何超，孫鵬，林敬周，許曉斌，陳磊

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所，綿陽 621000

0 引 言

運(yùn)載火箭、遠(yuǎn)程洲際彈道導(dǎo)彈等高超聲速飛行器采用助推級和巡航級串聯(lián)的布局方式。在爬升飛行階段由助推級提供動力，爬升飛行至一定高度時，助推級與巡航級分離（級間分離）。助推級與巡航級的高超聲速分離過程中存在復(fù)雜的流動現(xiàn)象，伴隨著相互干擾，涉及激波干擾、分離流和旋渦等現(xiàn)象，嚴(yán)重影響巡航級和助推級的氣動特性和飛行姿態(tài)，甚至影響分離成敗[1]。因此，分離影響的大小、是否會造成巡航級和助推級發(fā)生碰撞而導(dǎo)致分離失敗，需要開展相關(guān)風(fēng)洞試驗進(jìn)行預(yù)先研究。

國內(nèi)外開展了基于模型自由飛的級間分離試驗技術(shù)研究工作（飛行器模型在風(fēng)洞中自由飛行過程中實現(xiàn)級間分離以及與級間分離相關(guān)的CTS 軌跡模擬等試驗技術(shù)研究）[2-10]。美國CUBRC 的研究人員開展了級間分離風(fēng)洞自由飛試驗，并對LENS Ⅱ風(fēng)洞進(jìn)行了改造以適應(yīng)試驗需要。20 世紀(jì)80 年代，中國科學(xué)院力學(xué)研究所、中國航天空氣動力技術(shù)研究院和中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）等即著手開展了級間分離問題的風(fēng)洞模型自由飛試驗或與此相關(guān)的試驗技術(shù)研究工作[11-18]。

風(fēng)洞自由飛試驗本身就具有一定難度，在其基礎(chǔ)上實現(xiàn)級間分離，試驗難度進(jìn)一步提升。近年來，中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所采用半自由飛方式（即巡航級始終固定、助推級分離后自由飛行的方式）在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中開展了模型級間動態(tài)分離試驗技術(shù)研究。

作為研究高超聲速飛行器分離過程的重要手段，風(fēng)洞模型級間動態(tài)分離試驗可以模擬高超聲速飛行器分離時的內(nèi)外流條件以及分離過程中巡航級、助推級的飛行姿態(tài)和相互位置關(guān)系，通過測力、測壓及高速攝像，獲得分離過程中巡航級和助推級的氣動特性及分離軌跡，為飛行器分離方案設(shè)計提供準(zhǔn)確可靠的試驗數(shù)據(jù)，降低風(fēng)險，同時也可以評估現(xiàn)有高超聲速飛行器分離方案的合理性和安全性。

研制風(fēng)洞模型級間動態(tài)分離裝置是建立風(fēng)洞模型級間動態(tài)分離試驗技術(shù)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一。本文對風(fēng)洞模型級間動態(tài)分離裝置進(jìn)行了設(shè)計分析，并在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中開展了驗證試驗。

1 總體設(shè)計

1.1 試驗技術(shù)原理

在高超聲速風(fēng)洞模型級間動態(tài)分離試驗中，巡航級模型以一定迎角正裝于背支撐上并始終保持固定，背支撐與高超聲速風(fēng)洞上支架連接。助推級模型安裝于動態(tài)分離支撐與釋放裝置上，后者安裝于風(fēng)洞下支架支撐板上。安裝過程中，應(yīng)保證兩級模型同軸且緊密貼合。圖1 為模型與支撐系統(tǒng)安裝示意圖，巡航級與助推級模型均為模型示意。圖2 為模型和動態(tài)分離支撐與釋放裝置安裝關(guān)系示意圖。

圖1 模型與支撐系統(tǒng)安裝示意圖Fig. 1 Schematic of model with support system

圖2 模型和動態(tài)分離支撐與釋放裝置安裝關(guān)系示意圖Fig. 2 Schematic of model with the dynamic stage separation support and release device

風(fēng)洞啟動后，巡航級與助推級在流場中的初始位置保持不變；流場穩(wěn)定后，控制系統(tǒng)發(fā)出分離指令，動態(tài)分離支撐與釋放裝置工作，將助推級與巡航級快速分離；助推級在流場中自由運(yùn)動，最終落在動態(tài)分離支撐與釋放裝置上被回收。

1.2 總體設(shè)計要求

級間動態(tài)分離裝置設(shè)計主要包括動態(tài)分離系統(tǒng)支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計、動態(tài)分離支撐與釋放裝置設(shè)計。結(jié)合高超聲速風(fēng)洞特點，應(yīng)滿足以下要求：1）能承受風(fēng)洞啟動沖擊。風(fēng)洞啟動的強(qiáng)激波會對試驗段中的模型及機(jī)構(gòu)產(chǎn)生強(qiáng)烈沖擊，此時動態(tài)分離裝置應(yīng)保證模型兩級連接緊密，不能出現(xiàn)后一級模型松動甚至直接被吹飛的現(xiàn)象。2）巡航級模型背支撐應(yīng)滿足一定固有頻率要求（不小于60 Hz）。3）不干涉助推級模型分離后在流場中的自由運(yùn)動過程，避免不準(zhǔn)確的分離軌跡影響分離方案合理性和安全性的評估。

