錢豐學(xué)，郭 鵬，高 鵬，劉奇，王元靖，易國(guó)慶

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，四川 綿陽(yáng) 621000

0 引言

級(jí)間分離是多級(jí)航天器發(fā)射過程中的關(guān)鍵一環(huán)，在整個(gè)系統(tǒng)的飛行安全和軌跡控制中占據(jù)十分重要的地位。早在20 世紀(jì)50年代，英美等國(guó)即針對(duì)這一問題進(jìn)行了大量研究，發(fā)展了包括動(dòng)力投放、網(wǎng)格測(cè)力在內(nèi)的多種風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)和數(shù)值模擬技術(shù)，用于導(dǎo)彈級(jí)間分離[1]、航天飛機(jī)燃料箱投放分離[2]、多級(jí)入軌飛行器級(jí)間分離等問題的分析。

級(jí)間分離過程中，飛行器流場(chǎng)存在相互干擾，具有較強(qiáng)的非線性和非定常特性，而干擾作用下的飛行器氣動(dòng)特性難以精確預(yù)測(cè)，導(dǎo)致級(jí)間分離階段成為航天事故的多發(fā)階段之一。據(jù)統(tǒng)計(jì)，在1980～1999年全球發(fā)生的114 起航天事故中，因級(jí)間分離故障導(dǎo)致的有11 起，占比接近10%。

進(jìn)入21 世紀(jì)以后，以非對(duì)稱布局及帶翼并聯(lián)布局[3-4]為代表的新概念飛行器的出現(xiàn)，給級(jí)間分離問題研究帶來了新的挑戰(zhàn)。為了掌握分離過程中飛行器的動(dòng)態(tài)特性和運(yùn)動(dòng)規(guī)律，設(shè)計(jì)部門不得不綜合采用多種方法。美國(guó)研究人員曾在Hyper-X 項(xiàng)目研究過程中針對(duì)X-43A 飛行器的級(jí)間分離問題開展了CFD 仿真[5-8]、風(fēng)洞試驗(yàn)[9]、彈道仿真計(jì)算[10]以及飛行驗(yàn)證試驗(yàn)[11]，在建立相對(duì)完備的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的同時(shí)，還開發(fā)了基于ADAMS 的分離過程模擬系統(tǒng)SepSim[10]。為解決第二代可重復(fù)使用航天器中存在的相同尺度并聯(lián)飛行器級(jí)間分離干擾問題，國(guó)外研究機(jī)構(gòu)不僅發(fā)展了基于Cart3D、OVERFLOW 2 的級(jí)間分離CFD模擬技術(shù)[12-13]，還在4.8 m 量級(jí)大型跨聲速風(fēng)洞（NASA Langley 16T）、1.2 m 量級(jí)中型超聲速風(fēng)洞（NASA Unitary Plan Wind Tunnel）和1.0 m 量級(jí)高超聲速風(fēng)洞（Langley 20-Inch Mach 6 Air Tunnel、31-Inch Mach 10 Air Tunnel）中開展了網(wǎng)格測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了不同分離條件下的多體干擾試驗(yàn)數(shù)據(jù)[14-15]。此外，為準(zhǔn)確評(píng)估級(jí)間分離過程的安全性和可靠性，國(guó)外研究人員在精細(xì)化研究方面也開展了大量工作。法國(guó)研究人員曾對(duì)Ares I 及其驗(yàn)證飛行器Ares I-X的上面級(jí)/一級(jí)助推器級(jí)間分離進(jìn)行了深入研究，利用AEDC VKF Tunnel A 的CTS 機(jī)構(gòu)和模型插入機(jī)構(gòu)開展了網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)，并基于此建立了超過35 000個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)的高精度試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)[16]。意大利研究人員對(duì)歐洲低軌小衛(wèi)星運(yùn)載器VEGA 一級(jí)分離過程進(jìn)行了CFD 模擬，研究了一級(jí)分離過程中助推器制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)（retro-rockets）羽流對(duì)分離特性的影響[17]。即便如此，國(guó)外對(duì)級(jí)間分離問題的研究依然不夠充分，數(shù)值仿真精度有待進(jìn)一步提高，而試驗(yàn)技術(shù)更是存在明顯不足，尤其是目前國(guó)外尚沒有一座風(fēng)洞具備在馬赫數(shù)0.4～4.5 范圍開展全速域級(jí)間分離軌跡直接模擬的能力。

