何 超，謝 飛，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，四川 綿陽 621000

0 引言

風洞模型自由飛試驗技術，是以某種方式將試驗模型投放至風洞均勻流場中自由飛行，同時以高速攝影實時記錄模型姿態(tài)隨時間變化的圖像序列，對圖像進行判讀，獲得模型姿態(tài)隨時間變化的數(shù)據(jù)（即運動軌跡），根據(jù)模型的質量特性參數(shù)和運動軌跡，反算出模型的氣動力，進而定量或定性研究分析其氣動特性。

風洞模型自由飛試驗與常規(guī)風洞測力、測壓試驗相比，無支架干擾；與測量滾轉（俯仰、偏航）阻尼、馬格努斯力等動態(tài)特性的風洞試驗相比，無支架干擾、無機械阻尼。但在高超聲速試驗中，支架干擾的影響不容忽視，其對動態(tài)測量的影響較靜態(tài)測量更為嚴重[1]。

風洞模型自由飛試驗結果可為飛行器外場自由飛試驗提供參考，為制定總體方案、驗證氣動布局合理性等提供重要的氣動力參數(shù)，提升外場自由飛試驗的安全性，為飛行器試飛奠定基礎。

早在20 世紀60年代，美國就開展了風洞模型自由飛試驗。美國NASA Langley、AEDC、NOL、JPL、BRL和AMES 等研究機構在各種類型風洞中開展的一系列自由飛試驗都獲得了滿意的結果。加拿大NAE、德國DFVLR、南非CSIR-ARU、英國南安普頓大學及日本也開展了風洞自由飛試驗技術研究[2-6]。20 世紀80～90年代，隨著高速數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、高速攝影和大容量高速計算機的出現(xiàn)以及控制技術的發(fā)展，風洞自由飛試驗技術已發(fā)展成熟并應用于各種飛行器的定型試驗。國外研究機構把風洞自由飛試驗作為風洞試驗、動導數(shù)試驗、外場自由飛試驗和數(shù)值計算等的必要補充。從20 世紀70年代開始，中國航天空氣動力技術研究院、中國科學院力學研究所等都開展了風洞模型自由飛試驗技術研究。中國航天空氣動力技術研究院蔣增輝、宋威和魯偉等在高速風洞上開展了模型自由飛試驗技術研究工作；中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）超高速空氣動力研究所在彈道靶中開展了大量自由飛試驗技術研究，相關技術成熟，已具備多種口徑的模型發(fā)射器和先進的測試儀器[7-15]。

目前，在常規(guī)高超聲速風洞中開展的模型自由飛試驗還較少，國內外關于風洞自由飛試驗模型發(fā)射裝置方面的公開報道很少。中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所在常規(guī)高超聲速風洞中開展了模型自由飛試驗技術研究，并在某高超聲速風洞中開展了模型自由飛原理性試驗。在此基礎上，本文對自由飛試驗模型發(fā)射裝置進行優(yōu)化設計，并在某高超聲速風洞上開展驗證試驗。

1 模型發(fā)射裝置總體設計

1.1 模型發(fā)射裝置總體結構

高超聲速風洞的模型發(fā)射裝置應滿足以下要求：

1）能夠承受風洞啟動和關車的沖擊。風洞啟動和關車時的強激波會對試驗段中的模型和機構產生強烈沖擊，模型發(fā)射裝置應具有較高的強度和剛度，以確保試驗安全。

2）能夠滿足試驗所需的模型初始狀態(tài)要求，如實現(xiàn)模型不同的初始發(fā)射角度等。

3）保證模型發(fā)射初速度足夠大，使模型飛行時間、在觀察區(qū)內的飛行距離足夠長，以獲得足夠多的自由飛行圖像。

將自由飛模型發(fā)射到試驗段氣流中有高壓空氣驅動、彈簧驅動和火藥驅動等多種驅動方式。綜合考慮可靠性、安全性、可維護性以及發(fā)射參數(shù)的可調節(jié)性，常規(guī)高超聲速風洞模型自由飛試驗采用高壓空氣驅動的發(fā)射槍裝置來發(fā)射模型。如圖1所示，該裝置主要包括安裝基座、模型發(fā)射槍、模型發(fā)射槍支座、模型夾持器、模型阻攔回收網（圖1 中未繪出）和氣動控制柜等。

圖1 發(fā)射裝置結構圖Fig.1 Structure of the launch device

安裝基座：用于安裝模型發(fā)射裝置各結構，確保各結構的準確位置和可靠安裝。根據(jù)風洞接口設計制造。

模型發(fā)射槍：當風洞啟動、氣流穩(wěn)定后，以高壓氣體驅動發(fā)射槍活塞運動，模型夾持器到達預設位置時松開模型，模型以一定初速度逆氣流方向發(fā)射，在風洞均勻流場中自由飛行。

