宋 威 艾邦成

(中國航天空氣動力技術研究院空氣動力科學中心,北京 100074)

引言

多體飛行器普遍存在于航空航天、空天和武器系統(tǒng)領域中,主要有以下幾種典型類型:(1) 多個飛行器相互不接觸的近距離飛行(close proximity flight,CPF)[1],主要應用場景包括編隊飛行(formation flight,FF)[2-3]和拖曳飛行(towed flight,TF)[4-6]等;(2) 多體飛行器相互接觸或組合飛行,如飛機-存儲物攜帶飛行(aircraft-store carriage,ASC)[7]、多級飛行器(multistage vehicle,MSV)的助推飛行[8]等;(3) 多體飛行器回收或解鎖分離后的相對運動過程,主要應用場景有:空中回收(aerial recovery)無人機[9]、飛機-存儲物分離(aircraft-store separation,ASS)[10-13]、飛機-座艙蓋分離(aircraft-canopy separation,ACS)[14]、彈射救生系統(tǒng)分離(ejection seat separation,ESS)[15]、多級飛行器的級間分離(stage separation,SS)[16-18]、載人航天器發(fā)射逃逸系統(tǒng)(launch escape system,LES)的中止分離(abort sepatration)[19]、低空整流罩分離(fairing or shroud separation)[20-21]、多薄片分離(multi-plates separation,MPS)[22-23]、子母彈分離(cluster munition separation)[24-25]、流星體破碎化(meteoroid fragmentation) 和太空碎片(space debris) 脫離軌道[26-30]等等.

多體飛行器在飛行和分離過程中存在與空氣介質的相對運動,空氣介質的相對運動必會在多體飛行器上產(chǎn)生空氣動力效應.多體飛行器與孤立體(isolated body)飛行器的流動控制方程并無本質上的區(qū)別,其主控流動方程仍為納維-斯托克斯(N-S)方程.然而,多體飛行器間存在相互的流場干擾或作用(multibody interference or interaction),使多體飛行器具有不同于孤立體飛行器的流動特征和空氣動力學特性[31-32].特別是在超聲速流動中,多體間尚存在多重激波反射(shock wave reflection)、衍射(diffraction)以及激波與旋渦、激波與邊界層間的相互干擾或作用,使得多體間的空氣動力學特性變得更加復雜[33-36].

圖1 所示為不帶舵面和翼面的細長孤立體和多體相近布置時的擾動流場對比圖[32],圖2 為兩細長旋轉體風洞實驗所獲得的流場干擾陰影圖[32],試驗馬赫數(shù)為Ma=2.5 .從圖1 可看出孤立體和多體間的流動特性有較大差異,孤立體飛行器的擾動流場(disturbance flowfield)會傳播到整個區(qū)域(圖1(a)所示),而多體飛行器的前部均產(chǎn)生沖擊激波,多體間存在多重激波反射,衍射等復雜流動現(xiàn)象(圖1(b)和圖2),復雜流動現(xiàn)象必然嚴重影響著多體空氣動力學特性,并改變多體飛行器分離后的運動軌跡和姿態(tài)角[32].正如Chaplin 等[36]所述“多體飛行器與孤立體飛行器相比,沖擊擾動引起的靜壓和流動角度的變化改變了多體間的局部和整體空氣動力學特性,當多體飛行器包括尾翼、舵面等復雜部件或具有復雜升力構型時,多體間的流場干擾效應可能會更加明顯和復雜”.

圖1 孤立體和多體飛行器間的擾動流場對比圖[32]Fig.1 Comparison of disturbed flowfield between isolated-body and multibody vehicle[32]

圖2 所示的多體飛行器在風洞中處于靜止不動(steady-state)狀態(tài),相當于真實飛行器的定常飛行狀態(tài),而當多體飛行器處于快速非定常(unsteady)或動態(tài)機動(dynamic flight)飛行狀態(tài)時,多體飛行器間會出現(xiàn)復雜的非定常流動(unsteady flow)現(xiàn)象,多體間的瞬態(tài)或非定常氣動力既依賴于當時的氣流狀況,又依賴于前一段時間內氣流運動的整個時間歷程,此時多體間的空氣動力學特性不僅與運動學參數(shù)有關,且與運動學參數(shù)的變化率有關[37].

圖2 典型的多體間的流場干擾陰影圖 (M a=2.5)[32]Fig.2 Shadow diagram of flowfield interference among typical multibody (M a=2.5)[32]

由于多體飛行器應用領域廣泛性和多體間的流動物理與孤立體飛行器差異性,本文引入“多體空氣動力學(multibody aerodynamics)[38-39]”概念對飛行器“多體干擾與分離”這一類問題進行概括和總結.引言部分簡要概述多體空氣動力學的基本內涵、與孤立體空氣動力學的相似性和差異性;第二節(jié)重點闡述多體飛行器的構型、幾種典型飛行和分離類型、特點及相應的空氣動力學問題;第三節(jié)和第四節(jié)分別對典型的串聯(lián)和并聯(lián)構型多體飛行器在超聲速飛行時的氣動特性和流動結構進行總結;最后一節(jié)為總結.

1 多體飛行器的構型、典型飛行和分離類型

1.1 多體飛行器的構型分類

多體飛行器系統(tǒng)主要有以下三大構型:(1)串聯(lián)構型(tandem configuration),是一種縱向排列形式;(2) 并聯(lián)構型(parallel configuration),是一種橫航向排列形式;(3) 串并聯(lián)混合構型(tandem and parallel configuration),是一種縱向和橫航向混合排列的形式,圖3為多體飛行器的構型分類示意圖.

圖3 多體飛行器構型分類示意圖Fig.3 Classification of multibody vehicle configuration

1.2 典型的飛行和分離類型、特點及問題

1.2.1 多體飛行器相互不接觸的近距離飛行

多個飛行器的近距離飛行是典型的多體飛行器系統(tǒng),如編隊飛行和拖曳飛行.該類多體飛行器系統(tǒng)主要特點是多個飛行器不接觸,但多體飛行器間存在相互流動和氣動干擾,需要研究多個飛行器間的空氣動力學問題[40],用于指導近距離飛行器的控制和相互間距的優(yōu)化設計.從多體飛行器的構型分類看,近距離飛行系統(tǒng)多為串聯(lián)和并聯(lián)混合構型,近距離飛行器在每個方向上均存在間距.

(1) 編隊飛行

編隊飛行是指具有完整飛行控制系統(tǒng)的兩個或多個飛行器按特定的編隊形式所組成的一種執(zhí)行任務模式的飛行[41],如圖4 所示.緊密編隊飛行時可以減小整體的飛行阻力,提高氣動效率、減少燃油耗量,有效地增加編隊飛機的航程和續(xù)航時間[42].如有人機/無人機的智能協(xié)同、無人機集群或蜂群作戰(zhàn)[43-44]等.