多級(jí)飛行器級(jí)間分離問題同樣是國(guó)內(nèi)研究的熱點(diǎn)問題之一，也是當(dāng)前風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展的一個(gè)重要方向。自20 世紀(jì)90年代以來，國(guó)內(nèi)研究人員先后在FD-06 風(fēng)洞[18]、FL-23 風(fēng)洞[19-20]和FL-31 風(fēng)洞[21-23]建立了網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)，在FD-12 風(fēng)洞[24]建立了級(jí)間分離自由飛試驗(yàn)技術(shù)，在FL-23 風(fēng)洞[25]、FL-24風(fēng)洞[26]和FL-28 風(fēng)洞[27]建立了多體分離試驗(yàn)技術(shù)。但是，上述技術(shù)在應(yīng)用中依然存在諸多限制，尤其是難以同時(shí)獲得前后級(jí)的干擾氣動(dòng)力和軌跡數(shù)據(jù)，制約了多體干擾和級(jí)間分離研究能力的發(fā)展。

本文在FL-23 風(fēng)洞原有技術(shù)的基礎(chǔ)上，對(duì)上、下迎角機(jī)構(gòu)進(jìn)行了改造設(shè)計(jì)，重新研制了模型姿態(tài)控制系統(tǒng)，開發(fā)了集常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)、模型插入試驗(yàn)、網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)和軌跡捕獲試驗(yàn)?zāi)芰τ谝惑w的級(jí)間分離試驗(yàn)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了級(jí)間分離運(yùn)動(dòng)軌跡的直接模擬，可以同時(shí)獲得前后級(jí)的干擾氣動(dòng)力和軌跡數(shù)據(jù)，進(jìn)一步完善了高速風(fēng)洞級(jí)間分離試驗(yàn)技術(shù)體系。

1 數(shù)學(xué)模型

建立如圖1所示的級(jí)間分離過程坐標(biāo)系。

圖1 坐標(biāo)系定義Fig.1 Stage-separation coordinate systems

圖中，Oexeyeze為地面固定坐標(biāo)系，ye軸沿當(dāng)?shù)劂U垂線指向上，xe軸指向飛行方向，ze軸指向依據(jù)右手法則確定。Ob,pxb,pyb,pzb,p和Ob,sxb,syb,szb,s分別為原點(diǎn)位于前、后兩級(jí)飛行器質(zhì)心的體軸系，其中，xb軸由質(zhì)心指向飛行器頭部，yb軸在飛行器縱向平面內(nèi)指向上方，zb軸指向依據(jù)右手法則確定。

將級(jí)間分離過程中的兩級(jí)飛行器視為剛體，考慮分離過程中飛行器所受的氣動(dòng)力與發(fā)動(dòng)機(jī)推力，將動(dòng)力學(xué)方程在體軸系中表示為：

式中，mi為飛行器質(zhì)量，t為時(shí)間，Vi為飛行器在體軸系中的速度矢量，ωi為飛行器角速度矢量，F(xiàn)i為主動(dòng)力矢量，Ii為相對(duì)質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣，Mi為主動(dòng)力矩矢量。

受風(fēng)洞機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)能力限制，F(xiàn)L-23 風(fēng)洞目前僅能模擬無(wú)側(cè)滑情況下飛行器在同一縱向平面內(nèi)的級(jí)間分離運(yùn)動(dòng)，前、后兩級(jí)飛行器均只有3 個(gè)自由度，因此需對(duì)上述飛行器動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行簡(jiǎn)化：

式中，vi,x和vi,y分別為飛行器的x向速度、y向速度在體軸系中的分量，ωi,z為轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，F(xiàn)i,x、Fi,y分別為作用于飛行器上的氣動(dòng)力、重力、推力等的合力沿體軸系的分量，Mi,z為飛行器所受俯仰力矩。

