超聲速飛行器頭罩分離風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)

宋 威, 魯 偉, 蔣增輝

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

超聲速飛行器頭罩分離風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)

宋 威*, 魯 偉, 蔣增輝

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

采用風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)方法對(duì)稠密大氣層內(nèi)超聲速飛行器兩瓣罩旋轉(zhuǎn)分離的運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行研究，試驗(yàn)復(fù)現(xiàn)了飛行器兩瓣罩旋轉(zhuǎn)分離的整個(gè)動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程，并得到飛行器頭罩分離后兩瓣罩運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角的變化規(guī)律，試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma=1.5。研究表明：飛行器兩瓣罩在預(yù)置彈簧力作用下張開一定角度，氣流進(jìn)入兩瓣罩腔內(nèi)后壓力迅速升高，高動(dòng)壓氣流會(huì)對(duì)兩瓣罩在分離過(guò)程中的受力情況產(chǎn)生重要影響，當(dāng)兩瓣罩根部與彈體間的鉸鏈在臨界解鎖角η0分離進(jìn)入“自由飛行”階段后，兩瓣罩的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角主要由氣動(dòng)力控制；彈體飛行迎角α=0°時(shí)，上下兩瓣罩的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角基本對(duì)稱，彈體飛行迎角α=-5°時(shí)，上下瓣罩的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角明顯不對(duì)稱性，彈體迎角α對(duì)兩瓣罩分離特性影響比較顯著。

超聲速飛行器；頭罩分離；風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)；高動(dòng)壓；自由飛行

0 引 言

當(dāng)導(dǎo)彈及其他飛行器在大氣層中以超聲速飛行時(shí)，飛行器頭罩具有保護(hù)飛行器內(nèi)部有效載荷的功能，以防止其受到氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱及聲振等有害環(huán)境的影響，同時(shí)可以使飛行器具有良好的空氣動(dòng)力學(xué)特性，減小飛行器的飛行阻力等作用。當(dāng)飛行器飛行到一定高度時(shí)，必須及時(shí)將頭罩分離并拋棄，以便有效載荷正常工作和減輕飛行器的后續(xù)質(zhì)量，使飛行器的作用得到有效發(fā)揮[1]。大氣層中超聲速飛行器頭罩分離后頭罩運(yùn)動(dòng)軌跡主要由所受的氣動(dòng)力決定，流動(dòng)呈現(xiàn)高度非定常和非線性等復(fù)雜特征，頭罩周圍的激波也會(huì)對(duì)彈體表面壓力分布造成擾動(dòng)，并伴隨著多體間強(qiáng)烈的相互干擾，具有馬赫數(shù)高、動(dòng)壓大、迎風(fēng)面積大、質(zhì)量輕等特點(diǎn)，導(dǎo)致頭罩分離后有可能發(fā)生重新閉合或與內(nèi)部載荷、彈體、尾舵等部件發(fā)生碰撞的現(xiàn)象。因此，頭罩能否成功安全分離，直接關(guān)系著飛行任務(wù)的成敗[2]。

因此，必須采用一定的研究手段對(duì)稠密大氣層內(nèi)飛行器頭罩分離后的運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行預(yù)測(cè)與估算，分析頭罩在各種姿態(tài)角、飛行速度、飛行高度、飛行器外形、不同初始彈射分離力及在飛行器上的安裝位置等參數(shù)對(duì)頭罩分離運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)的影響，確定頭罩安全分離的參數(shù)范圍，從而為飛行器頭罩分離方案設(shè)計(jì)和飛行器頭罩控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)提供依據(jù)與參考。

