秦永明，田曉虎，董金剛，張 江

( 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

0 引 言

采用兩級串聯(lián)氣動布局形式能夠提高導彈的射程，但其級間分離過程流場較為復雜，包括外流、發(fā)動機噴流以及前后兩級間連接部分的相互干擾，涉及到激波干擾、分離流與漩渦等現(xiàn)象，會對一級和二級的氣動特性產(chǎn)生很大的影響，進而影響到分離姿態(tài)和兩級的運行軌跡，所以研究串聯(lián)布局級間分離特性是直接關系到飛行成敗與否的關鍵問題。

冷分離模式是在上級發(fā)動機點火工作之前進行分離，而上級發(fā)動機點火工作后進行分離的模式稱為熱分離模式，熱分離的分離力主要來自上級發(fā)動機噴流對下級的作用力，而冷分離模式的分離力主要是來自助推級的反向噴管或反推火箭，以及作用在助推級上的空氣動力。相對于熱分離模式，級間冷分離有級間結構不承受高溫排氣等優(yōu)點，但冷分離失控時間長、分離干擾大，影響上級飛行初始穩(wěn)定，嚴重時助推級可能會出現(xiàn)“回追”現(xiàn)象碰到二級段。為獲得兩級的合理布局形式并選擇合適的分離控制參數(shù)，確保分離過程的安全性，對兩級飛行器級間冷分離的氣動特性和流動機理進行研究是十分必要的。

目前對于兩級飛行器串聯(lián)和非串聯(lián)布局形式，國內外已進行過較多的研究，王志堅、周偉江、Zhao xuejun、Yunpeng Wang 等人研究了串聯(lián)式布局飛行器級間分離問題［1-5］；羅金玲、Moelyadi M.A.等人研究了非串聯(lián)式布局的級間分離問題［6-9］； 主要研究手段是風洞試驗與數(shù)值模擬，獲得了許多有價值的結論。

本文對串聯(lián)布局某導彈級間冷分離、無噴流情況下的氣動特性進行了風洞試驗以及數(shù)值模擬研究，分析了不同馬赫數(shù)下同軸兩級布局氣動特性隨迎角和級間距離的變化規(guī)律，為串聯(lián)布局飛行器級間分離方案設計和飛行控制系統(tǒng)的設計提供依據(jù)。

1 試驗風洞與模型

1.1 試驗風洞

試驗是在中國航天空氣動力技術研究院的FD-06 風洞中完成的，該風洞是一座半回流暫沖式亞、跨、超聲速風洞( 見圖1) 。試驗段橫截面尺寸為0.6m×0.6m，試驗段長度為1.575m，試驗馬赫數(shù)范圍為0.4 ～4.45。

1.2 試驗模型與支撐系統(tǒng)

試驗模型為某串聯(lián)布局兩級導彈模型。采用FD-06 風洞級間分離專用支撐系統(tǒng)對模型二級與一級進行雙天平六分量測力。該裝置由級間分離專用支架、副臂與軸向位移變角機構組成，二級采用腹撐方式通過天平連接于副臂上，一級采用尾撐方式通過天平連接于軸向位移變角機構上。不同級間距離和級間夾角通過軸向位移變角機構實現(xiàn)，可適應不同型號和試驗狀態(tài)的需要。試驗模型與支撐系統(tǒng)示意見圖2。

圖1 FD-06 亞、跨、超聲速風洞Fig.1 FD-06 Sub-Tran-Supersonic wind tunnel

圖2 試驗模型與支撐系統(tǒng)示意圖Fig.2 Wind tunnel model and support system

2 試驗結果與分析

試驗模型級間采用冷分離、無噴流作用，實際飛行時使用一級的反向噴管或反推火箭，以及作用于一級上的氣動力，確保飛行中成功分離。級間流場受馬赫數(shù)、級間距離、級間夾角和迎角等參數(shù)影響，本文針對典型亞聲速和超聲速馬赫數(shù)下級間夾角為零的情況，分析了兩級氣動特性隨級間距離以及迎角的變化情況，級間距離使用無量綱距離L/D，其中L 為二級尾端到一級前端的距離，D 為彈身等直段直徑。

2.1 二級氣動力系數(shù)變化規(guī)律

圖3 為馬赫數(shù)Ma=0.75 與Ma=1.79 時不同級間距離下二級氣動力系數(shù)隨迎角α 的變化曲線。

在不同馬赫數(shù)的整個迎角范圍內，二級段除軸向力系數(shù)之外的其它氣動力系數(shù)如法向力系數(shù)CN、對頭部頂點的俯仰力矩系數(shù)MZ等縱向分量對級間距離的變化不敏感，且隨迎角α 的變化曲線線性度較好；級間距離對二級縱向靜穩(wěn)定性影響不大。對于軸向力系數(shù)，在迎角為零、級間距離不同的情況下，由于氣體粘性，外流能量通過剪切層傳入級間區(qū)域，導致級間區(qū)域充滿速度很低的環(huán)形渦，產(chǎn)生“后體效應”，影響了二級底部軸向力。對二級而言，除底部級間區(qū)域外，其它區(qū)域擾流基本不受一級影響。