2 動態(tài)分離裝置設(shè)計

2.1 動態(tài)分離系統(tǒng)支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計

支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計主要針對巡航級模型背支撐進(jìn)行設(shè)計。級間動態(tài)分離試驗中的支撐結(jié)構(gòu)除需滿足強(qiáng)度要求外，剛度要求比常規(guī)試驗更高，以避免低頻率高振幅的系統(tǒng)振動影響數(shù)據(jù)質(zhì)量。本文設(shè)計了一種“Y”形結(jié)構(gòu)的背支撐，能較好地解決剛度問題。該背支撐由3 部分組成：上部為與風(fēng)洞上支架的連接接口，中部為方鋼結(jié)構(gòu)，下部為“Y”形結(jié)構(gòu)（包括天平安裝套筒），如圖3 所示。連接接口將整個背支撐與風(fēng)洞連接；方鋼結(jié)構(gòu)用于提高背支撐剛度，處于流場均勻區(qū)外，不影響堵塞度；“Y”形結(jié)構(gòu)是背支撐與模型的連接部分，與傳統(tǒng)背支撐相比，支撐結(jié)構(gòu)剛度有所提高，但在流場中會與模型表面流場相互干擾，為避免干擾過大，需保持前緣整流的尖劈外形輪廓。

圖3 背支撐結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 3 Three-dimensional structure of the back supporter

對背支撐結(jié)構(gòu)固有頻率進(jìn)行仿真計算。圖4～6分別為背支撐結(jié)構(gòu)有限元模型及固有頻率計算結(jié)果。一、二階模態(tài)固有頻率均可視為航向響應(yīng)固有頻率，一階模態(tài)固有頻率85.95 Hz 為航向最低響應(yīng)固有頻率；三階模態(tài)固有頻率248.77 Hz 為縱向最低響應(yīng)固有頻率。三階模態(tài)后的固有頻率可不予考慮。從圖6 可以看出：在航向和縱向最低響應(yīng)固有頻率下，背支撐最大變形量分別為6.0688 和5.1639 mm。

圖4 背支撐結(jié)構(gòu)有限元模型Fig. 4 Finite element model

圖5 背支撐結(jié)構(gòu)固有頻率仿真結(jié)果（前六階模態(tài)）Fig. 5 The result of the inherent frequency

圖6 背支撐結(jié)構(gòu)固有頻率仿真結(jié)果（前三階模態(tài)）Fig. 6 The result of the inherent frequency

2.2 動態(tài)分離支撐與釋放裝置研制

動態(tài)分離支撐與釋放裝置有高壓氣體驅(qū)動、彈簧驅(qū)動和火藥驅(qū)動等多種驅(qū)動方式，綜合考慮可靠性、安全性及設(shè)計參數(shù)的可調(diào)節(jié)性，試驗中采用高壓氣體驅(qū)動方式，運(yùn)動結(jié)構(gòu)采用標(biāo)準(zhǔn)氣缸驅(qū)動活塞桿帶動三臂支撐體機(jī)構(gòu)上下運(yùn)動方案。三臂支撐體機(jī)構(gòu)是一個將氣缸活塞桿前后往復(fù)運(yùn)動轉(zhuǎn)化為模型支撐墊相對正交運(yùn)動的機(jī)構(gòu)。圖7 為動態(tài)分離支撐與釋放裝置結(jié)構(gòu)圖和工作狀態(tài)示意圖，工作原理為：

第一階段：模型支撐階段，即模型待分離階段。動態(tài)分離支撐與釋放裝置（后文簡稱“裝置”）以一定迎角固定于風(fēng)洞下支架支撐板上，模型助推級安裝于裝置上。氣缸活塞桿向前（即圖7（a）的右方）運(yùn)動，推動加長軸向前運(yùn)動，帶動鉸鏈?zhǔn)? 對支臂呈剪刀式運(yùn)動，使3 個模型支撐墊向上運(yùn)動（即圖7（a）的上方），從3 個方向向上頂住助推級模型內(nèi)壁，從而緊固模型。此時，氣缸活塞桿保持不動，氣缸持續(xù)提供推力。裝置緊固住助推級模型后，可以抵御氣流沖擊，使助推級模型在流場中初始位置保持不變。