級(jí)間分離過程中的兩級(jí)飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為：

式中，xi、yi分別為飛行器在地面固定坐標(biāo)系中沿xe軸、ye軸方向的位移，θi為飛行器俯仰角。

風(fēng)洞環(huán)境的另一限制是同一時(shí)間僅能模擬飛行器單一迎角。在級(jí)間分離試驗(yàn)中，當(dāng)以前級(jí)迎角進(jìn)行模擬時(shí)，需將后級(jí)迎角表示為相對(duì)前級(jí)迎角的形式：

式中，αp、αs分別為前級(jí)、后級(jí)飛行器迎角，θp、θs分別為前級(jí)、后級(jí)飛行器俯仰角，vp,x、vp,y分別為前級(jí)飛行器的x向、y向速度在體軸系中的分量。

2 試驗(yàn)風(fēng)洞與裝置

2.1 風(fēng)洞

FL-23 風(fēng)洞是一座馬赫數(shù)范圍0.4～4.5 的三聲速風(fēng)洞（如圖2所示），具有模型區(qū)長(zhǎng)、迎角范圍大、試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍寬等優(yōu)點(diǎn)，是開展航天飛行器跨超聲速級(jí)間分離試驗(yàn)的理想設(shè)備。

圖2 FL-23 三聲速風(fēng)洞Fig.2 FL-23 sub-tran-supersonic wind tunnel

風(fēng)洞試驗(yàn)段長(zhǎng)4.5 m，截面尺寸為0.6 m×0.6 m，同時(shí)具備上迎角機(jī)構(gòu)和下迎角機(jī)構(gòu)。上迎角機(jī)構(gòu)迎角運(yùn)行范圍為–15°～15°，x向行程為0～200 mm；下迎角機(jī)構(gòu)迎角運(yùn)行范圍為–11°～49°，具有x向、y向運(yùn)動(dòng)自由度，其中，x向行程0～680 mm，y向行程0～507 mm。通過兩套機(jī)構(gòu)相互配合，可實(shí)現(xiàn)級(jí)間分離過程中前級(jí)、后級(jí)相對(duì)姿態(tài)和位置的模擬。

2.2 機(jī)電系統(tǒng)

FL-23 風(fēng)洞級(jí)間分離試驗(yàn)系統(tǒng)主要由前級(jí)模型、后級(jí)模型、上驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)（含上迎角機(jī)構(gòu)、上α電機(jī)、上x電機(jī)、上驅(qū)動(dòng)器）、下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)（含下迎角機(jī)構(gòu)、下α電機(jī)、下x電機(jī)、下y電機(jī)、下驅(qū)動(dòng)器）和級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)組成，形成上下兩套具有獨(dú)立驅(qū)動(dòng)和協(xié)同運(yùn)動(dòng)能力的子系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 FL-23 風(fēng)洞級(jí)間分離試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Stage-separation test system in FL-23 wind tunnel

前級(jí)模型通過前級(jí)天平、支桿與上迎角機(jī)構(gòu)相連，構(gòu)成飛行器前級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)械系統(tǒng)；再通過電纜將上驅(qū)動(dòng)器與上α電機(jī)、上x電機(jī)和級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)相連，形成飛行器前級(jí)模型運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)與控制系統(tǒng)。飛行器前級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)械系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)與控制系統(tǒng)構(gòu)成了飛行器前級(jí)模型運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)，能夠?qū)崟r(shí)測(cè)量前級(jí)模型氣動(dòng)力，并實(shí)現(xiàn)前級(jí)模型的迎角、x向位移變化。