圖4 編隊飛行示意圖Fig.4 Schematic diagram of formation flight

當近距離編隊飛行器處于定常(steady)或靜態(tài)飛行(static flight)狀態(tài)時,多體間氣動力為定常的,也稱為時間平均(time-averated)的氣動力,氣動力主要與馬赫數(shù)Ma、氣動外形、姿態(tài)角 Λ 等參數(shù)有關,可將多體飛行器固定不動進行風洞實驗或數(shù)值模擬研究.當近距離編隊飛行器處于快速非定常動態(tài)飛行狀態(tài)或大攻角機動時,多體間會出現(xiàn)復雜的非定常流動現(xiàn)象,多體間的氣動力是非定?；蛩矐B(tài)(transient)的,非定常空氣動力既依賴于當時的氣流狀況,又依賴于前一段時間內氣流運動的整個時間歷程,此時多體間的空氣動力學特性不僅與運動學參數(shù)有關,且與運動學參數(shù)的變化率有關,需采用非定常實驗或數(shù)值計算方法進行研究.

(2) 拖曳飛行

拖曳飛行是指多體飛行器以纜索、繩和管等連接,在大氣層中進行拖曳飛行的組合體結構,當完成相關飛行任務后纜繩被解鎖[45].拖曳式飛行器系統(tǒng)廣泛地存在于航空航天工程領域,如空中加油(airto-air refueling,AAR)[46-50]系統(tǒng)(圖5)、拖曳式可重復使用航天運載器[51]、滑翔機拖曳起飛[52]、拖曳誘餌系統(tǒng)(towed decoy system,TDS)[53].對處于空氣介質的拖曳飛行,拖曳體會受到被拖曳體周圍復雜干擾流場的影響,有必要研究拖曳體與被拖曳體間的多體空氣動力學問題,為拖曳式飛行器的結構、控制和繩索等系統(tǒng)設計提供參考,保證拖曳體與被拖曳體的安全性和可靠性.由于空中拖曳式飛行器一般不會做快速機動飛行,多體間的空氣動力多為定常的,可將多體飛行器固定不動進行風洞實驗和數(shù)值模擬研究.

圖5 空中硬式加油示意圖Fig.5 Schematic diagram of air-to-air refueling

1.2.2 多體飛行器相互接觸或組合飛行

多體飛行器相互接觸或組合為一體,并保持相對靜止飛行,主要場景有飛機-存儲物的攜帶飛行,多級飛行器的助推飛行過程,這兩類組合飛行器的構型多樣化,有串聯(lián)、并聯(lián)和串并聯(lián)混合構型.

(1) 飛機-存儲物的攜帶飛行

飛機-存儲物的攜帶(carriage)飛行是指飛行中在飛機上安裝有各種存儲物(store),如導彈[54],副油箱[55],無人機,運載火箭等.依據(jù)存儲物與飛機的安裝位置,可以分為以下幾類:(1) 外部存儲物(external store)是指將存儲物安裝在飛機的機翼上或機身外部,如圖6 所示為安裝在F35 戰(zhàn)斗機機翼下方副油箱[56];(2) 緊貼存儲物(tangential store)是將存儲物盡可能地靠近飛機外表面;(3) 半埋存儲物(semisubmerged store)是指將存儲物設置在輪廓與存儲物特定外形相一致的淺槽內;(4) 內埋存儲物(internal store)是指將存儲物全部安裝在飛機內部.外部、緊貼和半埋存儲物在攜帶飛行時均存在飛機與存儲物間的相互流場干擾,流場干擾會影響飛機和存儲物的氣動力特性.一般情況下,存儲物相對于載機來說尺寸較小,相互的流場干擾對存儲物的氣動特性影響較大.當飛機-存儲物在攜帶飛行過程中不做機動動作時,多體系統(tǒng)間的干擾氣動力為定?；蜢o態(tài)的,當飛機-存儲物在攜帶飛行過程中做躍升機動、俯沖機動、滾轉機動等復雜機動動作時,由于飛機-存儲物組合系統(tǒng)的飛行狀態(tài)(速度、位置和姿態(tài)等)隨時間快速變化,多體間流場特性呈現(xiàn)非定常、非線性特征,使得多體間的空氣動力學問題變得更為復雜,需要采用非定?；騽討B(tài)實驗或數(shù)值模擬進行研究.內埋存儲物的攜帶飛行過程由于安裝在飛機的內部,不存在多體間的流動和氣動干擾,但內埋存儲物與飛機分離時需要穿越飛機的內埋艙,存在流動與氣動干擾.

圖6 副油箱掛載示意圖[56]Fig.6 Schematic diagram of external fuel tank on F35 combat-aircraft[56]

(2) 多級飛行器的助推飛行

多級飛行器主要有多級運載火箭(multistage rocket)[57-58]、助推高超聲速飛行器(booster hypersonic vehicle)[59]、可重復使用(reusable)兩級入軌空天飛行器(two-stage-to-orbit vehicle,TSTO)[60](圖7),火箭助飛魚雷(rocket-assisted torpedo,RAT) [61]等.根據(jù)多級飛行器的不同連接或布置方式可分為:(1)串聯(lián)構型(tandem configuration)的多級飛行器[62-63],如革命性飛行器Hyper-X 計劃中的助推器(booster)與X-43 A 飛行器[64],如圖8 所示;(2) 并聯(lián)構型(parallel configuration)的多級飛行器,如并聯(lián)布置的蘭利滑翔-返回助推器LGBB (langley glide-back booster)[65];(3) 串并聯(lián)混合構型的多級飛行器,如串并聯(lián)運載火箭等.多級飛行器在大氣層內爬升或飛行過程中存在多體間的流場干擾,流場干擾必然會帶來相應的空氣動力學問題,對于不需要快速非定?；騽討B(tài)機動的多級飛行器,可只考慮多體間的定常氣動力特性,將多級飛行器固定不動進行風洞實驗和數(shù)值模擬研究.

圖7 并聯(lián)布置的蘭利滑翔-返回助推器(LGBB) [60]Fig.7 Parallel configuration of LGBB[60]

圖8 Hyper-X 計劃中串聯(lián)布局多級飛行器[64]Fig.8 Tandem multistage vehicle in Hyper-X program[64]

1.2.3 多體飛行器回收或解鎖分離后的相對運動

如引言中所述,多體飛行器間的回收和分離主要有空中回收無人機、飛機-存儲物分離、飛機-座艙蓋分離,彈射救生系統(tǒng)分離,多級飛行器的級間分離,載人航天器發(fā)射逃逸系統(tǒng)的中止分離,低空整流罩分離,多薄片分離,多用途飛船的前艙蓋分離,子母彈分離,流星體破碎化和太空碎片脫離軌道等等.