模型夾持器：用于夾持模型并準確可靠地固定其位置，使模型軸線與發(fā)射槍軸線共線，確保模型初速度方向為正確方向。

模型阻攔回收網：在風洞試驗段下方和擴壓器內捕獲、回收模型，防止模型損傷風洞及設備。根據(jù)風洞接口和模型大小設計制造。

氣動控制柜：通過氣路控制功能實現(xiàn)模型發(fā)射。

1.2 模型發(fā)射槍關鍵參數(shù)設計

模型發(fā)射槍通過調節(jié)發(fā)射壓力（即發(fā)射槍驅動氣體的壓力）改變模型初速度（即模型離開發(fā)射槍口的速度）。試驗時，可使模型從觀察區(qū)下游進入，飛至觀察區(qū)上游時對地速度剛好為零，然后倒飛一個觀察區(qū)的寬度，相當于加長了飛行距離，可獲取模型更多的飛行姿態(tài)信息。

模型從觀察區(qū)下游邊緣自由飛行至觀察區(qū)上游邊緣，則發(fā)射壓力p和模型初速度v0有以下近似關系（忽略活塞與槍膛壁的摩擦力）：

模型初速度v0與模型質量m、飛行距離L（即發(fā)射槍出口至試驗段觀察區(qū)上游邊緣處的距離，由具體風洞狀況決定）、來流動壓q等參數(shù)的關系為：

在式（1）和（2）中：m1為發(fā)射槍加速部件（活塞、推桿、模型夾持器等）質量；S和S1分別為模型參考面積、發(fā)射槍活塞面積；L1為發(fā)射槍活塞加速段行程；L為模型飛行距離；CD為模型阻力系數(shù)。

發(fā)射槍外形總體尺寸主要由風洞堵塞度、模型飛行距離L決定，根據(jù)發(fā)射壓力p和模型初速度v0設計發(fā)射槍活塞面積S1和發(fā)射槍活塞加速段行程L1這兩個關鍵參數(shù)。由此可以分析得出發(fā)射槍工作流程為：先根據(jù)模型質量m、飛行距離L、來流動壓q等參數(shù)預估模型初速度v0，再根據(jù)v0來確定發(fā)射壓力p進行試驗。

2 模型發(fā)射裝置系統(tǒng)設計

2.1 模型夾持器

本文采用圓錐模型，模型夾持器應根據(jù)其具體外形進行設計，使貼合件能更好地應用于模型。

模型夾持器通過三爪結構安裝固定模型。爪子以銷釘安裝于夾持器底座，爪子與底座之間安裝扭簧。爪子上端安裝導向桿，導向桿在套筒的導向槽內運動（如圖2 和3所示），其功能為在發(fā)射時帶動模型平穩(wěn)加速。模型貼合件通過內六角螺釘連接于爪子內側，可以根據(jù)模型外形進行更換。

圖2 模型–夾持器示意圖Fig.2 Schematic of the model and fixed component

發(fā)射前，將模型置于夾持器三爪之間，向后推動夾持器底座，在套筒空間限制及扭簧作用下，夾持器貼合件緊貼并固定模型。在發(fā)射階段，夾持器被推出套筒，爪子在扭簧及氣動力作用下迅速張開，對模型的約束消失，模型實現(xiàn)發(fā)射。

圖3 模型-夾持器安裝示意圖Fig.3 Installation schematic of the model and fixed component

2.2 速度測量系統(tǒng)

速度測量系統(tǒng)主要測量發(fā)射過程的模型初速度和加速度。根據(jù)模型與夾持器的工作流程，模型初速度為夾持器達到的最大速度，也是活塞達到的最大速度，可通過測量活塞的最大速度來獲得模型初速度。速度測量系統(tǒng)結構如圖4所示，圖5 為柵尺結構。

圖4 速度測量系統(tǒng)結構Fig.4 Structure of the velocity measurements system

圖5 柵尺結構Fig.5 Structure of the scale

基于對射式光電傳感器特性，對柵尺進行設計。柵尺直徑20 mm，開多個腰形孔，各孔軸向長度10 mm、中心間距20 mm。柵尺一端通過螺母固定于模型夾持器底座，另一端通過直線軸承固定于套筒上，保證柵尺順暢運動。對射式光電傳感器為光纖，響應速度可達23 μs，通過產生電脈沖來計算速度。

