朱國祥, 王 磊,*, 苑朝凱, 王 春

(1. 北京空天技術研究所, 北京 100074; 2. 中國科學院力學研究所 高溫氣體動力學國家重點實驗室, 北京 100190)

0 引 言

多體分離(包括機彈分離、整流罩分離、級間分離等)預測是飛行器設計研究的熱點問題。分離過程直接關系到飛行器安全，非常關鍵。為避免低馬赫數(shù)飛行時高速進氣道出現(xiàn)的不起動問題，通常會采用進氣道整流罩，例如HyCAUSE[1]、HIFiRE[2]、HyFly[3]、HyShot[4]飛行器都利用進氣道整流罩改善低馬赫數(shù)氣動性能。該類整流罩在分離過程中存在復雜的流動現(xiàn)象(如復雜的激波干涉、強烈的非定常流動等)，要準確預測分離軌跡，就必須復現(xiàn)分離體之間復雜的激波干擾和非定常流動，這是高速分離預測面臨

的一大難題。

高速分離預測目前主要依靠CFD計算，通常采用非結構動網格方法[5- 6]或重疊網格方法[7- 8]與六自由度方程結合，實現(xiàn)部件間的運動模擬。盡管CFD在很大程度上能夠反映分離的流場特性，但仍需進行試驗驗證，地面驗證試驗必不可少。

在分離試驗方面，目前較為成熟的是軌跡捕獲試驗技術(CTS)，該技術已經廣泛應用于低速機彈分離試驗和級間分離試驗。國內FL- 31風洞開展了馬赫數(shù)6.97的助推器和再入體分離試驗[9]以及子母彈分離干擾測力試驗[10]，為高速風洞CTS試驗技術奠定了良好基礎。對于高速多體分離，CTS試驗還存在3個不足：(1) CTS屬于準定常試驗，不能真實反映分離過程的非定常特性；(2) 薄壁結構整流罩沒有空間安裝測力天平，如安裝則會破壞外形，無法準確模擬流動特征；(3) 整流罩分離姿態(tài)角變化范圍往往較大(有可能超過180°)，而CTS試驗機構難以實現(xiàn)如此大范圍的姿態(tài)變化。因此，CTS試驗還無法完全滿足高速分離的試驗需求，有必要發(fā)展動態(tài)分離試驗技術。

在動態(tài)分離試驗方面，美國已經開展了一些嘗試性試驗。美國海軍水面作戰(zhàn)中心的9號超高速風洞開展了縮比30%、風洞動壓25psia[11]以及全尺度、風洞動壓90psia的前體整流罩分離試驗[12]，復現(xiàn)了馬赫數(shù)8、動壓90psia飛行條件下的整流罩分離，展示了該風洞開展分離試驗的能力。美國氣動光學效應評估中心將LENS II激波風洞的有效運行時間提高到100ms以上，成功實現(xiàn)了馬赫數(shù)6全尺度進氣道整流罩分離試驗[13]。目前，國內的高速動態(tài)分離試驗還未見公開報道。

本文針對一個帶有整流罩的二維進氣道前體模型，在中國科學院力學研究所JF- 12激波風洞中開展動態(tài)分離試驗研究，主要解決以下試驗技術問題：

(1) 與低速分離試驗不同，在高速條件下，重力對分離過程影響較小，若按照低速分離試驗相似準則，可能會導致試驗不可行，為此，本文推導了適用于高速動態(tài)分離的相似準則。

(2) 高速下的分離過程通常僅持續(xù)數(shù)十毫秒，而高速相機幀頻通常在2000幀/s左右，難以拍攝出清晰的分離體。本文提出直接觀測、間接觀測和標識點觀測等3種可行的方法，解決高速分離體的軌跡觀測難題。