多體飛行器解鎖分離后相對運動可提煉為多體分離動力學(multibody separation dynamics,MBSD)問題,關于多體分離動力學問題國內外學者開展了大量研究,如國內的北京航空航天大學的閻超團隊[66-67]基于重疊網(wǎng)格技術,利用三維可壓縮N-S 方程對子母彈分離過程的氣動干擾問題進行數(shù)值模擬,并在拋射過程中發(fā)現(xiàn)激波-邊界層干擾引起的分離流動.大連理工大學的劉君團隊[68]對頭罩分離等多體分離問題進行數(shù)值模擬.中國空氣動力研究與發(fā)展中心的林敬周等[69]對高馬赫數(shù)下的多體分離開展研究.北京理工大學的雷娟棉團隊[70]對飛機-存儲物分離安全性問題開展數(shù)值模擬研究,并獲得一定的研究成果與結論.南京航空航天大學的田書玲等[71-72]基于重疊網(wǎng)格技術對飛機-存儲物分離開展了大量的研究,并發(fā)展相關的計算軟件系統(tǒng).航空氣動院的錢占森等[73]數(shù)值模擬了背負式兩級入軌飛行器的并聯(lián)級間分離問題.中國航天空氣動力技術研究院的李盾等[74]、蔣增輝等[75]對多體分離問題開展數(shù)值模擬和風洞實驗研究.近日,中國航天空氣動力技術研究院的宋威和艾邦成[76]對飛行器多體分離動力學問題的研究進展進行全面論述,主要從各種研究方法或手段上(如基于網(wǎng)格法的動力學建模與仿真,時間精確的CFD 方法,準定常捕獲軌跡實驗,非定常風洞投放實驗和飛行實驗等)對多體分離動力學進展論述,但較少提及多體分離過程中的流動物理及空氣動力學特性.

2 多體空氣動力學及分離動力學的研究方法及技術挑戰(zhàn)

2.1 多體空氣動力學研究方法

多體飛行器在飛行和分離過程中均會產(chǎn)生與空氣介質的相對運動,多體飛行器與孤立體飛行器的流動控制方程并無本質上的區(qū)別,其主控流動方程仍為N-S 方程,多體空氣動力學的研究方法與孤立體空氣動力學基本一致,主要有理論分析(theoretical analysis,TA)、數(shù)值計算方法(computational fluid dynamics,CFD)、風洞實驗(wind tunnel testing,WTT) 和飛行實驗(flight testing)[77]等研究手段.(1)理論分析是建立簡化流動數(shù)學模型,并在一定的假設下,求得多體間的氣動力簡化解[78].理論分析方法有細長體理論(slender body theory,SBT)[79-80]、面元法(panel method,PM)[81-82]、渦格法(vortex lattice method,VLM)[83]和影響函數(shù)法(influence function method,IFM)[84-85]等,理論分析方法主要針對線化小擾動位勢方程來說的.(2) CFD 方法是基于相關的網(wǎng)格技術求解無黏Euler 或有黏的N-S 方程,湍流模擬主要有直接數(shù)值模擬(direct numerical simulation,DNS)、雷諾平均法(reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)、大渦模擬(large-eddy simulation,LES)、脫體渦模擬(detached-eddy simulation,DES)等.(3) 風洞實驗是指在風洞中安置一定的縮比模型,研究氣體運動與模型相互作用規(guī)律,主要有靜態(tài)和動態(tài)氣動力測量(static and dynamic force measurement)、靜態(tài)和動態(tài)壓力測量(static and dynamic pressure measurement)、基于粒子圖像測速(particle image velocimetry,PIV)和探針的流場測量技術及相關的流動顯示(flow visualization,FV) 技術(如油流、紋影和陰影法等) 可視化流場結構等等.

隨著多體飛行器氣動布局復雜化和多樣化,采用多種研究方法預測多體空氣動力學問題成為必然.各種預測方法間的關系如圖9 所示.理論分析和數(shù)值模擬可以進行對比研究,用于比較不同流動控制方程所帶來的差異性,數(shù)值模擬工作可以用于指導風洞實驗和飛行實驗工作 (如實驗方案設計、實驗狀態(tài)等),風洞實驗可以用來驗證數(shù)值模擬計算模型和理論模型的正確性,飛行實驗可以用于驗證理論分析、數(shù)值模擬和風洞實驗結果的正確性.

圖9 多體空氣動力學研究方法的相互關系圖Fig.9 Relationship of research methods for multibody aerodynamics

2.2 多體分離動力學研究方法

多體分離動力學的研究方法包括:(1) 網(wǎng)格測量法(grid survey method,GSM),通過理論分析、數(shù)值模擬或風洞實驗中所獲得的多體在不同位置和姿態(tài)角下的靜動態(tài)氣動力,并代入六自由度運動方程進行仿真(dynamic modelling and simulation,DMS)可獲得多體分離動力學特性,是多體分離動力學的間接預測方法[76],如圖10 所示為網(wǎng)格測量法預測多體分離動力學結構圖.(2) 準定常的捕獲軌跡實驗(captive trajectory system testing,CTS)或時間精確(time-accurate)的CFD 方法,風洞CTS 實驗通過時間平均氣動力測量和飛行動力學方程的實時解算,并反饋控制模型的實時運動,不僅可獲得多體分離間的空氣動力參數(shù),且可以給出多體的運動學參數(shù),是多體分離動力學問題的直接實驗預測方法[76].時間精確的CFD 方法與風洞CTS 實驗類似,只不過是在數(shù)學模型中計算氣動力并代入飛行動力學方程仿真計算,并實時改變分離體的網(wǎng)格位置.(3) 非定常的風洞投放(drop testing) 和自由飛(free flight testing)實驗,該方法可直接獲得多體間的運動學參數(shù),該方法是多體分離動力學的直接實驗預測方法[76],可建立一定的氣動力數(shù)學模型并采用參數(shù)辨識技術獲得多體間的空氣動力學特性(運動到動力的反問題).關于飛行器多體分離動力學問題請詳見文獻[76].

圖10 網(wǎng)格測量法預測多體分離動力學結構圖Fig.10 Schematic diagram of predicting the multibody separation dynamics by GSM

2.3 多體空氣動力學模擬難點和挑戰(zhàn)

多體飛行器在飛行、回收或解鎖分離過程中均存在流動和氣動干擾,其具有不同于孤立體飛行器的流動特征,如超聲速時存在復雜的激波與激波干擾、激波與邊界層干擾、激波衍射與反射,分離點不確定、激波與旋渦干擾等非定常流動現(xiàn)象,嚴重影響著多體飛行器間的空氣動力學特性,使得多體空氣動力學的準確預測和評估成為多體飛行器領域的主要技術難點.

盡管當多體飛行器處于相對靜止的飛行過程中,想要準確地模擬多體飛行器間的流動也面臨較大困難與挑戰(zhàn),多體分離時的流場干擾是動態(tài)干擾,由于分離體的姿態(tài)和位置時刻變化,運載體上流場在分離體上的流動干擾是時刻變化的,再加上分離體自身的流場影響,使得多體分離時的空氣動力學和分離動力學的精確預測更為困難.