后級(jí)模型通過后級(jí)天平、支桿與下迎角機(jī)構(gòu)相連，構(gòu)成飛行器后級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)械系統(tǒng)；再通過電纜將下驅(qū)動(dòng)器與下α電機(jī)、下x電機(jī)、下y電機(jī)和級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)相連，形成飛行器后級(jí)模型運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)與控制系統(tǒng)。飛行器后級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)械系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)與控制系統(tǒng)構(gòu)成了飛行器后級(jí)模型運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)，能夠?qū)崟r(shí)測(cè)量后級(jí)模型氣動(dòng)力，實(shí)現(xiàn)后級(jí)模型的迎角、x向位移、y向位移的變化。

2.3 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)是整個(gè)級(jí)間分離試驗(yàn)系統(tǒng)的核心，包括風(fēng)洞測(cè)控計(jì)算機(jī)、級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)、移動(dòng)控制面板、現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器和電機(jī)驅(qū)動(dòng)部分?？刂葡到y(tǒng)的空間網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)拓?fù)鋱DFig.4 Stage-separation test control system

控制系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)配置包括工業(yè)以太網(wǎng)、Profibus-DP總線、Profibus-DP Drive 總線等3 種類型。風(fēng)洞測(cè)控計(jì)算機(jī)、級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)和現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器通過工業(yè)以太網(wǎng)連接；移動(dòng)控制面板和現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器通過Profibus-DP 總線連接；現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器和上下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)通過Profibus-DP Drive 總線連接。

在試驗(yàn)準(zhǔn)備及進(jìn)行過程中，風(fēng)洞測(cè)控計(jì)算機(jī)向級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)下達(dá)上下迎角機(jī)構(gòu)上α，上x，下α，下x、y驅(qū)動(dòng)器使能，電機(jī)抱閘，單動(dòng)定位和多軸聯(lián)動(dòng)控制指令，下傳天平數(shù)據(jù)供運(yùn)動(dòng)軌跡計(jì)算使用；同時(shí)接收級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)上傳的上下迎角機(jī)構(gòu)位置和速度參數(shù)，上下電機(jī)、驅(qū)動(dòng)器和現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器工作狀態(tài)，上下迎角機(jī)構(gòu)定位完成情況等信息。

級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)是提供上下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)器使能、電機(jī)抱閘、單動(dòng)定位、多軸聯(lián)動(dòng)控制、各軸位置和速度、驅(qū)動(dòng)器故障狀態(tài)顯示的人機(jī)交互界面。在試驗(yàn)準(zhǔn)備階段，操作人員通過該計(jì)算機(jī)下達(dá)各軸單動(dòng)控制指令，將上下迎角機(jī)構(gòu)各軸定位至試驗(yàn)初始位置；在軌跡試驗(yàn)過程中，接收風(fēng)洞測(cè)控計(jì)算機(jī)傳送的天平數(shù)據(jù)，根據(jù)上下迎角機(jī)構(gòu)當(dāng)前位置信息和天平數(shù)據(jù)計(jì)算各軸下一目標(biāo)位置，并下傳至現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器。

現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器根據(jù)級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)下達(dá)的控制指令完成各軸驅(qū)動(dòng)器使能、電機(jī)抱閘、單動(dòng)定位和多軸聯(lián)動(dòng)控制，并根據(jù)目標(biāo)位置完成運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃以避免模型運(yùn)動(dòng)過程中發(fā)生碰撞；同時(shí)，將上下迎角機(jī)構(gòu)的位置、速度、限位和故障狀態(tài)等信息通過Profibus-DP Drive 總線上傳至級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)。

上下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的控制系統(tǒng)部分主要包括進(jìn)線電抗器、進(jìn)線濾波器、5 個(gè)自由度的伺服驅(qū)動(dòng)器及其伺服電機(jī)等，在現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器控制下完成各軸高精度定位控制，其中，上x、上α、下x、下α定位位置信息直接來源于電機(jī)自帶絕對(duì)編碼器，y向位置信息來源于磁致位移傳感器。

移動(dòng)控制面板帶觸摸屏，功能鍵，使能、急停按鈕以及手輪。在維護(hù)、調(diào)試和試驗(yàn)準(zhǔn)備階段，操作人員將移動(dòng)控制面板使能后，可以通過觸摸屏直接向現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器下達(dá)上下迎角機(jī)構(gòu)各軸點(diǎn)動(dòng)、單動(dòng)、聯(lián)動(dòng)控制指令，也可通過功能鍵選定軸，通過轉(zhuǎn)動(dòng)手輪控制相應(yīng)軸運(yùn)動(dòng)。