(3) 激波風洞運行時間短，對試驗時序的控制提出了更高要求。本文結合激波風洞運行特點確定有效可靠的觸發(fā)信號，建立精確的時序控制技術。

(4) 采取適當?shù)娘L洞防護措施，避免高速分離體破壞風洞和測量設備。

基于以上試驗技術，利用低動壓(50kPa)試驗條件模擬高動壓(100kPa)條件下的全尺度動態(tài)分離過程。

1 試驗模型及設備

1.1 試驗模型

試驗模型為帶有整流罩的二維進氣道前體模型，其中前體模型全長約2m，整流罩模型全長800mm，如圖1所示。整流罩通過兩側的分離機構和尾端的折彎片與前體連接。折彎片相當于有阻尼的鉸鏈約束，當折彎角度超過預設角度時就會斷裂。圖2為整流罩分離過程示意圖。分離前，整流罩固連在前體上(圖2的A)；在控制信號作用下，分離機構解鎖，整流罩在氣動力作用下開始繞定軸轉動(圖2的B)；達到預設角度時，整流罩與前體完全分離，在氣動力作用下自由運動(圖2的C)。

圖1 試驗模型

圖2 整流罩分離過程示意圖

整流罩是一個薄壁結構，分離機構解鎖后，整流罩的受力類似于懸臂梁，在分離過程中存在較大的彈性變形。

整流罩的動態(tài)分離試驗不但要模擬來流條件，還要模擬整流罩分離過程，除此之外，還需考核整流罩結構設計方案的可行性。

本文假定整流罩分離狀態(tài)為馬赫數(shù)6、動壓100kPa，在JF- 12激波風洞中模擬該狀態(tài)下的分離過程。

1.2 JF- 12激波風洞

中國科學院力學研究所JF- 12激波風洞全長265m，其中驅動段長99m，內徑420mm；被驅動段長89m，內徑720mm；噴管出口直徑1.5或2.5m；試驗段直徑3.5m，長11m。如圖3所示。直徑2.5m的噴管出口截面流場均勻區(qū)為2.0m，有效運行時間在120ms以上。

圖3 JF- 12激波風洞示意圖[14]

JF- 12激波風洞典型模擬參數(shù)見表1。其模擬的總溫比常規(guī)高速風洞更高，但動壓模擬能力低于整流罩分離狀態(tài)的動壓。

表1 JF- 12激波風洞典型運行參數(shù)Table 1 Typical conditions of shock tunnel JF- 12

選擇JF- 12激波風洞開展動態(tài)分離試驗的主要原因是：(1) 激波風洞試驗段為直徑3.5m、長11m的空管道，沒有重要的試驗設備，風洞防護風險最小，非常適合開展動態(tài)分離試驗；(2) 風洞尺度大，可以采用全尺度模型，有利于分離機構和模型質量屬性的設計。

2 高速動態(tài)分離試驗相似準則

2.1 高速動態(tài)分離試驗的特殊性

動態(tài)分離試驗模擬參數(shù)要求有：(1) 模型幾何相似；(2) 模擬馬赫數(shù)相等；(3) 分離部件模型的質心位置與真實狀態(tài)一致。

對于動態(tài)分離試驗，為保證模擬的分離軌跡與飛行條件一致，模型與實物必須動力相似，即不僅要考慮作用在分離部件上的氣動力，還必須考慮分離部件的慣性響應與重力影響，即弗勞德數(shù)Fr相等[15- 16]：

(1)

式中，U為特征速度，L為特征長度，g為重力加速度。下標m和f分別表示風洞模擬條件和真實飛行條件。由于gm=gf，所以：

(2)

式(2)明確了模型縮比由風洞來流速度與飛行來流速度的比值唯一確定。低速分離試驗，可以通過調節(jié)風洞來流速度獲得合適的模型縮比；而高速風洞的來流速度基本固定，若根據(jù)速度比例確定的模型縮比過大，則無法安裝分離機構，極大地限制了地面試驗的可行性。

實際上，與低速下的分離相比，高速下的分離存在特殊性。一方面，高速下的分離氣動力遠大于重力，且分離時間僅有兩三百毫秒，重力對分離軌跡的影響可以忽略；另一方面，試驗目的不同，對試驗模擬程度的要求也不同。因此，高速下的動態(tài)分離試驗不宜直接采用已有的低速投放試驗相似準則。本節(jié)依據(jù)模擬程度將分離試驗分為3類：動態(tài)分離軌跡模擬、動態(tài)分離非定常流動特性模擬、氣動- 結構耦合作用分離軌跡模擬。