理論分析方法具有普遍性信息,由于作出大量的簡化假設,理論模型只能反映事物的核心特征,對復雜的多體飛行器空氣動力學問題,該方法常常會受到限制[78],由于多體間存在復雜的激波與激波反射和衍射,使得多體飛行器的簡化模型不易實現(xiàn),有時甚至得不到想要的結果[86].多體飛行器間的空氣動力學與孤立體空氣動力學本質上并無較大差異,均是求解N-S 方程,CFD 方法在解決多體間的空氣動力學問題依然面臨著與孤立體飛行器空氣動力學同樣的困難與挑戰(zhàn),如不易給出準確的湍流模型,轉捩點的預測精度不高,分離點預測不準等難點,但多體間的流動存在相互干擾和作用,使得精確地預測其流動信息將會更加困難,且會增加計算量.多體空氣動力學的風洞實驗研究依然面臨著縮比模型帶來的雷諾數(shù)影響及尺度效應、支架干擾、洞壁干擾、模型本身的模擬偏差等問題,這些問題不管是在多體飛行器,還是在孤立體飛行器均是不可避免的.如尺度效應會引起試驗雷諾數(shù)和飛行雷諾數(shù)的差異,造成兩者湍流度不同,風洞模型與試驗模型的繞流,邊界層轉捩點和分離點有較大差異,從而影響其氣動特性.在研究多體飛行器的非定常氣動力時,當采用動態(tài)風洞試驗(如自由振動、強迫振動)時,由于多體間距離較近,無法使分離體在其附近進行自由振動,可能會碰撞運載體,從而無法獲得相距較近時的動態(tài)氣動力,而恰恰相距較近時的動態(tài)氣動力對多體分離動力學影響最嚴重,這成為動態(tài)風洞試驗技術的一大挑戰(zhàn),有時不可能實現(xiàn).

2.4 多體空氣動力學與多體分離動力學及安全性關系

當多體飛行器處于相對靜止的飛行過程中(編隊飛行、拖曳飛行等),其復雜的空氣動力學特性會影響飛行器的舵面控制效率,給多體飛行器控制系統(tǒng)帶來挑戰(zhàn)和困難.在多體飛行器回收或解鎖分離后的相對運動過程中,有時發(fā)現(xiàn)在多體相對運動過程中,分離體會出現(xiàn)俯仰抬頭,尾部翹起,甚至發(fā)生碰撞載機等現(xiàn)象,導致分離失敗.多體間的空氣動力學研究對預測多體回收或分離后的動力學特性尤為重要,如圖11 所示為多體空氣動力學與多體分離動力學及安全性的關系圖.多體間的空氣動力學是多體分離動力學模擬的基礎,由于分離體所處運載體擾動流場區(qū)域的位置和姿態(tài)是變化的,不能像研究靜態(tài)空氣動力學問題那樣,將分離體固定在干擾流場的某個位置進行數(shù)值模擬或風洞實驗給出干擾氣動力,這就需要給出載機流場干擾全區(qū)域的氣動力數(shù)據(jù)庫,從而可利用氣動力數(shù)據(jù)庫耦合剛體運動方程來預測與評估分離體的動力學特性[76].

圖11 多體空氣動力學與多體分離動力學及安全性的相互關系圖Fig.11 Relationship of multibody aerodynamics,separation dynamics and safety

多體分離的安全性評估是建立在多體分離動力學的準確模擬基礎上來判定的,多體分離安全性是一個不斷迭代和優(yōu)化的過程,當分離體與運載體間的分離不安全時,需要采用一定措施進行改進和完善 (如改變分離體氣動布局、施加流動控制等).三者之間的關系見圖10 所示.

3 典型串聯(lián)多體構型氣動特性和流動物理

串聯(lián)構型被廣泛地應用在多級飛行器上,如串聯(lián)式多級運載火箭(multistage launch vehicle),助推滑翔導彈(boost-glide missile)等.研究表明,級間縱向錯開間距 ?x(上面級的后端與下面級的前端的間距)和相對級間夾角 ?θ 是影響串聯(lián)構型飛行器流動結構的重要參數(shù)[87-88],國內外學者大多數(shù)通過改變縱向間距來觀察多體間的流動結構變化.當縱向間距為 ?x=0 時,對應著串聯(lián)構型多級飛行器的助推飛行狀態(tài),當縱向間距 ?x>0,對應著級間分離狀態(tài).

依據(jù)分離沖量的來源,串聯(lián)構型級間分離主要有冷分離(cold stage separation,CSS)和熱分離(hot stage separation,HSS)兩種方式[89].冷分離是級間段解鎖后由沖量裝置(如反推火箭(retro-rocket)、彈簧與作動筒等)提供沖量實現(xiàn)兩級分離,多級飛行器在分離過程中存在相互流場干擾,進而會影響兩級飛行器的氣動特性,冷分離時僅受外流的影響[90-93].熱分離是在上面級(upper stage)發(fā)動機點火后,級間段才解鎖,下面級(lower stage)在上面級發(fā)動機噴流作用下實現(xiàn)分離.噴流與下面級頂端碰撞形成復雜的沖擊流場,在沖擊流場中同時存在亞聲速與超聲速區(qū)域,存在復雜激波-膨脹波系,以及激波相互干涉和激波與邊界層間的交互作用.在級間段羽流沖擊形成的局部高壓會導致沿上面級向上游方向的逆壓梯度的產(chǎn)生,進而誘導上面級尾部壁面發(fā)生流動分離現(xiàn)象,也被稱為羽流誘導流動分離(plume-induced flow separation).熱級間分離最典型的流動特征是存在上面級發(fā)動機的羽流干擾,羽流與外流的相互耦合作用,產(chǎn)生復雜的流動結構(圖12 所示),內外流動產(chǎn)生的側向干擾可能導致導彈姿態(tài)運動出現(xiàn)較大幅度的波動,對分離安全性與飛行穩(wěn)定性產(chǎn)生嚴重影響[94-97].

圖12 熱分離時級間段的流動結構[97]Fig.12 Flow structure of interstage during HSS[97]

從檢索的文獻(表1)看串聯(lián)多體構型的氣動外形種類繁多,不同氣動外形的串聯(lián)多級飛行器的流場和干擾特性是不同的,本文選擇革命性飛行器Hyper-X 計劃中的助推器(booster)與X-43 A 飛行器(級間冷分離)和斜坡-鈍頭錐(級間熱分離)的級間分離氣動特性及流動物理進行闡述.

表1 串聯(lián)多體構型級間分離的研究概要(檢索)Table 1 Summary of stage separation for tandem multibody configuration (retrieved)

3.1 助推器與X43 A 飛行器

圖13 為Hyper-X 計劃中的X43 A 飛行器示意圖[90],X43 A 為升力體布局(lifting body configuration),Hyper-X 計劃目標是演示和驗證機身集成氫燃料雙模燃燒超燃沖壓發(fā)動機推進系統(tǒng)高超聲速飛機設計和性能預測技術、風洞實驗技術和數(shù)值計算方法,X43 A 飛行器與助推器的級間分離是關鍵技術問題.

