王元靖，錢豐學，暢利俠，易國慶，陶 洋

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

0 引 言

現(xiàn)代新軍事變革引發(fā)軍事技術日新月異，帶來武器系統(tǒng)設計和打擊理念的逐步更新。美國于2002年提出了“快速全球打擊（Prompt Global Strike）計劃”，大力發(fā)展新型打擊武器，力求具備1小時內用常規(guī)武器對全球任何目標實施打擊的能力，這種能力正在成為美軍新的非核戰(zhàn)略威懾手段，而發(fā)展通用航空飛行器（CAV）是實現(xiàn)這一能力的重要環(huán)節(jié)。CAV是一種無動力再入的無人（高）超聲速機動滑翔打擊武器系統(tǒng)，它由可重復使用飛行器或不可重復使用飛行平臺發(fā)射到亞軌道，利用（高）超聲速滑翔技術到達目標區(qū)域，然后運用燃氣活塞式拋撒或氣囊式拋撒等技術將所攜帶的多枚捆綁子彈以預定速度從CAV機體內部推出，實現(xiàn)對地精確打擊。這種武器平臺具有飛行速度高、突防能力強、打擊力度大的特點，是快速到達、快速打擊戰(zhàn)略體系的重要平臺之一。但CAV在滑翔、突防和載荷釋放／打擊過程中，飛行條件復雜、速域寬廣、姿態(tài)多變，面臨一系列嚴重的氣動力問題。尤其在釋放分離過程中，載荷面臨大速壓、大非對稱后體嚴重干擾等引發(fā)的多體間激波／激波、激波／尾流、激波／邊界層干擾等復雜流動結構。這種干擾會導致明顯的非定常、非線性以及非對稱空氣動力效應，對分離方案設計和分離動力學模擬提出了嚴峻挑戰(zhàn)。如果分離方案設計不合理，可能導致母機和載荷分離失敗，甚至導致更加嚴重的后果。

美國在1986年挑戰(zhàn)者號航天飛機上升失事后，開始重視軌道器與外燃料箱分離的多體分離動力學研究，并發(fā)展了一系列試驗技術和系統(tǒng)分析工具。隨著美國精確打擊飛行器發(fā)展以及滑翔彈藥投送系統(tǒng)項目的提出，美國人針對CAV系統(tǒng)綜合運用燃氣活塞式拋撒技術和氣囊式拋撒技術的特點（見圖1），利用CFD技術、風洞網(wǎng)格測力試驗技術、風洞投放試驗技術開展了一系列投放／分離過程中的多體干擾研究，為CAV系統(tǒng)的載荷安全釋放提供了很有價值的結果。經過數(shù)10年的研究，美國對多體干擾與分離過程中的復雜流動現(xiàn)象有著深入的認識，在相關研究領域取得了豐碩的成果［1－5］。相對而言，雖然我國已有的CTS和網(wǎng)格測力試驗技術基本能夠滿足戰(zhàn)斗機武器投放的氣動力測量需要，但由于（高）超聲速飛行器級間分離中的干擾特性更為復雜，試驗技術和研究方法建立難度更大，加之需求牽引不足，致使我國在該方面的研究長期處于初級階段［6－7］。

圖1 國外CAV多體分離方案Fig.1 Separation Scheme of CAV

針對國外研究的熱點方案，設計了一套類CAV方案模型，利用在跨／超聲速風洞中建立的網(wǎng)格測力試驗技術對該方案的分離過程進行模擬，并對多體干擾下的飛行器氣動特性進行初步研究和分析。

1 試驗設備和模型

1.1 風 洞

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所的0.6m×0.6m跨／超聲速風洞中進行（見圖2）。該風洞是試驗段橫截面為0.6m×0.6m的直流暫沖式跨／超聲速風洞。試驗馬赫數(shù)范圍為0.4～4.5。

圖2 0.6m×0.6m跨／超聲速風洞Fig.2 0.6m×0.6mtransonic／supersonic wind tunnel

風洞現(xiàn)有一套四自由度機構，由上迎角（α）機構、下α機構和固塊式中部支架組成。上α機構、下α機構既可聯(lián)動，又可脫開獨立運動。超聲速試驗時，下α機構可實現(xiàn)模型投放。

1.2 模型與支撐裝置

根據(jù)資料調研結果，研究模型由母機模型與載荷模型組成。母機模型采用升力體構型，載荷模型為鈍頭旋成體構型（尾部沿周向均布弧形翼）。專門加工了一個橢球體構型（稱為氣囊模型），通過裝、拆氣囊模型來分別模擬采用氣囊拋撒方案和燃氣活塞拋撒方案時的載荷構型。母機模型采用背部支撐方式與風洞上α機構相連；載荷模型采用尾支撐方式與風洞下α機構相連（見圖3）。