第二階段：模型分離階段，即助推級模型被瞬間釋放、在流場中自由運(yùn)動的階段。在此階段，氣缸兩個通氣孔在電磁閥作用下通氣發(fā)生反轉(zhuǎn)，一個快速進(jìn)氣，一個通過排氣閥快速排氣，使氣缸活塞桿向后（圖7（a）左方）迅速運(yùn)動，拉動加長軸向后運(yùn)動，帶動鉸鏈?zhǔn)? 對支臂剪刀式運(yùn)動，3 個模型支撐墊同時向下（圖7（a）下方）運(yùn)動，瞬間與助推級模型分離。

圖7 動態(tài)分離支撐與釋放裝置Fig. 7 The dynamic stage separation support and release device

在第一階段（模型支撐階段），模型和機(jī)構(gòu)應(yīng)能抵御風(fēng)洞啟動時的沖擊，此時支撐墊與模型內(nèi)壁之間的摩擦力應(yīng)大于模型在流場中受到的軸向力。為增加摩擦力，在支撐墊上布置花紋增加摩擦力系數(shù)。以ft表示氣缸在充氣壓力p1下產(chǎn)生的推力：

式中：K 為氣缸工作效率，一般為0.85；p1為氣缸充氣壓力；S1為活塞受p1作用的面積。p1= 0.8 MPa、活塞直徑120 mm 時，氣缸產(chǎn)生的推力為7690 N。

3 動態(tài)分離裝置試驗應(yīng)用

3.1 風(fēng)洞試驗設(shè)備與試驗條件

試驗在CARDC 某暫沖、吹吸式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞上進(jìn)行。該風(fēng)洞以名義馬赫數(shù)為4、5、6 和7 的型面噴管模擬17～46 km 的飛行高度（不同馬赫數(shù)的噴管模擬不同的飛行高度），配備了較完善的測控系統(tǒng)，可以滿足試驗中各種參數(shù)測量和處理、流場顯示與記錄的需要。試驗來流條件如表1 所示。

表1 來流條件Table 1 The test conditions

3.2 試驗裝置地面調(diào)試

為保證試驗安全，試驗前對裝置進(jìn)行地面調(diào)試，主要檢測裝置對模型支撐是否牢固、釋放模型時運(yùn)行時間是否滿足試驗需求。圖8 為地面調(diào)試時以裝置支撐假模型的照片。通過對假模型施加沖擊力，驗證裝置支撐模型是否可靠。圖9 為安裝于風(fēng)洞中的裝置閉合與撐開時的照片。采用視覺測量系統(tǒng)測量動態(tài)分離支撐與釋放裝置從撐開到閉合的運(yùn)動軌跡及運(yùn)行時間。圖10 為測量點在裝置上的分布，高速相機(jī)拍攝速度為1000 幀/s。圖11 為測得的P1 點運(yùn)動軌跡。從圖11 可以看出：裝置撐開到閉合的最大行程72 mm，與設(shè)計值一致（模型內(nèi)壁直徑250 mm，裝置各支臂完全撐開為254 mm，略大于模型內(nèi)壁直徑，閉合時110 mm）；運(yùn)行時間78 ms，而助推級模型自由落體下降72 mm 所需時間為121.2 ms，裝置運(yùn)行時間小于模型自由落體時間，滿足試驗需求。裝置達(dá)到最大行程后，在沖擊力作用下略微反彈，反彈量在3 mm 以內(nèi)且快速穩(wěn)定，對試驗不產(chǎn)生影響。

圖8 調(diào)試照片F(xiàn)ig. 8 Test photograph of the device

圖9 風(fēng)洞中的動態(tài)分離支撐與釋放裝置照片F(xiàn)ig. 9 The photograph of the device in wind tunnel

圖10 測點布置示意圖Fig. 10 Schematic of the assigned measurement dot

圖11 測量點運(yùn)行軌跡Fig. 11 Schematic of the trajectory

3.3 風(fēng)洞試驗結(jié)果

圖12 為風(fēng)洞模型級間動態(tài)分離試驗?zāi)Ｐ头蛛x面分離過程的紋影照片?？梢钥闯?，以裝置支撐助推級模型后，承受住了風(fēng)洞的沖擊載荷，并順利完成了助推級與巡航級的分離，達(dá)到了預(yù)期效果。

圖12 模型分離面分離過程紋影照片F(xiàn)ig. 12 The picture of the schlieren

4 結(jié) 論

1）所設(shè)計的動態(tài)分離支撐結(jié)構(gòu)固有頻率高，能夠滿足試驗需要。

2）研制的動態(tài)分離支撐與釋放裝置支撐性能好、分離速度快、穩(wěn)定性好、可靠性高。

3）根據(jù)風(fēng)洞尺寸、模型形狀及尺寸等具體情況，對動態(tài)分離支撐與釋放裝置進(jìn)行適應(yīng)性改造，可廣泛應(yīng)用于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞模型級間動態(tài)分離試驗。