圖13 X43 A 升力體飛行器示意圖[90]Fig.13 Schematic diagram of X43 A lifting body vehicle[90]

圖14 為不同軸向距離對X43 飛行器俯仰力矩系數(shù)的影響曲線,其中α為助推器迎角,?x為X43飛行器與助推器的軸向間距,? θ 為兩級飛行器的相對俯仰角(頭部向下為負值).最大的氣動干擾力發(fā)生在軸向距離 ?x=?0.75 ft 處,俯仰力矩系數(shù)隨著軸向距離增大而逐漸減小.從圖14(a)中可看出在無干擾(圓圈表示)情況下,俯仰力矩系數(shù)均為抬頭的,這表明兩級飛行器間的干擾能顯著地改變多體間的氣動力特性(圖14(b)所示).

圖14 助推器與X43 A 飛行器間干擾氣動力特性[91]Fig.14 Aerodynamic interference characteristics between booster and X43 A vehicle[91]

圖15 為助推器與X43 A 飛行器間的流場干擾紋影圖[91],從圖15 中可看出,兩級飛行器間的流動結構較為復雜,典型的流動特征是激波與激波干擾,前體激波對后體影響較大,X43 A 飛行器上的唇口處激波作用在助推器前端.當助推器與X43 A 飛行器間的軸向距離較小時,間隙中產(chǎn)出分離流動,卷起旋渦反作用在X43 A 飛行器的后部區(qū)域(圖15(b)和15(c)).從圖15(b)可看出在助推器前端和X43 A飛行器后端存在復雜的流動結構,在垂直翼前面可觀察到一個明顯的分離激波.

圖15 助推器與X43 A 飛行器間的流場干擾紋影圖[91]Fig.15 Schlieren diagram of flowfield interference between booster and X43 vehicle[91]

圖15 助推器與X43 A 飛行器間的流場干擾紋影圖[91](續(xù))Fig.15 Schlieren diagram of flowfield interference between booster and X43 vehicle[91] (continued)

3.2 斜坡-鈍頭錐

Lungu 等[95]在高速風洞中采用紋影法顯示了兩級飛行器級間段的羽流干擾流場結構(自由流馬赫數(shù)為2.5),實驗過程中采用斜坡(ramp)模擬導彈或火箭的下面級,上面級采用鈍錐體(blunt cone),鈍錐體內部可噴出氣流用于模擬羽流(噴口馬赫數(shù)為1).圖16為有無羽流干擾時的流動結構,典型的流動結構包括斜坡臺階邊緣的斜激波和級間段內的剪切層結構,然后在斜坡臺階上分叉成兩個分支,其中一個與斜坡平面平行,另一個在斜激波下面.當有羽流時,斜坡臺階處的斜激波較強,上面級的射流引入增加了級間段的剪切層厚度.

圖16 有無羽流干擾時的流場結構[95]Fig.16 Flowfield structure with or without plume interference[95]

Lungu 等[95]用紋影法顯示了四種間距(?x/D分別為0.5,1,2,3)對流場結構的影響,如圖17 所示,可看出隨著兩級間的軸向間距的增加,斜激波的角度變小,激波強度減弱,來自上面級羽流的激波與剪切層出現(xiàn)交叉現(xiàn)象,上面級的第二個剪切層隨著分離距離的增加而減小.

圖17 不同軸向間距下的陰影圖[95]Fig.17 Shadowgraph in different axial distance[95]

4 典型并聯(lián)多體構型的氣動特性及流動機理

并聯(lián)構型是指多體飛行器橫航向排列的布局形式,并聯(lián)構型多體飛行器較為廣泛,主要集中在以下幾種:(1) 用于研究飛機-存儲物(aircraft-store)攜帶飛行和分離時的流動和氣動干擾構型,如平板/楔形板-存儲物(flat plate and store,FPS)[98-115]并聯(lián)構型、機翼-存儲物(wing-store,WS)[116-117]并聯(lián)構型、空腔-存儲物(cavity and store)[118-134]并聯(lián)構型;(2) 用于研究并聯(lián)構型多級飛行器的助推飛行和分離時流動和氣動干擾的構型,如兩相同細長旋成體(slender body of revolution,SBR)[32-39,135-139]并聯(lián)構型、兩翼身組合體(wing-body,WB)[140-145]并聯(lián)構型、助推器(booster)與航天飛機(space shuttle)[146-149]、助推器與芯級構型[150-151]、BETA 構型[152]、ELAC 和EOS 軌道級[153]、助推器和載人軌道器[154]、國內的TSTO 飛行器[94]、其他并聯(lián)構型(如三角形、正方形和圓形截面的助推器和圓柱體軌道器)[155-156].研究表明,并聯(lián)構型的多體飛行器在飛行和分離時均存在流場干擾,流場干擾必定影響著并聯(lián)多體的氣動力特性.

4.1 飛機-存儲物的典型并聯(lián)構型

4.1.1 平板/楔形板/翼-外部存儲物

表2 為國內外學者研究平板/楔形板/翼-存儲物并聯(lián)多體構型的概況.從表2 中可看出國內外學者在研究飛機-外部儲存物的氣動特性和流動機理時主要選擇平板/楔形板-尖拱圓柱體構型,最典型流動特征是激波與邊界層相互作用(shock-wave boundary-layer interactions,SWBLI).在實際問題中經(jīng)常會發(fā)生復雜三維激波和邊界層相互作用,如飛機與外部存儲物分離時飛機頭部激波撞擊外部存儲物,為簡化研究激波與邊界層相互作用的流動機理,經(jīng)常將三維激波(three-dimensional shock-wave,3D-SW)簡化為二維激波(two-dimensional shock-wave,2DSW)開展研究[100-104].1983—1985 年間,國外學者Brosh 等[99-101]在馬赫數(shù)Ma=3.0 的來流條件下,采用靜態(tài)壓力測量和油流顯示方法對具有三種不同楔角的二維楔形板和尖拱圓柱體存儲物(圖18)的流動干擾機理開展研究,楔形板被安置在風洞上表面,并產(chǎn)生入射激波作用在尖拱圓柱體的上表面(windward side,?=0?).文獻[100]將圓柱體周圍的流場分為四個不同區(qū)域:(a) 迎風區(qū)(windward region),入射激波沖擊區(qū)域,流動主要由沖擊激波所引起的嚴重壓力梯度(pressure gradients)和剪切應力(shear stresses)主導;(b) 背風區(qū)(leeward region),該區(qū)域流動出現(xiàn)大面積分離,主要由橫向流動(cross flow) 和邊界層增厚主導;(c) 上游區(qū)(upstream region),在沖擊激波前,流動未受激波干擾;(d) 下游區(qū)(downstream region),處于楔形扇形膨脹波后面,背風和迎風區(qū)域邊界層厚度差異仍造成部分橫向流動.楔形板頂端產(chǎn)生的激波在圓柱體近端誘導較大的逆向壓力梯度,使模型表面局部壓力明顯升高,從而導致近側的激波誘導邊界層分離區(qū).該分離區(qū)域對迎面的近側氣流起到阻礙作用,并在第一個分離泡(separation bubble)的上游產(chǎn)生第二個分離泡,如圖19(b)和圖19(c)所示.當楔形板與尖拱圓柱體的橫向距離為零時,沖擊激波強度最弱,圓柱體的分離氣泡尺寸較小,二次分離線被打破(圖19(a));當橫向距離由6.5 cm 增加到8.0 cm 時,激波沖擊逐漸增強,氣泡的大小不斷增大,給邊界層注入大的障礙,二次分離線變得完整(圖19(b)),最后分離氣泡成為一個足夠大的障礙,可以將結點Nr1從二次分離線S2中分離出來(圖19(c)).