圖3 研究模型與試驗方案Fig.3 The model and the experiment scheme

1.3 天 平

試驗采用兩臺六分量天平分別測量母機和載荷模型的氣動力。天平設計載荷及靜校結果見表1和2。

表1 2N6－21A天平設計載荷Table 1 Design load of 2N6－21Abanlance

表2 3N6－24天平設計載荷Table 2 Design Load of 3N6－24Banlance

2 試驗條件

2.1 模型姿態(tài)

重點研究了M＝3條件下，多體分離過程中載荷模型氣動特性的變化規(guī)律。試驗中，母機模型迎角保持α1＝0°，載荷模型迎角范圍為－5°≤α2≤5°。

2.2 坐標系定義及網(wǎng)格測力點分布

載荷模型頭尖部位于母機模型底部平面內時，取X＝0mm，順氣流方向為正；零迎角條件下，載荷模型中心線與母機模型中心線（風洞軸線）重合時，取Y＝0mm，垂直向上為正。試驗過程中，載荷模型重心始終位于Z＝0mm平面內，即分離始終處于母機模型的垂直對稱面內。地面調試結果表明，機構在X、Y方向的定位精度小于0.1mm，能夠精確定位模型相對位置。

為了確定載荷模型的運動范圍，結合CFD技術模擬了M＝3、迎角α1＝0°時的母機底部繞流結構。根據(jù)流場演變規(guī)律以及具體的試驗要求，最終確定了載荷模型網(wǎng)格測力點分布范圍為－30mm≤X≤420mm、－34mm≤Y≤0mm，如圖4所示。

圖4 網(wǎng)格測力點的分布Fig.4 Distribution of the force measurement grid

3 結果分析

模型姿態(tài)變化是影響CAV多體分離安全性的主要原因。在投放和分離過程中，母機模型和載荷模型的氣動特性（如俯仰力矩）變化均應盡可能平穩(wěn)可控。

圖5給出了CAV多體系統(tǒng)分離中母機模型俯仰力矩（Cm）的變化。圖中符號“N”和“W”分別代表無、有氣囊載荷模型的分離過程。結果表明，載荷模型軸向和法向位置變化對母機模型的氣動特性（如俯仰力矩）基本無影響。因此，主要集中分析多體分離過程中載荷模型氣動力（矩）在母機干擾下的變化規(guī)律。

圖5 分離對母機模型俯仰力矩的影響Fig.5 Effect of separation on pitch moment of external model

3.1 分離方案對氣動特性的影響

圖6 分離方案對載荷模型網(wǎng)格測力試驗結果的影響Fig.6 Effect of separation scheme on aerodyamic characteristics of the internal model

目前，國外典型的載荷拋撒方案有兩種：氣囊式拋撒和燃氣活塞式拋撒方案（通過裝、拆氣囊模型分別模擬兩種方案）。圖6給出了采用不同分離方案時載荷模型氣動特性變化規(guī)律。結果顯示，氣囊使得分離過程中載荷模型的法向力和低頭力矩增加，且氣動特性變化更為劇烈。X≤240mm范圍內，兩種構型的載荷模型氣動力差異呈逐步縮小趨勢，隨著載荷模型進一步遠離母機模型底部（X＞240mm），兩種構型載荷模型的氣動力差異又呈逐步增大趨勢。上述結果說明氣囊構型受底部流動狀態(tài)變化更為顯著。

3.2 分離位置對載荷模型氣動特性的影響

圖7給出了載荷模型在母機尾跡中的網(wǎng)格測力試驗結果（無氣囊載荷模型試驗結果）。試驗中母機模型和載荷模型均保持α＝0°。

結果顯示，軸向（X）位置以及法向（Y）位置的變化均會對載荷模型的分離氣動特性產生明顯影響。分離開始后，載荷模型法向力（Cn2）沿軸向逐步反向增大，并在某一軸向位置處達到最大值，之后趨于平緩（見圖7（a））；同時，載荷模型的俯仰力矩（Cm2）呈明顯抬頭趨勢（見圖7（b）），沿軸向先增大后減小，并逐步接近自由流條件下的俯仰力矩。分離過程中，俯仰力矩出現(xiàn)了變號現(xiàn)象，說明其可能發(fā)生俯仰失穩(wěn)現(xiàn)象（不利于模型姿態(tài)穩(wěn)定），在載荷模型尚未完全從母機內腔脫離時，有發(fā)生碰撞的危險。載荷模型氣動特性沿軸向的變化規(guī)律說明，軸向流態(tài)變化是影響載荷模型分離氣動特性的重要因素之一。而載荷模型法向移動時，其氣動特性量值受到法向位置的明顯影響。如相同軸向位置處，載荷模型法向力量值差異明顯，隨著載荷模型沿法向遠離母機中心線，載荷模型法向力逐步增大。X＞240mm后，法向位置對模型法向力影響逐步降低，說明母機模型底部尤其是近底部流動沿法向的改變同樣是影響載荷模型分離氣動特性的重要因素。載荷模型軸向力變化規(guī)律也顯示了軸向位置和法向位置變化對載荷模型氣動特性的影響。