關(guān)于超聲速飛行器頭罩在大氣層內(nèi)的分離特性問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外開展過(guò)的研究多是采用數(shù)值模擬方法[3-18]進(jìn)行的。如劉君、王巍等采用彈簧近似和網(wǎng)格局部重構(gòu)相結(jié)合的非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，耦合求解非定常歐拉方程和六自由度彈道方程，數(shù)值模擬了稠密大氣層內(nèi)超聲速飛行狀態(tài)下火箭頭罩分瓣式分離動(dòng)力學(xué)過(guò)程[3-4]。徐敏、劉振等運(yùn)用多塊嵌套結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，針對(duì)大氣層內(nèi)動(dòng)能攔截彈紅外熱防護(hù)罩分離，預(yù)測(cè)了分離過(guò)程中流場(chǎng)的瞬態(tài)特性和紅外窗口上壓力隨時(shí)間的振蕩，同時(shí)給出了各個(gè)時(shí)刻導(dǎo)彈周圍的壓力變化[8]；從檢索的國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)上很少見到采用風(fēng)洞試驗(yàn)手段來(lái)研究飛行器頭罩分離特性，主要原因可能是由于飛行器頭罩分離問(wèn)題的特殊性，如難以在罩體內(nèi)安裝測(cè)力天平等問(wèn)題，使得開展頭罩分離的風(fēng)洞試驗(yàn)研究難度較大，文獻(xiàn)[17]只是在文章其中一段作了簡(jiǎn)單敘述，但并未給出風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和分析，因此開展相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究顯得有必要，一方面可以為飛行器頭罩分離運(yùn)動(dòng)特性提供一種地面試驗(yàn)驗(yàn)證手段，另一方面可與數(shù)值模擬方法結(jié)果相互驗(yàn)證，相互補(bǔ)充。

本文主要介紹采用風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)研究超聲速飛行器(Ma=1.5)頭罩旋轉(zhuǎn)分離的關(guān)鍵技術(shù)及相關(guān)試驗(yàn)結(jié)果，試驗(yàn)很好地復(fù)現(xiàn)飛行器頭罩兩瓣旋轉(zhuǎn)分離的整個(gè)動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程，并采用圖像判讀技術(shù)得到飛行器頭罩分離后兩瓣罩質(zhì)心位置和姿態(tài)角的變化規(guī)律，為飛行器頭罩方案設(shè)計(jì)提供依據(jù)和參考，具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

1 試驗(yàn)方案

1.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

本次頭罩分離風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)是在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-12風(fēng)洞中進(jìn)行的。FD-12風(fēng)洞是一座亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，如圖1所示。試驗(yàn)段橫截面為1.2m×1.2m，超聲速試驗(yàn)段的長(zhǎng)度為2.4m，試驗(yàn)時(shí)通過(guò)更換不同的噴管箱來(lái)改變?cè)囼?yàn)馬赫數(shù)(Ma=1.5～4.0)，利用聲速噴管通過(guò)改變前室總壓的方法來(lái)獲得不同的馬赫數(shù)(Ma=0.3～1.2)，此時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)段上下壁為直孔開孔壁板(開孔率24.2%)，風(fēng)洞雷諾數(shù)范圍為Re=1.2×107～7.9×107/m。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

飛行器頭罩投放模型除幾何外形相似外，還需要滿足運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)相似準(zhǔn)則，以保證試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c實(shí)物的分離后運(yùn)動(dòng)軌跡的一致性。本次試驗(yàn)采用高速風(fēng)洞投放的輕模型法，除了滿足模型和實(shí)物的馬赫數(shù)相等，還需滿足如下主要關(guān)系式[19]：

式中：m為質(zhì)量；P′為彈射力；I為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；V為來(lái)流速度；T為氣流來(lái)流靜溫。kl為模型的縮尺比，kl=ls/lm，l為特征長(zhǎng)度；Δ為空氣相對(duì)密度，Δ=ρs/ρm，ρ為空氣密度；下標(biāo)m代表試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜖顟B(tài)，下標(biāo)s代表全尺寸實(shí)物。

依據(jù)以上相似準(zhǔn)則和真實(shí)飛行器頭罩的質(zhì)量特性參數(shù)即得出風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量特性參數(shù)，從而可以設(shè)計(jì)出滿足運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)相似的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀D2(a)所示為彈體模型示意圖，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎煤?jiǎn)單的錐柱組合體，頭部半徑R=15mm，錐段長(zhǎng)L=98mm，半錐角θ=10°。頭罩模型示意圖如圖2(b)所示，頭罩模型外殼采用鋁質(zhì)材料加工，內(nèi)部加上重金屬材料作配重，以滿足頭罩試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量特性參數(shù)要求，頭罩設(shè)計(jì)分離速度為5m/s，預(yù)定解鎖角η0=24°。