圖18 二維楔形板和尖拱圓柱體的簡化模型[100]Fig.18 Simplified model of two-dimensional wedge-plate and ogive-cylinder[100]

圖19 不同橫向距離對圓柱體表面流動分離的影響[100]Fig.19 Influence of different distance on flow separation on cylinder surface[100]

1983 年,Hung[102]采用數(shù)值計算方法研究類似尖拱圓柱體與二維激波相互作用構型.Hung 的許多發(fā)現(xiàn)與文獻[100]相似,觀察到圓柱體兩側大面積的復雜分離流動.他發(fā)現(xiàn),在圓柱體的近側,層流與湍流間沒有較大區(qū)別.Newman 等[104]指出,對于無舵翼的圓柱體,當它穿過二維楔形體的擾動激波時,軸向力干擾比較嚴重,這種變化能顯著地影響外部存儲物的分離運動.

隨著風洞實驗和流動顯示及數(shù)值模擬技術的發(fā)展,各種先進表面壓力測量(如壓敏漆PSP 技術[112])和表面速度測量技術(如PIV[113])被用于研究三維激波與邊界層相互作用問題,并取得相關的研究成果.文獻[114-115]報道了三維激波與平面軸對稱邊界層相互作用導致的高度復雜的分離流.

4.1.2 空腔-內部存儲物

當存儲物被安裝在飛機內部時(如新一代先進戰(zhàn)斗機的內埋武器),該飛機-存儲物多體構型可被提煉為空腔-內部存儲物模型[79],如圖20 所示.Malmuth[79]將內埋存儲物分離過程分為三個階段:(1) 存儲物在空腔內部運動階段;(2) 存儲物穿越空腔口剪切層階段;(3) 存儲物在空腔外的運動階段.

圖20 空腔-存儲物干擾的簡化模型[79]Fig.20 Simplified model of cavity-store interference[79]

空腔流動是流體力學的經(jīng)典問題,依據(jù)不同的空腔長深比,空腔流動可劃分為開式空腔流動(open cavity flow)、過渡空腔流動(transitional cavity flow)和閉式空腔流動(close cavity flow),空腔流動往往伴隨著來流邊界層的分離與再附、剪切層不穩(wěn)定、艙內旋渦流的發(fā)展與破裂等復雜非定常流動[118-119].對超聲速流動來說,空腔內外還存在激波與激波間的相互干擾、剪切層與激波干擾、激波與旋渦干擾等非定常的流動現(xiàn)象,這些復雜流動帶來的內埋武器表面壓力不均勻和不確定性會導致作用在武器上的氣動力和力矩的不確定性[120-127],使得內埋武器機彈分離的運動軌跡和姿態(tài)角具有可變性[128].關于空腔-存儲物分離的流動和氣動干擾問題的評述可詳見文獻[129].

中國航天空氣動力技術研究院的多體分離研究團隊近年來在內埋武器機彈分離的干擾特性方面取得了一些研究成果[130-134].董金剛等[130-131]和宋威等[132-134]等分別采用風洞CTS 和投放實驗方法研究了內埋武器與載機的氣動干擾和分離特性,并探討了初始分離角速度、分離高度、攻角、有無折疊尾舵等參數(shù)對機彈分離干擾特性的影響.實驗模型和條件均相同,模型為類F22 戰(zhàn)斗機模型(圖21(a))和AIM-120 C 空空導彈的簡化模型(圖21(b)).風洞CTS 和投放實驗的結果均表明,在超聲速飛行條件下,內埋彈艙布局戰(zhàn)斗機存在復雜的激波系結構,存在激波與激波干擾等非定常流動現(xiàn)象,這些復雜的流動結構會對導彈產(chǎn)生較強的氣動干擾效應,導彈出現(xiàn)“抬頭”俯仰運動趨勢,如圖22 所示.

圖21 風洞實驗模型[130]Fig.21 Wind tunnel model[130]

圖22 典型的風洞紋影圖Fig.22 Schlieren of wind tunnel

針對內埋武器機彈分離過程中出現(xiàn)俯仰抬頭現(xiàn)象,宋威和艾邦成[134]通過在武器艙的前緣布置鋸齒和平頂擾流板,對機彈分離進行流動控制風洞實驗研究,并詳細分析了有無流動控制裝置時的載機附近流動結構(圖23),宋威和艾邦成[134]將無流動控制裝置時的流場結構分為典型的幾個區(qū)域,主要有:(1) 載機激波區(qū)I;(2) 艙口剪切層區(qū)II;(3) 艙內反射激波區(qū)III;(4) 載機激波I 在風洞底部的反射激波區(qū)IV;(5) 前緣氣流膨脹區(qū)V,如圖23(a)所示.當內埋武器艙前緣布置擾流板時,會在載機激波區(qū)I 和艙內反射激波區(qū)III 間的氣流扇形膨脹區(qū)域產(chǎn)生擾流激波VI (圖23(b)).結果發(fā)現(xiàn)該擾流激波所產(chǎn)生的高壓作用在導彈頭部能起到減小抬頭俯仰力矩的效果,對機彈分離俯仰方向運動產(chǎn)生較大影響,但對導彈垂直位移的影響并不大.

圖23 典型的流動結構[134]Fig.23 Typical flow structure[134]

4.2 多級飛行器的典型并聯(lián)構型

4.2.1 兩細長旋成體

國內外的研究表明,對兩細長旋成體并聯(lián)多體構型來說,并聯(lián)體間的矢徑?r(包括縱向間距?x、航向間距?y和橫向間距?z)和并聯(lián)體間的方位角Φ(包括相對俯仰角?θ、相對偏航角? ψ 和相對滾轉角 ? ?)是影響細長旋成體布局飛行器的相互流場結構的重要參數(shù)[32].國內外學者大多數(shù)通過改變這幾個參數(shù)來觀察流動結構的變化.由于外形的對稱性可只考慮縱向平面,對于細長旋成體當橫向間距為 ?z=D(D為細長體最大直徑)時,對應著并聯(lián)構型多體飛行器的連接飛行狀態(tài),當橫向間距 ?z>D,對應著并聯(lián)構型飛行器分離狀態(tài)或無接觸飛行狀態(tài).