2.4 試驗(yàn)流程

級(jí)間分離試驗(yàn)流程如圖5所示。

圖5 級(jí)間分離試驗(yàn)流程圖Fig.5 Stage-separation test flow chart

1）系統(tǒng)連接與風(fēng)洞啟動(dòng)。準(zhǔn)備試驗(yàn)參數(shù)，包括模型氣動(dòng)力試驗(yàn)參數(shù)，飛行器前后級(jí)的質(zhì)量、慣性矩與慣性積參數(shù)，飛行器分離初始條件參數(shù)，試驗(yàn)終止模式條件以及軌跡模擬時(shí)間間隔；預(yù)置前、后級(jí)模型風(fēng)洞啟動(dòng)關(guān)車姿態(tài)和位置；啟動(dòng)風(fēng)洞，建立穩(wěn)定流場(chǎng)；前級(jí)模型調(diào)節(jié)至分離過程的初始姿態(tài)，后級(jí)模型調(diào)節(jié)至初始姿態(tài)和初始位置；賦予時(shí)間變量計(jì)數(shù)為初始時(shí)刻。

2）模型氣動(dòng)力測(cè)量。模型到達(dá)給定姿態(tài)和位置，判斷流場(chǎng)穩(wěn)定后，通過天平分別測(cè)量前、后級(jí)模型氣動(dòng)載荷，采用風(fēng)洞常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行測(cè)量數(shù)據(jù)修正和無(wú)量綱化處理，獲得前、后級(jí)模型氣動(dòng)力系數(shù)。

3）兩級(jí)飛行器位置與姿態(tài)計(jì)算。依據(jù)當(dāng)前時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行條件和前后級(jí)模型測(cè)量得到的氣動(dòng)力系數(shù)模型、大氣模型、推力模型和重力模型，計(jì)算作用于真實(shí)前后級(jí)飛行器上的體軸系氣動(dòng)力、體軸系推力和體軸系重力，獲得飛行器前、后級(jí)上的合力和力矩。最后，通過動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程求解得到下一時(shí)刻真實(shí)前后級(jí)飛行器的動(dòng)力學(xué)特性參數(shù)和位置姿態(tài)信息。

4）分離邏輯判斷。依據(jù)上一步計(jì)算結(jié)果，判斷下一時(shí)刻飛行器前、后級(jí)是否出現(xiàn)分離失敗故障（前、后級(jí)發(fā)生碰撞，或者前、后級(jí)進(jìn)入另一方的拒絕區(qū)域）或者是否滿足安全分離條件（前、后級(jí)已經(jīng)進(jìn)入另一方的安全區(qū)域），若是，則試驗(yàn)停止，反之繼續(xù)進(jìn)行試驗(yàn)。

5）前、后級(jí)模型姿態(tài)和位置調(diào)節(jié)。通過對(duì)比當(dāng)前時(shí)刻與下一時(shí)刻飛行器位置與姿態(tài)信息，獲得前、后級(jí)模型從當(dāng)前時(shí)刻狀態(tài)過渡到下一時(shí)刻狀態(tài)所需的姿態(tài)變化向量和后級(jí)模型平移運(yùn)動(dòng)向量，同時(shí)計(jì)算模型質(zhì)心附加位移補(bǔ)償量，之后依據(jù)后級(jí)模型平移運(yùn)動(dòng)向量以及前、后級(jí)模型姿態(tài)調(diào)整補(bǔ)償向量關(guān)系，獲得后級(jí)模型總平動(dòng)向量，再由級(jí)間分離控制計(jì)算機(jī)向現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)動(dòng)控制器發(fā)出姿態(tài)調(diào)節(jié)命令，將前、后級(jí)模型的姿態(tài)和后級(jí)模型的位置變換到下一時(shí)刻的目標(biāo)值。