1.3 分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

飛行器兩瓣罩在風(fēng)洞投放分離前采用高強(qiáng)度鉬絲鎖緊處于“閉合狀態(tài)”，兩瓣罩內(nèi)部預(yù)置圓柱壓縮彈簧為兩瓣罩分離提供初始彈射力，彈射力的大小和作用位置保持與真實(shí)飛行器頭罩的幾何相似和動(dòng)力相似，整套試驗(yàn)系統(tǒng)與風(fēng)洞刀架相連，風(fēng)洞起動(dòng)且氣流流場(chǎng)穩(wěn)定后，同步控制儀發(fā)出信號(hào)使解鎖氣缸缸體進(jìn)氣，解鎖氣缸活塞桿向后移動(dòng)剪斷高強(qiáng)度鉬絲，圓柱壓縮彈簧使上瓣罩與下瓣罩張開，兩瓣罩沿各自的鉸鏈點(diǎn)定點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)兩瓣罩張開角達(dá)到某一臨界η0時(shí)，兩瓣罩的彈射力和氣動(dòng)力產(chǎn)生對(duì)底部鉸鏈點(diǎn)的力矩，該力矩形成的反剪力剪斷兩瓣罩與后段連接環(huán)相連接的兩個(gè)圓錐銷釘，兩瓣罩脫離彈體進(jìn)入“自由飛行”狀態(tài)，布置在觀察窗附近的高速攝影機(jī)拍攝飛行器兩瓣罩在風(fēng)洞流場(chǎng)中的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)圖像并存儲(chǔ)到計(jì)算機(jī)，從而可用來(lái)研究飛行器頭罩兩瓣分離的運(yùn)動(dòng)特性與氣動(dòng)特性。頭罩分離機(jī)構(gòu)示意圖如圖3所示。

1.4 試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)

飛行器頭罩分離風(fēng)洞投放試驗(yàn)的幾個(gè)關(guān)鍵技術(shù)及解決措施：

(1) 飛行器頭罩分離參數(shù)相似模擬問(wèn)題。由于頭罩分離過(guò)程中初始彈射力是一直處于變化中，因此只需通過(guò)對(duì)彈射力所做的功進(jìn)行相似模擬即可實(shí)現(xiàn)對(duì)投放物運(yùn)動(dòng)規(guī)律的模擬[20]。從能量的相似準(zhǔn)則出發(fā)，可獲得縮比試驗(yàn)中彈射力所需做的功，進(jìn)而獲得頭罩模型的初速度和初角速度，因此對(duì)投放分離參數(shù)的模擬可通過(guò)對(duì)投放初速度和初角速度的相似模擬來(lái)實(shí)現(xiàn)。

(2) 怎樣實(shí)現(xiàn)兩瓣罩根部與彈體間的鉸鏈在不同臨界解鎖角η0解鎖分離是本次風(fēng)洞投放試驗(yàn)最關(guān)鍵的技術(shù)。在風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)時(shí)，使飛行器上瓣罩與下瓣罩的根部與連接環(huán)采用圓錐銷釘連接構(gòu)成一鉸鏈，保證彈射力作用在飛行器頭罩質(zhì)心后時(shí)，頭罩頭部先張開，上瓣罩與下瓣罩根部與連接環(huán)接觸面為一圓弧，通過(guò)改變接觸面圓弧的弧長(zhǎng)來(lái)改變頭罩分離臨界解鎖角η0。

