串聯(lián)飛行器級(jí)間分離風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)

宋 威, 蔣增輝

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

串聯(lián)飛行器級(jí)間分離風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)

宋 威*, 蔣增輝

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

針對(duì)超聲速串聯(lián)布局飛行器在稠密大氣層內(nèi)主級(jí)與助推級(jí)級(jí)間分離的運(yùn)動(dòng)特性問(wèn)題，采用運(yùn)動(dòng)自由度不受約束的風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)方法，很好地復(fù)現(xiàn)助推級(jí)和主級(jí)分離的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程，且創(chuàng)新地模擬助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)帶有殘余推力對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離特性的影響規(guī)律。在試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma=2.5，側(cè)滑角β=0°條件下，通過(guò)改變初始分離迎角α(0°、5°)，研究了分離迎角α對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離后級(jí)間相對(duì)位置的影響規(guī)律。結(jié)果表明：初始分離迎角α是影響主級(jí)與助推級(jí)分離相對(duì)位置的關(guān)鍵參數(shù)，當(dāng)初始分離迎角α=5°時(shí)，主級(jí)與助推級(jí)分離后級(jí)間相對(duì)位置變化較α=0°迅速，適當(dāng)增加初始分離迎角α更有利于飛行器的級(jí)間分離；助推級(jí)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離后的級(jí)間相對(duì)位置影響較小，這表明超聲速串聯(lián)布局飛行器在大氣層內(nèi)級(jí)間分離的運(yùn)動(dòng)特性由主級(jí)與助推級(jí)所受的氣動(dòng)力主導(dǎo)。

串聯(lián)飛行器；級(jí)間分離；風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)；殘余推力；初始分離迎角

0 引 言

超聲速串聯(lián)布局飛行器在稠密大氣層內(nèi)主級(jí)與助推級(jí)分離的過(guò)程中，級(jí)間分離區(qū)內(nèi)復(fù)雜的氣流流動(dòng)會(huì)對(duì)主級(jí)與助推級(jí)的氣動(dòng)特性產(chǎn)生較大的不利干擾，從而嚴(yán)重影響分離后主級(jí)與助推級(jí)的姿態(tài)角和運(yùn)動(dòng)軌跡。更為危險(xiǎn)的是，有時(shí)在主級(jí)與助推級(jí)分離時(shí)刻，助推級(jí)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力尚未消失，此殘余推力瞬間對(duì)分離體助推級(jí)產(chǎn)生一個(gè)不可忽略的附加軸向運(yùn)動(dòng)速度Vx，可能導(dǎo)致助推級(jí)追上主級(jí)產(chǎn)生碰撞，從而對(duì)主級(jí)的飛行穩(wěn)定性和安全性帶來(lái)威脅[1-2]。所以有必要研究串聯(lián)布局飛行器主級(jí)和助推級(jí)的分離動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)特性，從而為飛行器級(jí)間分離的總體設(shè)計(jì)與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供依據(jù)和參考。

對(duì)于超聲速串聯(lián)布局飛行器級(jí)間分離問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外已進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬[3-5]和風(fēng)洞試驗(yàn)研究[6-20]。在數(shù)值模擬方面，如周偉江[3]等用數(shù)值方法模擬超聲速?gòu)楏w級(jí)間分離流場(chǎng)，給出了不同級(jí)間距離時(shí)幾種典型的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)級(jí)間距離較小時(shí)，級(jí)間區(qū)流動(dòng)為低速死水區(qū)，與外流幾乎沒(méi)有干擾；當(dāng)級(jí)間距離較大時(shí),級(jí)間區(qū)流場(chǎng)出現(xiàn)收縮，外流在內(nèi)外流剪切層外形成復(fù)雜的干擾波系；張黃偉[5]等對(duì)超聲速飛行彈體級(jí)間分離過(guò)程的流場(chǎng)開(kāi)展了數(shù)值模擬研究，得出兩級(jí)彈體在不同分離狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。以上的數(shù)值模擬研究主要給出不同級(jí)間分離距離、不同級(jí)間分離角下的主級(jí)與助推級(jí)所受的氣動(dòng)力特性，是個(gè)定常的數(shù)值模擬過(guò)程。在風(fēng)洞試驗(yàn)方面，秦永明[6]等采用級(jí)間分離風(fēng)洞靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)研究亞超聲速飛行器級(jí)間冷分離模式的氣動(dòng)特性，研究了不同馬赫數(shù)下同軸串聯(lián)布局級(jí)間冷分離時(shí)，兩級(jí)氣動(dòng)特性隨級(jí)間距離以及迎角的變化。王元靖[20]等采用網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)研究了類(lèi)CAV飛行器級(jí)間分離的氣動(dòng)特性，初步獲得了典型多體飛行器分離過(guò)程中的氣動(dòng)特性變化規(guī)律。研究發(fā)現(xiàn)載荷模型沿軸向分離時(shí)，氣動(dòng)力(矩)逐步接近自由流中氣動(dòng)力(矩)值，載荷模型法向位置改變會(huì)引發(fā)其氣動(dòng)力(矩)值發(fā)生更為劇烈的變化，文中分析了引發(fā)此現(xiàn)象的原因。這兩種風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M手段共同點(diǎn)是將主級(jí)與助推級(jí)用支桿固定，通過(guò)改變主級(jí)與助推級(jí)的相對(duì)位置，采用天平測(cè)量模型上的氣動(dòng)力，只能給出助推級(jí)和主級(jí)分離過(guò)程的靜態(tài)氣動(dòng)特性，不能很好地展現(xiàn)助推級(jí)與主級(jí)分離后的整個(gè)運(yùn)動(dòng)過(guò)程，且殘余推力的施加更難以實(shí)現(xiàn)，因此對(duì)研究串聯(lián)布局飛行器主級(jí)與助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)帶有殘余推力分離有一定的局限性。