6）試驗(yàn)結(jié)束，模型狀態(tài)回零。輸出試驗(yàn)結(jié)果，將后級(jí)模型位置調(diào)節(jié)至預(yù)設(shè)的風(fēng)洞啟動(dòng)關(guān)車位置，將前、后級(jí)模型姿態(tài)置零，然后向風(fēng)洞測(cè)控計(jì)算機(jī)發(fā)出關(guān)車指令，試驗(yàn)結(jié)束。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

高速風(fēng)洞級(jí)間分離軌跡模擬系統(tǒng)建設(shè)完成后，針對(duì)某飛行器彈艙內(nèi)部載荷拋撒過程進(jìn)行了網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)和軌跡捕獲試驗(yàn)，以驗(yàn)證系統(tǒng)的可行性。為表述方便，以下將前級(jí)模型簡(jiǎn)稱為“前級(jí)”，后級(jí)模型簡(jiǎn)稱為“后級(jí)”。試驗(yàn)中，前級(jí)為上下不對(duì)稱升力體布局，后級(jí)為尾身組合體布局，模型縮比均為1∶9。分離前，后級(jí)位于前級(jí)彈艙內(nèi)部。圖6 為級(jí)間分離過程示意圖。

圖6 級(jí)間分離過程示意圖Fig.6 Diagram of stage-separation process

3.1 網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)

網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)主要研究了Ma= 3.0、前級(jí)迎角分別為0°和5°、后級(jí)迎角為0°時(shí)前級(jí)對(duì)后方不同位置后級(jí)氣動(dòng)特性的影響。

圖7 為前級(jí)迎角αp= 0°、兩級(jí)質(zhì)心y向距離在–34～30 mm 范圍、x向距離在–30～630 mm 范圍變化時(shí)的后級(jí)網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。從圖中可以看出，分離后的后級(jí)氣動(dòng)力與自由流狀態(tài)存在明顯差異。尤其從圖7（a）可以看出，后級(jí)軸向力系數(shù)CA較自由流狀態(tài)明顯減小，隨著x向距離增大，前級(jí)對(duì)后級(jí)的影響減弱，CA逐漸向自由流結(jié)果逼近。與之相比，前級(jí)對(duì)后級(jí)法向力系數(shù)CN的影響情況更為復(fù)雜，從圖7（b）可以看出：當(dāng)Δy>0（后級(jí)位于前級(jí)軸線上方）時(shí)，CN隨x向距離增大呈增大趨勢(shì)，且在x向距離大于350 mm 之后大于自由流結(jié)果；而當(dāng)Δy≤0（后級(jí)軸線位于前級(jí)軸線下方）時(shí)，CN隨x向距離增大呈減小趨勢(shì)，且在x向距離大于150 mm 后小于自由流結(jié)果。在圖7（c）中，俯仰力矩系數(shù)Cm隨x向距離的變化趨勢(shì)則與法向力系數(shù)CN相反：當(dāng)Δy>0 時(shí)，Cm隨x向距離的增大逐漸減小；當(dāng)Δy≤0 時(shí)，Cm隨x向距離的增大先增大后減小，且在x向距離大于50 mm之后大于自由流結(jié)果。

圖7 網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果（αp=0°）Fig.7 Grid test results(αp=0°)

圖8 為前級(jí)迎角αp= 5°、兩級(jí)質(zhì)心y向距離在–16～18 mm 范圍、x向距離在0～630 mm 范圍變化時(shí)的后級(jí)網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。與圖7 對(duì)比可以看出，前級(jí)迎角變化會(huì)對(duì)后級(jí)氣動(dòng)載荷產(chǎn)生顯著影響：當(dāng)x向距離相同時(shí)，圖8（a）中CA明顯較圖7（a）中偏大；但圖8（b）中CN及圖8（c）中Cm的變化規(guī)律則與圖7 中的對(duì)應(yīng)結(jié)果相似。從圖8（b）和（c）還可以看出，在試驗(yàn)條件范圍內(nèi)，CN與Cm均會(huì)受到前級(jí)影響。以CN為例，當(dāng)x向距離小于400 mm 時(shí)，CN均小于自由流結(jié)果，大于500 mm 之后則大于自由流結(jié)果。

