLx增加得相对比较平缓，之后在某个运动时刻t1有个“突跃”的上升；2) 对应于同一时刻，明显可以看出初始分离迎角α=5°的级间轴向距离ΔLx要比初始分离迎角α=0°的大，初始分离迎角α=5°时的级间轴向距离ΔLx曲线的平缓上升阶段要比初始分离迎角α=0°的短很多。

从图5(c)看到飞行器主级与助推级分离后级间相对夹角Δθ的变化规律是：1) 初始阶段级间相对夹角Δθ增加得比较缓慢，之后快速上升；2) 对应于同一时刻，初始分离迎角α=5°的级间相对夹角Δθ比初始分离迎角α=0°的要大；3) 主级与助推级分离后级间相对夹角增大到相同的Δθ，当初始分离迎角=5°要比初始分离迎角α=0°短，如初始分离迎角α=5°时主级与助推级级间相对夹角Δθ增到Δθ=130°所需时间为t=5.5ms，而初始分离迎角α=0°，级间相对夹角Δθ增到Δθ=130°所需时间为t=10ms，明显比较短。

这都充分表明飞行器助推级与主级分离后助推级受到比较大的空气阻力使助推级很快地减速下来，助推级飞行器没有“追上”主级飞行器，主级在风洞气流中基本上以发射速度向前“自由飞行”，综合效果表现为助推级与主级间的级间轴向相对距离不断增大。另外当初始分离迎角α=5°时，助推级所受到的气动俯仰力矩明显大于初始分离迎角α=0°时助推级上的俯仰力矩，导致分离后级间相对夹角Δθ大，故初始分离迎角α=5°时分离要比分离迎角α=0°时分离更安全。

综上所述可知初始分离迎角α是影响主级与助推级分离相对位置的关键参数，当初始分离迎角α=5°时，主级与助推级分离后的姿态角与运动轨迹变化更迅速，飞行器无控飞行下的运动特性主要由飞行器所受的气动特性来决定，这说明初始分离迎角α=5°时，助推级与主级间的相对干扰比迎角α=0°时要大。

2.2助推级有/无残余推力对级间相对位置的影响

为讨论与分析助推级有/无发动机残余推力对级间相对位置的影响规律，必须选择相等初始分离迎角α来讨论。图6为初始分离迎角α=5°时，助推级发动机有/无残余推力，主级与助推级分离后级间轴向距离ΔLx、级间相对夹角Δθ随时间t变化历程曲线。

从图6(a)、(b)看出在初始分离迎角α=5°下，助推级有/无发动机残余推力对主级与助推级分离后轴向级间轴向距离ΔLx、级间相对夹角Δθ的影响不是很大。图6(a)中助推级发动机有残余推力时级间轴向距离ΔLx比助推级发动机无残余推力时级间距离ΔLx要小一点，但是总体变化规律比较一致。这主要是因为飞行器主级与助推级分离后，助推级发动机有残余推力，会对助推级产生一个附加轴向速度Vx，使主级与助推级轴向相对距离变小，飞行器助推级受到强大的气动阻力使助推级具有负加速度减速，附加轴向速度Vx相对负加速度是小量，不会出现助推级“追上”主级的现象。从图6(b)可出助推级发动机有/无残余推力对级间相对夹角Δθ基本没影响，级间相对夹角主要由助推级和主级所受气动俯仰力矩主导，和附加轴向速度Vx无关。

3 结 论

本文采用运动自由度完全不受约束的风洞自由飞试验方法，研究了超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级的分离的运动特性问题，很好地复现了助推级和主级分离的过程，且创新地模拟了助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响规律。可得出以下结论：

1) 初始分离迎角α是影响主级与助推级分离后级间相对位置的关键参数，当初始分离迎角α=5°时，主级与助推级相对位置变化比初始分离迎角α=0°更迅速；

2) 助推级有/无发动机残余推力对级间相对位置影响不大，对轴向级间距离稍微有点影响；

3) 风洞自由飞试验可以用来研究飞行器的级间分离特性，且可以实现助推级发动机带有残余推力对飞行器主级与助推级分离特性影响的研究，相信以后可以在具体型号上得到应用。

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Windtunnelfree-flighttestforstageseparationoftandemlayoutvehicle

SONG Wei*, JIANG Zenghui

(ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China)

In order to study motion characteristics of the separation between major and booster stages (stage separation) in thick aerosphere for supersonic tandem layout vehicle, wind tunnel free-flight test, with unrestrained motion freedom, was conducted. The kinetic law of relative display between stages was obtained for a supersonic tandem layout vehicle with or without residuary force of the booster stage at different initial separate angles of attack (AOA). The dynamic motion of the stage separation was observed in the experiment. The experimental conditions were Mach numberMa=2.5, the initial separate AOAsα=0° and 5°, and the angle of sideslipβ=0°, respectively. It has been shown that：(1) The initial separate AOA has significant effect on the motion characteristics regarding the stage separation of the supersonic vehicle, and it is a pivotal parameter for the stage separation. The motion characteristics of the stage separation can be greatly improved by increasing the initial separate AOA. (2) The booster stage with or without residuary force has a trivial effect on the relative display. This behavior shows that the motion characteristics of the stage separation of the supersonic tandem layout vehicle are determined by the aerodynamic force exerted on the major and booster stage.

tandem layout vehicle；stage separation；wind-tunnel free-flight test；residual thrust；initial separate angle of attack

V211.7；V212.1

A

10.7638/kqdlxxb-2016.0077

0258-1825(2017)05-0687-06

2016-05-17;

2016-10-28

宋威*(1986-)，男，安徽宿州人，工程师，研究方向：非定常空气动力学，多体分离与干扰特性. E-mail：qxj19860128@126.com

宋威, 蒋增辉. 串联飞行器级间分离风洞自由飞试验[J]. 空气动力学学报, 2017, 35(5): 687-692.

10.7638/kqdlxxb-2016.0077 Song W, Jiang Z H. Wind tunnel free-flight test for stage separation of tandem layout vehicle[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 687-692.