3.3 多體分離對載荷模型氣動特性的影響分析

超聲速條件下，母機模型底部存在膨脹波區(qū)、壓縮波以及尾跡流動區(qū)，并沿軸向逐步向自由流區(qū)域發(fā)展。沿軸向運動過程中，載荷模型氣動力主要受到尾跡流動向自由流過渡過程中的當?shù)亓魉僮兓绊?。如圖8（a）的紋影結果顯示，在分離初始位置處（X＝5.28mm），位于底部區(qū)域部分的載荷模型頭部未出現(xiàn)頭部激波，隨著模型沿軸向逐步向自由流區(qū)域發(fā)展，載荷模型頭激波支配范圍逐步增大（X＝85.78mm），其氣動特性逐步接近自由流條件下的氣動特性，如圖7（c）中載荷模型軸向力沿軸向逐漸增大并接近自由流中的結果。

圖7 分離位置對載荷模型氣動特性的影響Fig.7 Effect of separation location on aerodyamic characteristics of the internal model

圖8中紋影照片顯示，相同軸向位置、不同法向位置處的載荷模型頭激波形態(tài)差異明顯（如Y＝－34mm時，載荷模型頭尖部從初始階段就出現(xiàn)了頭激波），導致法向位置變化對載荷模型氣動特性的量值影響幅度較大（見圖7）。由于在超聲速條件下，母機模型底部流動分別存在膨脹波區(qū)域、壓縮波、尾跡區(qū)、壓縮波、膨脹波區(qū)域（見圖9），載荷模型法向位置的改變導致其所處干擾區(qū)域變化較大，因而對其氣動特性產生較大影響。同時，由于母機模型底部的非對稱結構，底部上下表面處的流動膨脹程度出現(xiàn)較大差異，沿法向的局部流動速度變化梯度大，因此影響了載荷模型的氣動力量值。例如當載荷模型沿法向向下移動時，母機模型底部下半部分導致的氣流膨脹影響增加，速度增加，且方向向上，導致載荷模型法向力較Y＝0mm時的法向力量值更大。

圖8 載荷模型網(wǎng)格測力紋影Fig.8 Flow display during the separation（schlieren）

圖9 母機模型底部流動結構示意Fig.9 Sketch of the base flow（external model）

4 結 論

載荷模型氣動特性受分離位置變化的影響非常明顯。引發(fā)這種現(xiàn)象的原因有兩個：

（1）載荷模型從母機模型尾跡流動區(qū)域向自由流區(qū)域過渡過程中，尾跡的逐步發(fā)展以及頭激波的逐步發(fā)展通過影響載荷模型表面流動狀態(tài)而影響其氣動特性；

（2）在母機模型底部流動區(qū)域，母機底部不對稱使得底部流動膨脹程度存在明顯差異，造成沿法向干擾區(qū)域變化梯度大，導致載荷模型氣動特性量值變化較大。

［1］ Kelly J Murphy.Experimental stage separation tool development in NASA langley′s unitary plan wind tunnel［R］.AIAA 2004－4727，2004.

［2］ Klaus Decker.Unsteady aerodynamics of a hypersonic vehicle during a separation phase［R］.AIAA 2001－1852，2001.

［3］ David E.Hyper－X stage separation background and status［R］.AIAA 99－45480，1999.

［4］ William C Woods.Hyper－X stage separation wind－tunnel test program［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（6）：811－819.

［5］ Peter A Liever.Stage separation analysis of the X－43Aresearch vehicle［R］.AIAA 2004－4725，2004.

［6］ 王志堅，伍貽兆，林敬周，等.某運載火箭級間分離噴流干擾風洞試驗研究［J］.實驗流體力學，2009，23（2）：15－19.Wang Zhijian，Wu Yizhao，Lin Jingzhou，et al.Wind tunnel test on effect of the jet flow interaction on stage separation of launch vehicle［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2009，23（2）：15－19.

［7］ 羅金玲，何海波，徐敏，等.非對稱飛行器級間分離時噴流干擾特性試驗研究［J］.實驗流體力學，2008，22（4）：15－18.Luo Jinling，He Haibo，Xu Min，et al.Experimental investigation on jet interference characteristics at stage separation of a non－symmetric vehicle［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2008，22（4）：15－18.