圖8 網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果（αp=5°）Fig.8 Grid test results(αp=5°)

3.2 軌跡捕獲試驗(yàn)

軌跡捕獲試驗(yàn)主要模擬前級(jí)向下俯沖并從艙內(nèi)拋出后級(jí)的過程。軌跡捕獲試驗(yàn)中前級(jí)、后級(jí)縮比前的質(zhì)量和繞自身zb軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量如表1所示，表2為分離初始條件。試驗(yàn)時(shí)，步長(zhǎng)設(shè)置為0.01 s，試驗(yàn)結(jié)束條件為運(yùn)行到風(fēng)洞機(jī)構(gòu)極限位置或兩級(jí)模型質(zhì)心距離相對(duì)初始時(shí)刻的變化值達(dá)到0.915 m 的安全距離。

表1 飛行器質(zhì)量特性Table 1 Mass properties of aircrafts

表2 分離初始條件Table 2 Initial conditions of stage separation

圖9 為軌跡捕獲試驗(yàn)主要結(jié)果（Δd為總距離）。可以看到：分離后，后級(jí)在氣動(dòng)力作用下逐漸遠(yuǎn)離前級(jí)，兩者距離不斷增大（圖9（a））。分離過程中，后級(jí)迎角不斷增大，出現(xiàn)抬頭趨勢(shì)，試驗(yàn)結(jié)束時(shí)迎角約為5.5°；前級(jí)迎角則先增大后減小，迎角最大值僅為2.5°左右（圖9（b））。分離過程中，后級(jí)CA整體呈增大趨勢(shì)，而前級(jí)CA則保持不變（圖9（c））。此外，后級(jí)分離后，CN和Cm迅速增大；與之相比，前級(jí)分離后，CN與迎角的變化規(guī)律基本一致，Cm則逐漸減?。▓D9（d）和（e））。分離后0.19 s，兩級(jí)之間的距離達(dá)到設(shè)定的安全閾值，試驗(yàn)結(jié)束。

圖9 軌跡捕獲試驗(yàn)結(jié)果Fig.9 Trajectory capture test results

4 結(jié)論

本文基于FL-23 風(fēng)洞試驗(yàn)段已有條件建立了高速風(fēng)洞級(jí)間分離軌跡模擬試驗(yàn)系統(tǒng)：

1）系統(tǒng)具有兩套獨(dú)立驅(qū)動(dòng)、協(xié)同運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)，可以實(shí)現(xiàn)兩臺(tái)天平同時(shí)測(cè)量前、后級(jí)模型氣動(dòng)力。

2）系統(tǒng)具備鉛垂面內(nèi)級(jí)間分離軌跡捕獲試驗(yàn)?zāi)芰?，可?shí)現(xiàn)前級(jí)迎角、后級(jí)迎角、x向相對(duì)運(yùn)動(dòng)和y向相對(duì)運(yùn)動(dòng)的4 個(gè)自由度協(xié)同模擬。

3）系統(tǒng)具備大空間網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)?zāi)芰?，后?jí)相對(duì)前級(jí)的運(yùn)動(dòng)范圍能夠滿足絕大多數(shù)飛行器從分離開始至達(dá)到安全分離距離的試驗(yàn)?zāi)M需求。

4）在軌跡捕獲試驗(yàn)中，試驗(yàn)系統(tǒng)能夠協(xié)同模擬前、后級(jí)的姿態(tài)角和相對(duì)位置，得到氣動(dòng)干擾影響下兩級(jí)飛行器的分離軌跡。

5）系統(tǒng)具有較大的結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度，能夠有效抗擊超聲速風(fēng)洞啟動(dòng)關(guān)車中的沖擊載荷，使FL-23 風(fēng)洞具備了開展馬赫數(shù) 0.4～4.5 大速域范圍級(jí)間分離軌跡捕獲試驗(yàn)的能力。