(3) 如何從圖像中判讀出兩瓣罩運(yùn)動(dòng)軌跡與姿態(tài)角是本次風(fēng)洞投放試驗(yàn)的另一關(guān)鍵技術(shù)。為有利于運(yùn)動(dòng)圖像判讀，分別在每個(gè)頭罩模型表面上噴有判斷模型狀態(tài)的標(biāo)記圖案，通過(guò)使用自主編制的專用圖像判斷軟件，對(duì)高速攝像機(jī)記錄的投放過(guò)程圖像上的模型標(biāo)記進(jìn)行分析與解算，從而獲得模型在投放過(guò)程中不同時(shí)刻的模型投放軌跡和運(yùn)動(dòng)姿態(tài)角。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)主要特點(diǎn)是采用高速攝影機(jī)拍攝投放物的整個(gè)動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程，通過(guò)圖像判讀技術(shù)分析得到投放物運(yùn)動(dòng)軌跡與姿態(tài)角的變化規(guī)律。本次風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)采用一臺(tái)高速攝像機(jī)進(jìn)行豎直平面內(nèi)的拍攝，高速攝像機(jī)布置在風(fēng)洞試驗(yàn)觀察窗的側(cè)面，能記錄兩瓣罩沿縱向、鉛垂方向以及俯仰方向的運(yùn)動(dòng)過(guò)程。試驗(yàn)馬赫數(shù)為Ma=1.5，高速攝像機(jī)拍攝速度為2000幀/s，相鄰兩幀圖像的時(shí)間間隔t=0.5ms，圖像的分辨率為1024pixel×1024pixel。

為討論飛行器上下兩瓣罩分離的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角，必須定義相應(yīng)的慣性坐標(biāo)系。(1) 定義固連在彈體上坐標(biāo)系為慣性坐標(biāo)系。坐標(biāo)原點(diǎn)O選在分離初始時(shí)刻頭罩頂點(diǎn)前處的某點(diǎn)；X為彈體主軸方向，指向彈體尾部；Y在彈體主平面內(nèi)垂直于X軸指向上方；Z指向彈體的側(cè)面，由X、Y根據(jù)右手法則確定，此坐標(biāo)系用來(lái)描述頭罩的運(yùn)動(dòng)軌跡；(2) 定義頭罩的體坐標(biāo)系OX1Y1Z1，主要用于研究頭罩分離過(guò)程中的姿態(tài)角。頭罩體坐標(biāo)系的原點(diǎn)定義在頭罩的質(zhì)心C；X1軸平行于頭罩的對(duì)稱軸，指向頭部；Y1軸與X1軸垂直，在初始時(shí)刻指向上方；Z1軸垂直于X1，Y1軸，初始時(shí)刻指向側(cè)面，與X1，Y1軸構(gòu)成右手系。姿態(tài)描述參考初始時(shí)刻體坐標(biāo)系，即姿態(tài)為偏離姿態(tài)。按照3-2-1順序定義歐拉姿態(tài)角，分別為俯仰角θ，偏航角ψ，滾轉(zhuǎn)角φ，體坐標(biāo)軸選取在慣量主軸上。坐標(biāo)系定義如圖4所示。

圖5所示為試驗(yàn)迎角α=0°，側(cè)滑角β=0°，飛行器兩瓣罩模型在豎直平面內(nèi)由高速攝像機(jī)同步拍攝到的投放連續(xù)運(yùn)動(dòng)圖像序列，從圖5中可看出：當(dāng)彈體飛行迎角α=0°時(shí)，上下兩瓣罩的垂直方向位移y增大比較快，這主要是由于高動(dòng)壓空氣氣流進(jìn)入因彈簧力作用而開啟的兩瓣罩腔內(nèi)，氣流的動(dòng)量流滯止轉(zhuǎn)化為能量，迅速加快兩瓣罩的分離并使其很快地遠(yuǎn)離飛行器的彈體，兩瓣罩的俯仰姿態(tài)角從0°很快增到大于180°，飛行器兩瓣罩基本對(duì)稱分離。圖6為對(duì)應(yīng)的上下瓣罩分離后運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角的時(shí)間歷程，可以看出上下瓣罩質(zhì)心軸向位移x、質(zhì)心縱向位移y和俯仰姿態(tài)角θ變化規(guī)律基本上呈對(duì)稱，對(duì)稱重合度很好。