圖5 為簡化的兩級串聯(lián)布局級間分離數(shù)值模擬結果，級間距離L/D =2.0，迎角α =0°，計算采用三維結構網(wǎng)格求解雷諾平均N-S 方程，空間離散格式為二階迎風格式。從圖中可以看出，Ma =1.79 時，Ma分布與外流剪切層基本在流向一致，Ma =0.75 時級間區(qū)域略有收縮，在不同馬赫數(shù)下，級間區(qū)域都為低速高壓區(qū)，使二級底部軸向力系數(shù)CAB始終為負，這也減小了二級的總軸向力系數(shù)CA，對兩級實現(xiàn)氣動分離有利。

圖3 二級氣動力系數(shù)變化曲線Fig.3 The second stage aerodynamic coefficients variations with angles of attack

隨級間距離增大，二級總阻增大，說明后體效應隨之減小，該效應在試驗所涉及的級間距離范圍內((L/D)max=2.0)始終存在。超聲速Ma=1.79 時，在圖4 的試驗紋影和圖5 的CFD 計算結果中均未發(fā)現(xiàn)一級前端出現(xiàn)脫體激波來隔絕兩級，也就是說零迎角時兩級間亞聲速通道始終存在，一級影響前傳至二級。

迎角不為零時，Ma=0.75，級間距離對二級軸向力的影響與迎角為零時類似，后體效應仍隨級間距離增大而減小，在大迎角下L/D ＜0.1 時，較強的后體效應甚至使CA出現(xiàn)負值； 而Ma =1.79 二級軸向力系數(shù)隨級間距離的變化規(guī)律在較大迎角下卻異于亞聲速；從圖6 紋影照片中可以看出：隨迎角增大，一級前端有部分會置于超聲速自由來流中，偏離二級尾流區(qū)，并產(chǎn)生弓形激波；波后靜壓增大產(chǎn)生高壓區(qū)，并沿亞聲速渦流區(qū)前傳，使二級底阻減小，進而總阻減小。隨級間距離的增大，雖然一級更易處于超聲速來流中，但高壓前傳距離也在增大，這兩個因素對二級總軸向力系數(shù)影響相反，所以超聲速二級軸向力受級間距離的影響規(guī)律不同于亞聲速。

圖4 零迎角時模型紋影照片( Ma=1.79)Fig.4 Schlieren photos when angle of attack is zero( Ma=1.79)

圖5 級間流場Ma 分布與流線圖Fig.5 Mach numbers distribution and streamline between stages

圖6 迎角較大時模型紋影照片( Ma=1.79，L/D=2.0)Fig.6 Schlieren photos at large angle of attack ( Ma=1.79，L/D=2.0)

2.2 一級氣動力系數(shù)變化規(guī)律

圖7 為Ma =0.75 與Ma =1.79、不同級間距離下一級氣動力系數(shù)隨迎角的變化曲線。

由圖可見，Ma=0.75 時，小迎角下，法向力系數(shù)CN線性程度較好，對級間距離不敏感；而前部軸向力系數(shù)CAF隨級間距離增大而明顯增大，這主要是因為亞跨聲速時，受二級影響，一級前端面來流速度要低于自由來流速度，導致軸向力小于自由來流情況，而級間距離對一級前端面的來流速度影響較大，隨級間距離增大，一級前端面來流速度增大，從而直接影響到CAF。隨迎角增大，當級間距離較小時，CN、MZ沒有明顯的變化，隨級間分離距離的進一步增大，由于一級前端部分離開二級尾流區(qū)，一級CN、CAF也隨之迅速增大，同時也影響到縱向靜穩(wěn)定性曲線的斜率。

超聲速Ma=1.79 時，小迎角下，CN、MZ和CAF對級間距離都不敏感，在試驗的級間距離范圍內，一級始終處于二級尾流影響下，且級間流態(tài)比較穩(wěn)定。大迎角下，由于一級前端有部分伸出二級尾流影響區(qū)，CN、MZ、CAF和亞跨聲速變化規(guī)律相似，尤其是一級前端部分產(chǎn)生弓形激波，導致CAF增長迅速。

圖7 一級氣動力系數(shù)變化曲線Fig. 7 The first stage aerodynamic coefficients variations with angles of attack

3 結 論

本文通過風洞試驗方法，研究了不同馬赫數(shù)下同軸串聯(lián)布局級間冷分離時，兩級氣動特性隨級間距離以及迎角的變化情況。結果表明：在試驗的級間距離范圍內( L/D≤2) ，不同馬赫數(shù)下兩級軸向力系數(shù)會隨級間距離和迎角的不同發(fā)生變化，二級底阻為負，出現(xiàn)“后體效應”，有利于兩級實現(xiàn)級間分離； 二級法向力系數(shù)基本不受級間距離影響，而一級法向力系數(shù)在大迎角下與級間距離有關。試驗結果可為相似布局級間分離方案設計提供依據(jù)。

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