2.2 動態(tài)分離軌跡模擬的相似參數(shù)

分離軌跡模擬是指模型和全尺寸實物分離過程的質心運動軌跡相似，繞質心轉動的姿態(tài)相同，模擬的分離時間與飛行時間成比例關系，即分離部件的平動和轉動是完全同步的。

飛行條件下的分離部件位移Lf與風洞條件下的位移Lm等于模型的尺度縮比kl，即：

(3)

式中，F(xiàn)為氣動力，m為分離部件的質量，t為分離時間。分離部件受到的氣動力為：

F=q·Sref·C

(4)

式中，q為動壓，Sref為參考面積,C為氣動力系數(shù)。雷諾數(shù)Re對分離過程氣動力系數(shù)的影響可忽略，所以Cm=Cf。

將式(4)代入式(3)可得：

(5)

式中，kq為飛行條件與風洞條件的動壓之比。

由于模型的姿態(tài)角θm(包括俯仰角、偏航角和滾轉角)和實物的姿態(tài)角θf應相等，即：

(6)

式中，I為分離部件的轉動慣量，M為氣動力矩。分離部件受到的氣動力矩為(Lref為參考長度)：

M=q·Sref·Lref·C

(7)

同樣忽略雷諾數(shù)Re的影響，即Cm=Cf。

將式(7)代入式(6)得：

(8)

結合式(5)和(8)，模擬分離軌跡時質量與轉動慣量應滿足：

(9)

2.3 動態(tài)分離非定常流動特性模擬的相似參數(shù)

對于動態(tài)分離非定常流動特性的模擬試驗，除了保證分離軌跡的模擬，還需要進一步模擬時間尺度。

在運動軌跡相似的情況下，模型和實物的流動尺度與幾何尺度之比相等，即：

(10)

式中，U∞m、U∞f分別表示飛行條件和風洞條件的來流速度，ku為飛行條件與風洞條件的特征速度之比。將式(10)代入式(5)和(9)，模型的質量屬性就唯一確定，即：

(11)

(12)

可見，要模擬動態(tài)分離過程的非定常流動特性，模型的質量屬性是由尺度縮比kl和來流密度比kρ唯一確定的。

對分離過程的姿態(tài)角進一步展開：

θm=θf?ωm·tm=ωf·tf

(13)

式中，ω為分離部件的角速度。

將式(10)代入式(13)，可得：

(14)

式(14)是動導數(shù)試驗的相似參數(shù)——減縮頻率[16]。在動導數(shù)試驗中，模型只有姿態(tài)角的變化，減縮頻率實際上是保證了姿態(tài)角變化的時間尺度與流動尺度相匹配。動態(tài)分離非定常特性的模擬試驗，則是在此基礎上進一步要求質心平動的時間尺度也與姿態(tài)角變化和流動的時間尺度一致。

2.4 氣動- 結構耦合作用分離軌跡模擬的相似參數(shù)

由于動態(tài)分離試驗可以模擬實際分離過程的非定常氣動力載荷，能夠反映出分離過程中約束突變導致的沖擊力等，因此動態(tài)分離試驗可以等效模擬氣動- 結構耦合作用以及分離機構可行性等，實現(xiàn)分離方案的系統(tǒng)性驗證。

來流動壓直接決定了整流罩氣動力大小，是該類風洞試驗的關鍵參數(shù)。為模擬氣動- 結構的耦合作用，整流罩的質量屬性首先應滿足式(9)，同時整流罩的剛度K、強度σ的縮比等于動壓比kq。

(15)

在保證外型面幾何相似的前提下，通過更換材質或改變整流罩內型面結構設計等方法實現(xiàn)模型剛度、強度的縮比。為降低試驗難度，應盡可能選擇動壓較高、尺度較大的風洞，盡可能采用全尺度真實模型。

3 分離軌跡觀測及辨識技術

分離軌跡觀測的難點主要是由曝光時間短、模型亮度不足造成的。從解決模型亮度不足的角度出發(fā)，經過試驗研究提出了3種可行的方法：直接觀測法、間接觀測法和標識點觀測法。