本文采用運(yùn)動(dòng)自由度完全不受約束的風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)方法，研究了超聲速串聯(lián)布局飛行器在稠密大氣層內(nèi)主級(jí)與助推級(jí)的分離的運(yùn)動(dòng)特性和氣動(dòng)特性，很好地復(fù)現(xiàn)了助推級(jí)和主級(jí)分離的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程，且創(chuàng)新地模擬了助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)帶有殘余推力對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離特性的影響規(guī)律，該項(xiàng)研究?jī)?nèi)容目前尚未見(jiàn)到相關(guān)的文獻(xiàn)發(fā)表。

1 試驗(yàn)設(shè)備與模型

試驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-12風(fēng)洞中完成。該風(fēng)洞是一座亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段橫截面尺寸為1.2 m×1.2 m，超聲速試驗(yàn)段長(zhǎng)度為2.4 m，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍Ma=1.5～4.0。

本次試驗(yàn)?zāi)康氖球?yàn)證風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)方法在研究飛行器助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)帶有殘余推力對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離特性的影響的應(yīng)用可行性。模型采用美國(guó)響尾蛇3(AIM-3)導(dǎo)彈外型，如圖1所示，依據(jù)風(fēng)洞尺寸采用縮比為1∶25。模型外殼采用鋁質(zhì)材料加工，內(nèi)部加上重金屬材料作配重，以滿(mǎn)足飛行器的質(zhì)量特性(質(zhì)心位置、質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等)參數(shù)要求。

試驗(yàn)的主要技術(shù)難點(diǎn)是殘余推力在主級(jí)和助推級(jí)分離瞬間時(shí)刻的有效施加。為解決這一技術(shù)問(wèn)題，我們提出用彈簧力模擬助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力的方法。具體的設(shè)計(jì)方法：彈簧套設(shè)置于助推級(jí)的尾部，彈簧套的后端部具有開(kāi)口，將圓柱壓縮彈簧容設(shè)于彈簧套內(nèi)，用彈簧蓋板擠壓從而使彈簧處于預(yù)壓縮狀態(tài)。助推級(jí)與主級(jí)用高強(qiáng)度鉬絲連接，試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诎l(fā)射飛行過(guò)程中保持姿態(tài)不變，待助推級(jí)和主級(jí)組合體模型飛行一段距離后進(jìn)入風(fēng)洞觀察窗時(shí)，試驗(yàn)系統(tǒng)解鎖，同時(shí)高速攝影機(jī)拍攝試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞流場(chǎng)中動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)圖像。分離機(jī)構(gòu)示意圖如圖2所示。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵砸欢ǖ某跏加前仓迷跉鈩?dòng)發(fā)射槍內(nèi)，并由特殊設(shè)計(jì)的夾持器將模型夾緊，當(dāng)風(fēng)洞啟動(dòng)且氣流穩(wěn)定后，同步控制儀發(fā)出信號(hào)，高壓氣源開(kāi)始供氣，以相對(duì)于風(fēng)洞來(lái)流V很小的絕對(duì)速度將模型投放到風(fēng)洞穩(wěn)定流場(chǎng)中，之后主級(jí)與助推級(jí)間的鎖緊裝置解鎖，模型在風(fēng)洞均勻穩(wěn)定流場(chǎng)中自由度無(wú)約束地“自由飛行”，發(fā)射速度可通過(guò)調(diào)節(jié)活塞發(fā)射壓力以及活塞行程來(lái)控制，整套發(fā)射裝置與風(fēng)洞刀架相連。