若柵尺以最大發(fā)射速度15 m/s 勻速運動，則兩個脈沖間的最小時間間隔tmin=20/15≈1.33 ms，最高頻率fmax=1/tmin=1/1.33=750 Hz。因此，控制系統(tǒng)最高輸入脈沖頻率為750 Hz 即可滿足速度測量的需求。

2.3 氣動控制柜

氣動控制柜通過電磁閥來控制氣路與氣源之間的連通關系，從而控制發(fā)射槍的動作時序。發(fā)射槍氣路使發(fā)射槍與風洞氣源之間配合連接。模型發(fā)射裝置氣路原理如圖6所示。

圖6 氣路原理圖Fig.6 Schematic of the air tube principle

3 模型發(fā)射裝置試驗應用

3.1 風洞試驗設備與試驗條件

試驗在CARDC 某高超聲速風洞上開展。該風洞為暫沖、吹吸式常規(guī)高超聲速風洞，配備了出口直徑1 m，名義馬赫數(shù)3.0、3.5、4.0、4.5、5.0、5.5、6.0、6.5、7.0 和8.0 的型面噴管，模擬高度20～60 km（馬赫數(shù)不同，則模擬高度范圍有所不同），試驗時間30 s。風洞配備了較完善的測控系統(tǒng)，可以滿足試驗中各種參數(shù)測量與處理、流場顯示與記錄的需要。

設計發(fā)射槍出口至試驗段觀察區(qū)上游邊緣處的距離L=1000 mm。試驗來流條件如表1所示。

表1 來流條件Table 1 The test conditions

3.2 試驗模型與裝置

模型為半錐角7°的圓錐模型，全長198.672 mm，底部直徑49.875 mm，質量168 g，模型參考面積為底部面積，模型阻力系數(shù)CD取值0.2。根據(jù)式（2）計算得出模型理論初速度v0=10.57 m/s。圖7 為試驗模型實物。

圖7 試驗模型Fig.7 Test model

設計發(fā)射槍外形尺寸：最大直徑150 mm，長度1450 mm。發(fā)射槍活塞加速段行程L1=100 mm，發(fā)射槍活塞面積S1=0.00192 m2，運動部件總質量（m+m1）約為6 kg。根據(jù)模型理論初速度，由式（1）計算得到發(fā)射壓力為1.75 MPa。

圖8 為試驗裝置在風洞中的安裝情況，圖9 為試驗模型安裝于發(fā)射裝置上的狀態(tài)。

圖8 試驗裝置Fig.8 Test device

圖9 模型安裝圖Fig.9 Installation diagram of the model

3.3 風洞試驗結果

發(fā)射裝置發(fā)射壓力1.75 MPa，實測模型發(fā)射初速度9.35 m/s，略低于理論初速度10.57 m/s，其原因有二：一是發(fā)射模型時，模型夾持器三爪與套筒之間的摩擦力較大；二是模型夾持器逆氣流發(fā)射，氣流阻力較大。

圖10 為風洞模型自由飛試驗發(fā)射裝置發(fā)射過程（模型與發(fā)射槍脫離過程）以及模型飛行的部分高速攝影圖像，圖11 為模型與發(fā)射槍脫離及完全脫離后的高速攝影圖像，圖12 為模型飛行的部分高速紋影圖像，圖13 給出了模型初始飛行時的一個振蕩周期。從圖10～13 可以看出，模型發(fā)射后姿態(tài)平穩(wěn)，發(fā)射裝置對模型發(fā)射后的擾動干擾小，發(fā)射過程按照預估進程完成，達到了預期效果。

圖10 模型部分飛行圖像Fig.10 The flying picture of the model

圖11 模型初始飛行圖像Fig.11 The initial flying picture of the model

圖12 模型部分紋影圖像Fig.12 The schlieren image of the model

圖13 模型初始振蕩周期Fig.13 The initial oscillation period of the model

4 結論

針對常規(guī)高超聲速風洞開展了自由飛試驗模型發(fā)射裝置詳細設計與分析，并在某高超聲速風洞上采用典型外形模型開展了風洞模型自由飛試驗，得到以下結論：

1）針對某高超聲速風洞設計研制的發(fā)射裝置效果良好。根據(jù)不同風洞的堵塞度、發(fā)射模型大小、模型飛行距離等進行適應性改造，發(fā)射裝置能夠廣泛應用于常規(guī)高超聲速風洞自由飛試驗。

2）設計發(fā)射裝置結構時，應將模型發(fā)射壓力與發(fā)射速度作為重要參數(shù)加以考慮。

3）針對圓錐模型采用了“三爪＋模型貼合件”的模型夾持器。根據(jù)模型外形，夾持器需進行適應性設計。