3.1 直接觀測法

分離軌跡直接觀測法原理如圖4所示。該方法對移動物體的漫反射亮度要求較高，需要高強度光源。但此類光源屬于熱光源(如鎢燈、高壓鈉燈、脈沖氙燈等)，在高真空環(huán)境中燈體會爆炸，故需在試驗段外布置此類光源，或者將光源與外界大氣連通。例如，美國海軍水面作戰(zhàn)中心在9號超高速風洞中開展的整流罩分離試驗中，將20個1000W的石英燈以鋁盒和Lexan玻璃面板密封后，布置在試驗段內[11]。

圖4 分離軌跡直接觀測方法

3.2 間接觀測法

分離軌跡間接觀測法原理如圖5所示。高速相機間接觀測到運動物體的影子，根據(jù)物體影子的邊緣獲得分離軌跡。該方法不需要強光源，但需要大面積的背景光(可采用LED燈板，冷光源，固態(tài)封裝，在真空環(huán)境中能正常工作)。根據(jù)風洞和試驗模型的情況，本文選擇該方法進行軌跡觀測。

圖5 分離軌跡間接觀測方法

3.3 標識點觀測法

標識點觀測法是在分離部件上安裝高亮度LED點光源作為標識點，高速相機可以記錄下標識點的軌跡。該方法要求分離部件內有足夠空間安裝LED點光源以及電池，不太適用于薄壁結構進氣道整流罩。3.4 軌跡辨識

軌跡辨識是利用模型和背景在光強上存在的差異，識別出圖像中灰度梯度較大的點，這些點形成的邊界就是模型的邊緣，然后根據(jù)模型固定的幾何關系即可求出其質心運動軌跡和姿態(tài)角變化。

由于高速流場中有激波存在，或者流場密度不均勻，會導致獲取的圖像灰度分布不均勻，含有大量噪聲。噪聲在圖像中表現(xiàn)為灰度值快速變化的區(qū)域，這和模型邊緣具有相似的性質(灰度梯度很大)。模型邊緣信息淹沒在大量噪聲中，提取難度加大，如果不對噪聲進行處理，就會降低邊緣檢測精度。本文選用形態(tài)學開運算來濾除噪聲。形態(tài)學開運算完全刪除了不能包含結構元素的對象區(qū)域，平滑了對象輪廓，斷開了狹窄連接，去掉了細小突出部分，能夠較好地濾除流場圖像噪聲，其后通過邊緣檢測得到的模型邊緣清晰、連續(xù)、定位準確。

作為示例，圖6給出了辨識出的某分離時刻下整流罩尾端下邊界灰度梯度較大的一系列點，以最小二乘法將其擬合為直線，該直線即為所要辨識的整流罩邊緣。

3.5 高速相機

為獲得分離部件的三維軌跡，試驗中需在分離部件正側方和模型正下方分別布置1臺高速相機(幀頻3600幀/s，分辨率1024pixel×1024 pixel)，形成2個正交觀測面，以簡化三維軌跡的處理。

高速相機布置于試驗段內，需解決其防護與散熱問題。與直接觀測法的光源處理方法類似，將高速相機置于密閉金屬盒內，以抗壓軟管供電纜走線及空氣流通，如圖7所示。

圖6 某時刻整流罩尾端邊界辨識

圖7 高速相機保護裝置示意圖

4 精確時序控制技術

JF- 12激波風洞有效運行時間約120ms，如何在試驗中有效進行時序控制，也是試驗成功的關鍵。高精度同步控制系統(tǒng)采用的數(shù)字延時脈沖發(fā)生器，可提供4路獨立的延時通道和2路完整的脈沖輸出，延時分辨率高達5ps，通道之間的抖動小于50ps。

經多次試驗反復驗證，激波管駐室端的壓力傳感器(圖8中的P)信號躍升至風洞流場完全建立所需時間基本維持在7ms左右，因此選取該壓力傳感器信號作為整個試驗開始的觸發(fā)信號，即試驗時序的零點。