采用一臺(tái)高速攝像機(jī)進(jìn)行拍攝，高速攝影機(jī)安置在試驗(yàn)段側(cè)面，能記錄試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱乜v向、鉛垂方向以及俯仰運(yùn)動(dòng)。通過(guò)HT型多通道延時(shí)儀來(lái)實(shí)現(xiàn)高速攝像機(jī)同步啟動(dòng)等系統(tǒng)聯(lián)調(diào)，拍攝速度為2000 fps。試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma=2.5；分離時(shí)刻初始迎角α=0°、5°；側(cè)滑角β=0°，殘余推力的大小Fx=2.658 N。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析與討論

圖3所示為初始分離迎角α=0°，助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)助推級(jí)與主級(jí)分離特性影響的風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)圖像序列。

圖4所示為初始分離迎角α=5°，助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)助推級(jí)與主級(jí)分離特性影響的風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)圖像序列。

從以上圖像中觀察看，初始分離迎角α，助推級(jí)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離特性的影響并不顯著，故需將主級(jí)與助推級(jí)分離后相對(duì)位置進(jìn)行圖像量化處理，由此來(lái)討論初始分離迎角α，助推級(jí)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)飛行器主級(jí)與助推級(jí)分離運(yùn)動(dòng)特性的影響。

為方便討論，我們定義級(jí)間軸向距離ΔLx為主級(jí)尾端到助推級(jí)前端的距離，級(jí)間縱向距離ΔLy為主級(jí)與助推級(jí)質(zhì)心相對(duì)位置，級(jí)間相對(duì)夾角Δθ為主級(jí)和助推級(jí)俯仰角之差。

2.1迎角α對(duì)級(jí)間相對(duì)位置的影響

為討論初始分離迎角α對(duì)助推級(jí)與主級(jí)分離后級(jí)間相對(duì)位置的變化規(guī)律，需要在助推級(jí)有/無(wú)殘余推力兩種情況下分別進(jìn)行討論。圖5為助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有殘余推力，不同初始分離迎角α下，助推級(jí)和主級(jí)分離后軸向級(jí)間距離ΔLx、縱向級(jí)間距離ΔLy，以及級(jí)間相對(duì)夾角Δθ隨時(shí)間t的變化歷程曲線(xiàn)。

從圖5(a)可以看出在不同初始分離迎角α下，超聲速飛行器主級(jí)與助推級(jí)分離后級(jí)間軸向距離ΔLx變化規(guī)律是：1) 初始階段時(shí)助推級(jí)與主級(jí)的級(jí)間軸向距離ΔLx增加得相對(duì)比較平緩，之后在某個(gè)運(yùn)動(dòng)時(shí)刻t1有個(gè)“突躍”的上升；2) 對(duì)應(yīng)于同一時(shí)刻，明顯可以看出初始分離迎角α=5°的級(jí)間軸向距離ΔLx要比初始分離迎角α=0°的大，初始分離迎角α=5°時(shí)的級(jí)間軸向距離ΔLx曲線(xiàn)的平緩上升階段要比初始分離迎角α=0°的短很多。

從圖5(c)看到飛行器主級(jí)與助推級(jí)分離后級(jí)間相對(duì)夾角Δθ的變化規(guī)律是：1) 初始階段級(jí)間相對(duì)夾角Δθ增加得比較緩慢，之后快速上升；2) 對(duì)應(yīng)于同一時(shí)刻，初始分離迎角α=5°的級(jí)間相對(duì)夾角Δθ比初始分離迎角α=0°的要大；3) 主級(jí)與助推級(jí)分離后級(jí)間相對(duì)夾角增大到相同的Δθ，當(dāng)初始分離迎角=5°要比初始分離迎角α=0°短，如初始分離迎角α=5°時(shí)主級(jí)與助推級(jí)級(jí)間相對(duì)夾角Δθ增到Δθ=130°所需時(shí)間為t=5.5ms，而初始分離迎角α=0°，級(jí)間相對(duì)夾角Δθ增到Δθ=130°所需時(shí)間為t=10ms，明顯比較短。