表3 為近二十年關于兩細長體并聯(lián)多體構型的研究概要.從表3 中可看出國內外學者在細長旋成體并聯(lián)構型的研究對象和研究手段的選擇上也是多樣化的,不同的氣動外形會存在不同的流動結構和氣動力特性,最主要用于研究三維激波與邊界層相互作用(three-dimensional shock wave and boundary layer interaction,3D-SWBLI) [32-36,136-137],更接近于實際上的工程應用問題.如2011 年,Mowatt 和Skews[136]采用風洞實驗 (紋影和油流流動顯示) 和CFDRANS (K-Omega 湍流模型) 兩種方法對細長旋成體上的三維彎曲激波與細長體上三維彎曲邊界層相互作用問題進行非常詳細地研究,選擇尖拱形圓柱體(ogive-cylinder,OC)、圓錐頭柱體(cone-cylinder,CC)和半球頭柱體(hemispherical-cylinder,HSC)三種研究對象,分別如圖24～ 圖26 所示.

表3 近二十年關于兩細長體并聯(lián)多體構型研究概要Table 3 Summary of two slender bodies in recent twenty years

從圖24～圖26 的對比可看出風洞實驗結果和數(shù)值模擬結果吻合良好,并具有SWBLI 的所有基本流動特征.從圖24 可看出激波與激波間為弱相互作用,無明顯邊界層分離 (無類似的馬蹄區(qū)域),即弱入射激波不會導致流動邊界層分離.但對于圓錐頭圓柱體(圖25)和半球頭(圖26)的圓柱體來說,激波與激波間為強相互作用,兩種風洞實驗模型中均產(chǎn)生了邊界層分離流動,即強入射激波可導致邊界層分離(即有明顯的馬蹄區(qū)域),在這兩種情況下,馬蹄形和分離區(qū)域垂直平面對稱性都很明顯,分離區(qū)域圍繞圓柱體軌跡也很明顯.

圖24 尖拱圓柱體上的三維激波與邊界層相互作用[136]Fig.24 SWBLI on ogive-cylinder surface[136]

圖25 圓錐頭柱體上的三維激波與邊界層相互作用[136]Fig.25 SWBLI on cone-cylinder surface[136]

圖26 半球頭圓柱體上的三維激波與邊界層相互作用[136]Fig.26 SWBLI on hemispherical-cylinder surface[136]

從半球頭圓柱體上的油流圖(圖26(c))中可清晰地看見兩條明顯邊界層流動分離線,與Brosh 等[101]的研究結果較為吻合(除了沿著圓柱背風面長度方向的持續(xù)分離外),這種差異主要是由于Brosh 等[101]在研究中使用的楔形物凸角處存在較大的膨脹波扇形區(qū)域,膨脹波使氣流變直,導致流動邊界層分離線消失.分離區(qū)域的彎曲形狀是由于入射激波沖擊圓柱體表面形成的,在涉及其他類似幾何形狀[115,138-139]的工作中也觀察到類似形狀的分離區(qū)域.在?=0? 子午線上,分離氣泡的軸垂直于圓柱軸方向,穿過圓柱體的跨度后,被分離的區(qū)域開始彎曲,并最終與圓柱體的 ?=90?子午線處的自由流的方向平行.由于入射激波的圓錐形性質和圓柱體表面曲率的影響,分離區(qū)域隨著子午線角增大而減小,最終在?=135?子午線角附近消失.這結果與Panov[139]、Gai 和Teh[115]的結果相吻合,它們產(chǎn)生一個分離氣泡,其尺寸隨著沿板的跨度位置的增大而減小,這種表面流動模式也與文獻[101,138]的工作有很多共同之處.

對圓錐頭圓柱體(圖25(a)) 和半球頭圓柱體(圖26(a))的紋影圖像進一步分析表明,圓錐頭圓柱體上的SWBLI 產(chǎn)生的分離激波是一種明顯的激波,而對于半球頭圓柱體情況,SWBLI 對上游的顯著影響產(chǎn)生一系列壓縮波,并最終合并成激波,Gai 和Teh[115]的研究也發(fā)現(xiàn)了類似的結果,其中SWBLI反射激波由多個壓縮波合成組成.

4.2.2 兩翼身組合體

可重復使用航天運載器(reusable launch vehicle,RLV)是降低航天運輸成本的有效手段,是未來航天發(fā)展的必然趨勢.為滿足快速部署小載荷、大幅降低發(fā)射成本、提高可靠性和可維護性的要求,在NASA 的空間發(fā)射倡議計劃(space launch initiative,SLI)和下一代運載器技術(next generation launch vehicle technologies,NGLT)支持下,蘭利研究中心對小型運載器(small launch vehicle,SLV)相關技術開展了研究,提出名為 LGBB (Langley glide back booster)的滑翔返回助推器,當助推器和軌道器具有相同外形的稱為Bimese-LGBB 飛行器,如圖8 所示.該并聯(lián)多體飛行器的級間分離是關鍵技術問題,美國很多研究機構針對該外形飛行器開展大量的風洞實驗和數(shù)值模擬研究(見表4 所示).

表4 LGBB 并聯(lián)構型的研究概要Table 4 Summary of LGBB parallel configuration

圖27 為不同橫向間距(?z/Lref=0,0.05,0.1,0.15,Lref為參考長度)干擾下軌道器和孤立體的法向力和俯仰力矩系數(shù)對比圖,橫向坐標為攻角 α (單位:度),圖中包含LGBB 孤立體的風洞實驗數(shù)據(jù)和測量不確定度估計值.從圖27(a)可看出,多體干擾下的助推器的法向力隨攻角變化的斜率與全攻角范圍內的孤立體飛行器斜率相似,但在數(shù)值上有些差異.軌道器和助推器在前三個橫向間距下的俯仰方向是靜態(tài)穩(wěn)定的,在最遠的 ?z/Lref=0.15 位置時俯仰靜穩(wěn)定性減弱.圖28 為不同橫向間距時的紋影結構圖,清晰地可見兩體的間隙間存在激波反射、衍射和相互干擾等復雜的流動現(xiàn)象.

圖27 近體和孤立體法向力和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化[140]Fig.27 Diagram of normal force and pitching moment coefficient vs.angle-of-attack of near-body and isolated body[140]

圖28 不同橫向間距時的紋影圖(Ma=2.99) [140]Fig.28 Schlieren diagram with different lateral distance(Ma =2.99) [140]

5 總結、思考及存在問題和研究重點

5.1 研究總結

作者從事多體飛行器領域的關鍵技術和基礎科學問題研究近十年左右,開展了諸如內埋武器機彈分離[157-159]、低空頭罩分離[20]、級間分離[88]和子母彈分離[160]等空氣動力學和分離動力學問題研究,主要內容包括以下幾個方面.