圖7所示為試驗(yàn)迎角α=-5°，側(cè)滑角β=0°，飛行器兩瓣罩模型在豎直平面內(nèi)由高速攝像機(jī)同步拍攝到的投放連續(xù)運(yùn)動(dòng)圖像序列。從圖7中可看出：當(dāng)彈體飛行迎角α=-5°時(shí)，兩瓣罩分離上下不對(duì)稱，迎風(fēng)側(cè)的上瓣罩比背風(fēng)側(cè)的下瓣罩分離的要慢些，迎風(fēng)側(cè)的上瓣罩從閉合狀態(tài)開始張開時(shí)，開始階段上瓣罩外表面始終受到氣流的下壓作用，產(chǎn)生一個(gè)阻礙上瓣罩張開分離的氣動(dòng)力，使上瓣罩的分離變慢；相反，背風(fēng)面的下瓣罩外表面產(chǎn)生一個(gè)促進(jìn)下瓣罩張開分離的氣動(dòng)力，使下瓣罩的分離變快，從而使上瓣罩的軸向位移與縱向位移顯然要比下瓣罩小很多。圖8為對(duì)應(yīng)的上下瓣罩分離后運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角的時(shí)間歷程，可看出上下瓣罩的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角明顯呈現(xiàn)出不對(duì)稱狀態(tài)。

Fig.8Historyofdistanceandpitchanglefortwonosecapcentroidinα=-5°

3 結(jié) 論

采用風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)方法對(duì)稠密大氣層內(nèi)超聲速飛行器(Ma=1.5)兩瓣罩旋轉(zhuǎn)分離的運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行研究，研究表明：當(dāng)彈體飛行迎角α=0°時(shí)，上下兩瓣罩的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角沿彈體軸基本對(duì)稱，彈體飛行迎角α=-5°時(shí)，上下瓣罩的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)角明顯不對(duì)稱性，彈體飛行迎角α對(duì)兩瓣罩的分離特性影響比較顯著。本研究可為超聲速飛行器頭罩分離方案設(shè)計(jì)和飛行器頭罩控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供依據(jù)與參考。

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Windtunneldropmodeltestofnosecapseparationofsupersonicvehicle

Song Wei*, Lu Wei, Jiang Zenghui

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

This paper studies the motion characteristic of the nose cap revolving separation of the supersonic vehicle in the stiff atmosphere by the wind tunnel drop model test and acquiares the law of the centroid distance and pitch angle variance for the two part nose cap when the nose cap separate. The experiment Mach number isMa=1.5. The study shows that when the nose cap splays out by the intrinsic constringent spring, the high dynamic pressure afflux into the antrum of the two nose cap and makes the nose cap go round and round by caudal gemel. Then the mantle break away from the forebody when the rotate angle arrive at the preconcerted angle，the aerodynamic force is several orders of magnitude greater than the inertial force，the nose cap trajectory is absolutely controlled by the aerodynamic force and the mantle statement changes violently. The two nose cap have a symmetrical motion distance and pitch angle in the angle of attackα=0°, however, the separate characteristic is unsymmetrical in the angle of attackα=-5°. The angle of attack for the supersonic vehicle has a prominent effect on the motion characteristic for the two nose cap. The study can provide an according and reference for the nose cap separation precept and flighting control system.

supersonic vehicle; nose cap separation; wind tunnel drop model test; high dynamic pressure; free flight

1672-9897(2017)06-0045-07

10.11729/syltlx20170026

2017-03-06;

2017-06-18

*通信作者 E-mail: qxj19860128@126.com

SongW,LuW,JiangZH.Windtunneldropmodeltestofnosecapseparationofsupersonicvehicle.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 45-50,70. 宋 威, 魯 偉, 蔣增輝. 超聲速飛行器頭罩分離風(fēng)洞投放模型試驗(yàn). 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(6): 45-50, 70.

V211.7; V212.1

A

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。通信地址：北京市7201信箱16分箱(100074)。E-mail：qxj19860128@126.com

(編輯：張巧蕓)