這都充分表明飛行器助推級(jí)與主級(jí)分離后助推級(jí)受到比較大的空氣阻力使助推級(jí)很快地減速下來(lái)，助推級(jí)飛行器沒(méi)有“追上”主級(jí)飛行器，主級(jí)在風(fēng)洞氣流中基本上以發(fā)射速度向前“自由飛行”，綜合效果表現(xiàn)為助推級(jí)與主級(jí)間的級(jí)間軸向相對(duì)距離不斷增大。另外當(dāng)初始分離迎角α=5°時(shí)，助推級(jí)所受到的氣動(dòng)俯仰力矩明顯大于初始分離迎角α=0°時(shí)助推級(jí)上的俯仰力矩，導(dǎo)致分離后級(jí)間相對(duì)夾角Δθ大，故初始分離迎角α=5°時(shí)分離要比分離迎角α=0°時(shí)分離更安全。

綜上所述可知初始分離迎角α是影響主級(jí)與助推級(jí)分離相對(duì)位置的關(guān)鍵參數(shù)，當(dāng)初始分離迎角α=5°時(shí)，主級(jí)與助推級(jí)分離后的姿態(tài)角與運(yùn)動(dòng)軌跡變化更迅速，飛行器無(wú)控飛行下的運(yùn)動(dòng)特性主要由飛行器所受的氣動(dòng)特性來(lái)決定，這說(shuō)明初始分離迎角α=5°時(shí)，助推級(jí)與主級(jí)間的相對(duì)干擾比迎角α=0°時(shí)要大。

2.2助推級(jí)有/無(wú)殘余推力對(duì)級(jí)間相對(duì)位置的影響

為討論與分析助推級(jí)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)級(jí)間相對(duì)位置的影響規(guī)律，必須選擇相等初始分離迎角α來(lái)討論。圖6為初始分離迎角α=5°時(shí)，助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有/無(wú)殘余推力，主級(jí)與助推級(jí)分離后級(jí)間軸向距離ΔLx、級(jí)間相對(duì)夾角Δθ隨時(shí)間t變化歷程曲線(xiàn)。

從圖6(a)、(b)看出在初始分離迎角α=5°下，助推級(jí)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離后軸向級(jí)間軸向距離ΔLx、級(jí)間相對(duì)夾角Δθ的影響不是很大。圖6(a)中助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有殘余推力時(shí)級(jí)間軸向距離ΔLx比助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)殘余推力時(shí)級(jí)間距離ΔLx要小一點(diǎn)，但是總體變化規(guī)律比較一致。這主要是因?yàn)轱w行器主級(jí)與助推級(jí)分離后，助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有殘余推力，會(huì)對(duì)助推級(jí)產(chǎn)生一個(gè)附加軸向速度Vx，使主級(jí)與助推級(jí)軸向相對(duì)距離變小，飛行器助推級(jí)受到強(qiáng)大的氣動(dòng)阻力使助推級(jí)具有負(fù)加速度減速，附加軸向速度Vx相對(duì)負(fù)加速度是小量，不會(huì)出現(xiàn)助推級(jí)“追上”主級(jí)的現(xiàn)象。從圖6(b)可出助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有/無(wú)殘余推力對(duì)級(jí)間相對(duì)夾角Δθ基本沒(méi)影響，級(jí)間相對(duì)夾角主要由助推級(jí)和主級(jí)所受氣動(dòng)俯仰力矩主導(dǎo)，和附加軸向速度Vx無(wú)關(guān)。

3 結(jié) 論

本文采用運(yùn)動(dòng)自由度完全不受約束的風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)方法，研究了超聲速串聯(lián)布局飛行器在稠密大氣層內(nèi)主級(jí)與助推級(jí)的分離的運(yùn)動(dòng)特性問(wèn)題，很好地復(fù)現(xiàn)了助推級(jí)和主級(jí)分離的過(guò)程，且創(chuàng)新地模擬了助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)帶有殘余推力對(duì)主級(jí)與助推級(jí)分離特性的影響規(guī)律。可得出以下結(jié)論：

1) 初始分離迎角α是影響主級(jí)與助推級(jí)分離后級(jí)間相對(duì)位置的關(guān)鍵參數(shù)，當(dāng)初始分離迎角α=5°時(shí)，主級(jí)與助推級(jí)相對(duì)位置變化比初始分離迎角α=0°更迅速；

2) 助推級(jí)有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)殘余推力對(duì)級(jí)間相對(duì)位置影響不大，對(duì)軸向級(jí)間距離稍微有點(diǎn)影響；

3) 風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)可以用來(lái)研究飛行器的級(jí)間分離特性，且可以實(shí)現(xiàn)助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)帶有殘余推力對(duì)飛行器主級(jí)與助推級(jí)分離特性影響的研究，相信以后可以在具體型號(hào)上得到應(yīng)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，工程師，研究方向：非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)，多體分離與干擾特性. E-mail：qxj19860128@126.com

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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.