(1)基于流動控制方程和飛行動力學方程推導了非定常風洞投放實驗的物理量縮比關系[161],并對非定常高速風洞投放實驗輕模型法垂直加速度不足的缺陷,提出公式修正法對其垂直位移偏差進行補償[132],設計了補償輕模型法垂直加速度不足的實驗裝置,并開展了相關風洞實驗驗證研究.從理論上改進和完善了非定常高速風洞投放實驗方法及技術體系,實現(xiàn)了其在飛機-存儲物(如外掛物和內埋武器[132]等)分離、多級飛行器的串聯(lián)和并聯(lián)級間分離、頭罩分離、子母彈拋撒分離等多體分離動力學特性的直接風洞實驗模擬;

(2) 引入機彈分離相容性[129-133](aircraft-store compatibility)概念對內埋武器機彈分離問題進行概括,并對細長旋成體布局外掛式武器的機彈分離安全性的Schoch 判據(jù)進行改進和完善,提出了針對細長旋成體布局內埋武器機彈分離相容性的判據(jù)表達式[134].機彈分離相容性的提出不僅考慮了載機系統(tǒng),且兼顧了導彈系統(tǒng),并指出了機彈分離相容性和安全性的關系[134].機彈分離相容性判據(jù)的提出克服了Schoch 判據(jù)僅僅對機彈分離安全性判定的不足和缺陷,是對Schoch 判據(jù)表達式的擴展和完善,為某內埋式機載武器控制系統(tǒng)設計、性能優(yōu)化等提供了技術參考;

(3)將內埋武器艙流動和氣動聲學特性的前緣鋸齒和平頂擾流控制思想,引入到內埋武器機彈分離相容性的流動控制上.采用非定常風洞投放實驗方法并結合高速紋影流動顯示技術研究了被動流動控制裝置對超聲速下機彈分離相容性的影響[134],揭示了基于前緣鋸齒擾流板的被動控制的流動機理及規(guī)律,為內埋式機載武器分離相容性設計提供新的思路和流動控制策略.

5.2 幾點思考

多體飛行器在飛行、回收或分離過程中均存在多體間的流動相互干擾或作用,特別是在超聲速流動中,尚存在多體間的激波與激波多重反射和衍射,激波與層流或湍流邊界層相互作用等復雜流動結構,這些流動干擾會導致明顯的非定常、非線性的空氣動力學效應,嚴重影響著多體飛行器間的分離動力學特性.

(1)多體飛行器在相互不接觸的近距離靜態(tài)飛行或相互接觸的組合靜態(tài)飛行過程中,由于不涉及到多體飛行器的相對運動,只涉及到流體運動方程(N-S 方程)的求解.多體間的氣動力多為定常或時間平均的,多體間的流動干擾為靜態(tài)干擾,可將多體飛行器固定不動進行風洞實驗和數(shù)值模擬研究,與孤立體飛行器氣動和流動特性的研究手段并無區(qū)別.而當這兩種類型的多體飛行器處于動態(tài)或機動飛行時,多體間的流動干擾是動態(tài)干擾,需考慮多體間的非定常流動效應所帶來的氣動力變化.多體間的空氣動力學是非定?；驎r間變化的,共包含兩個部分:①定常部分,該部分氣動力主要與飛行器的姿態(tài)角 Λ 等參數(shù)有關,每一時刻的氣動力只依賴于當時氣流狀態(tài);②非定常部分,其中非定常部分與飛行器的姿態(tài)角變化率有關,當多體飛行器作快速非定常運動時,需考慮非定常氣動力的影響[162].

(2)多體飛行器在解鎖分離后的相對運動可提煉為多體分離動力學問題,多體分離過程中的多體分離動力學是流體運動和剛體或柔性體運動相互耦合(coupling)或干擾流場下的運動體問題(moving body problem,MBP),涉及到流體運動方程(N-S 方程)和飛行動力學方程(6 DOF)的耦合求解.正如宋威[76]所述“多體分離過程中存在多體間的相互流場干擾效應,流場干擾會影響著多體飛行器的空氣動力學特性,多體空氣動力學特性進而會影響著多體間分離動力學特性,多體間分離動力學特性又反過來影響著多體間流場特性”.

不管是多體飛行器處于相對靜止的飛行過程,還是處于相對運動的回收或分離狀態(tài),歸根結底還是多體飛行器間的流動及空氣動力學問題,甚至有國外學者發(fā)出多體分離動力學問題根植于多體間的空氣動力學相互作用[163],還有國外著名理論空氣動力學者Malmuth 指出“多體空氣動力學和流動控制是高速飛行器關鍵重要方面(multibody aerodynamics and flow control are critically important aspects of high-speed flight vehicles)[38-39]”.

從國內檢索的文獻看,國內空氣動力學術界目前尚未積極引入“多體空氣動力學”這一概念,本文引入的“多體空氣動力學”概念是限定在多體飛行器這一研究范圍或領域內,如同高超聲速空氣動力學(hypersonic aerodynamics,限定在高超聲速領域)、高速列車空氣動力學(high-speed train aerodynamics,限定在高速列車應用范圍)、建筑空氣動力學(building aerodynamics,限定在建筑物等領域)、大迎角空氣動力學(high angle-of-attack aerodynamics,限定在大迎角范圍).

作者認為“多體空氣動力學”概念的提出更學術化和簡潔化,其并不是一個新的學科,只是空氣動力學的重要研究方面.

5.3 存在主要問題及研究重點

經(jīng)過多年的發(fā)展,傳統(tǒng)的風洞實驗測量技術或CFD 模擬多體空氣動力學問題已取得較大進展,在技術上也取得一定突破,盡管如此,作者認為還存在相關問題需要開展重點研究,主要體現(xiàn)在以下幾點.

(1) 大迎角機動飛行下的多體分離問題

多體分離一般會發(fā)生在多體飛行器的定常平飛狀態(tài)下(迎角 α 一般不大),如頭罩分離、級間分離等,但也存在大迎角機動飛行下的機彈分離問題,如先進戰(zhàn)斗機機彈分離等.目前采用數(shù)值模擬和風洞實驗研究飛行器多體分離問題時,一般是將運載體固定在風洞和CFD 模型中,相當于定常平飛狀態(tài),較少涉及到機動飛行的多體分離中的空氣動力學問題,如戰(zhàn)斗機作快速拉起到大迎角、轉彎等機動動作躲避敵機、地面移動導彈攻擊的同時,發(fā)射導彈武器攻擊敵機.

(2) 非?？拷w間動態(tài)氣動力模擬問題

多體分離動力學的間接模擬(如網(wǎng)格法)需要動態(tài)氣動力數(shù)據(jù)(如動導數(shù)等),在多體飛行器間的距離較大時容易模擬,然而當多體間的距離較小時,不論是風洞實驗和數(shù)值模擬,均存在分離體作小振幅自由振動或強迫振動時碰撞運載體的問題,這是研究多體分離非?？拷膭討B(tài)氣動力問題時經(jīng)常遇到的問題.

(3) 動態(tài)分離模型表面流場精細化測量問題

當采用動態(tài)風洞實驗研究多體分離問題時,目前能采用高速紋影測量技術獲得多體分離過程中的激波結構,但無法獲取動態(tài)分離模型表面上精細化流場參數(shù)(如壓力分布)等,以至于對多體分離上復雜的非定常氣動載荷變化規(guī)律特性和流動機理研究及認識存在不足.未來需開發(fā)精細化流場測量和顯示技術研究多體分離過程中的流場參數(shù),為CFD 計算提供驗證數(shù)據(jù).