圖8 時序觸發(fā)信號傳感器位置示意圖

根據(jù)觸發(fā)信號制定了圖9所示的試驗時序過程。駐室端壓力傳感器信號躍升，觸發(fā)時序控制系統(tǒng)啟動，同時啟動高速相機、脈動壓力采集等測量設備(這些系統(tǒng)響應時間都是微秒級)。觸發(fā)信號后預留10ms以保證風洞流場充分建立，然后觸發(fā)分離機構信號。分離機構解鎖時間在15ms以內，所以整流罩最晚在25ms時開始分離。這樣的時序控制可以保證分離過程有效時間達到95ms以上，滿足分離運動對時間的需求。

圖9 整流罩分離試驗時序

5 風洞防護

高速分離整流罩掉落在風洞內存在較大破壞風險。由于激波風洞試驗段結構簡單，沒有測量設備、閥門等，只需對整流罩可能的落點區(qū)進行防護即可。若在常規(guī)高速風洞內開展分離試驗，應盡可能將分離體回收，避免破壞風洞設備。

在本試驗中，整流罩向下分離會落到試驗段下壁面。為此，在試驗段底部120°的區(qū)域內安裝可拆卸防護板，如圖10所示。同時，為防止整流罩分離與壁面碰撞后形成的高速碎片正面撞擊試驗段底部，在試驗段靠近尾端處安裝一張松弛的鋼絲防護網。

圖10 可拆卸移動隔離板

6 動態(tài)分離試驗結果

針對圖1所示的模型，在JF- 12激波風洞中開展分離方案系統(tǒng)性模擬試驗。試驗采用全尺度模型，通過尾支撐安裝在JF- 12激波風洞試驗段內，如圖11所示。為給整流罩提供較大的流場均勻區(qū)，試驗模型安裝在噴管軸線上方。采用間接觀測法進行軌跡觀測，在模型側方安裝大塊LED燈作為背景光源，同時在模型另一側布置高速相機。

在馬赫數(shù)6時，JF- 12激波風洞動壓約50kPa。為模擬動壓100kPa來流條件下的氣動- 結構耦合作用分離過程，整流罩質量屬性需滿足式(9)和(15)。

圖11 試驗模型在風洞中的安裝示意

整流罩有繞定軸轉動和自由運動兩個過程，需考慮其繞定軸的轉動慣量Ioz和繞質心的轉動慣量Icz。整流罩的質量屬性見表2。若試驗為有側滑角狀態(tài)，還必須考慮其他兩方向的轉動慣量。整流罩質量屬性的設計主要通過更換材質和調節(jié)配重塊實現(xiàn)，通常先將質量設計到最小允許值，然后在內腔增加配重塊，依次調節(jié)質心、轉動慣量和質量。整流罩質量、轉動慣量的縮比也等于動壓比，所以試驗條件下的分離時間與模擬條件一致。

表2 整流罩的質量屬性Table 2 Mass properties of shroud

利用CFD開展了馬赫數(shù)6、動壓100kPa條件下的動態(tài)分離計算，與試驗結果的對比如圖12所示。

(a) 質心位移量對比

(b) 角度對比

試驗與CFD計算的位移量一致，58ms以前的角度也基本一致；而在58ms后，角度出現(xiàn)差異，這個差異主要是由于CFD未模擬結構彈性而導致的(試驗中，整流罩出現(xiàn)較大變形，尤其是折彎片斷裂后，整流罩尾端彈性變形力釋放，導致角度差異較大)。

7 結 論

針對高速動態(tài)分離試驗難題，結合高速動態(tài)分離特點，忽略重力影響，并按模擬程度將分離試驗分為動態(tài)分離軌跡模擬、分離過程非定常流動特性模擬、氣動- 結構耦合作用分離軌跡模擬等3類試驗，簡化了相似準則要求，提升了高速動態(tài)分離風洞試驗的可行性。針對帶有整流罩的二維進氣道前體模型，在JF- 12激波風洞中以低動壓風洞試驗條件成功模擬高動壓分離條件全尺度動態(tài)分離過程，試驗獲得的分離軌跡與CFD計算結果基本一致，相互印證，表明了試驗技術的可行性。采用本文試驗方法，JF- 12激波風洞具備了開展全尺度模型或實物動態(tài)分離試驗的能力。