林敬周，解福田，鐘 俊，鄒東陽(yáng)，*，皮陽(yáng)軍

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000；2. 重慶大學(xué) 機(jī)械傳動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，重慶 400044)

0 引 言

高超聲速飛行器多體分離過(guò)程中，由于高速大動(dòng)壓下復(fù)雜流場(chǎng)帶來(lái)的強(qiáng)耦合、強(qiáng)干擾特點(diǎn)，涉及流動(dòng)分離、激波/邊界層干擾、激波/激波干擾、激波/膨脹波干擾、激波/旋渦干擾等現(xiàn)象，流動(dòng)呈現(xiàn)高度的非定常、非線(xiàn)性特征，能否安全分離成為關(guān)鍵難題[1-7]。開(kāi)展多體分離研究對(duì)于高超聲速飛行器研制發(fā)展具有重要意義，風(fēng)洞試驗(yàn)相較飛行試驗(yàn)在周期、成本、風(fēng)險(xiǎn)等方面具有突出的優(yōu)勢(shì)，是開(kāi)展多體分離安全預(yù)測(cè)的重要地面手段之一[8-10]。

為了研究多體分離問(wèn)題，美國(guó)AEDC 于20 世紀(jì)70 年代在VKF-A（馬赫數(shù)為1.5～5.5）、VKF-B（馬赫數(shù)為6、8）、VKF-C（馬赫數(shù)為10、12）風(fēng)洞中建立了一套共用的捕獲軌跡系統(tǒng)（captive trajectory system,CTS），可進(jìn)行一體固定、一體運(yùn)動(dòng)的飛行器平行分離、軸向串聯(lián)分離、外掛物分離等試驗(yàn)[11-12]，試驗(yàn)?zāi)Ｊ街饕譃榫W(wǎng)格測(cè)力和捕獲軌跡兩種類(lèi)型。從公開(kāi)報(bào)道的文獻(xiàn)來(lái)看，網(wǎng)格測(cè)力模式在3 座風(fēng)洞中均有應(yīng)用，而捕獲軌跡模式主要應(yīng)用于馬赫數(shù)4 以下的分離試驗(yàn)。如以串聯(lián)分離形式為代表的Ares 運(yùn)載火箭和Hyper-X 計(jì)劃曾分別在VKF-A 風(fēng)洞馬赫數(shù)為4.5～5.5、VKF-B 風(fēng)洞馬赫數(shù)為6 的條件下開(kāi)展了大量的級(jí)間分離網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)，建立了分離干擾試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，并基于該數(shù)據(jù)庫(kù)開(kāi)展了離線(xiàn)軌跡計(jì)算[13-14]。以并聯(lián)分離形式為代表的BETA TSTO（two-stage-to-orbit,TSTO）兩級(jí)入軌空天飛行器在VKF-B 風(fēng)洞馬赫數(shù)為8 的條件下開(kāi)展了大批量的并聯(lián)分離網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)，并根據(jù)獲得的數(shù)據(jù)進(jìn)行了離線(xiàn)軌跡預(yù)測(cè)[15]。除美國(guó)之外，法國(guó)ONERA 于20 世紀(jì)70 年代具備了馬赫數(shù)為3 以下的單體CTS 試驗(yàn)?zāi)芰Γ⒃贛odane-Avrieux Centre 的 S2MA 風(fēng)洞中開(kāi)展了相關(guān)試驗(yàn)研究[16]。加拿大國(guó)家研究院的航空航天研究所在Ma=3 下吹式風(fēng)洞中配套了CTS 機(jī)構(gòu)，于20 世紀(jì)90 年代中期開(kāi)展了外掛物分離的軌跡模擬研究，最大試驗(yàn)馬赫數(shù)為1.4[17]。2001 年，德國(guó)慕尼黑工業(yè)大學(xué)針對(duì)TSTO 的級(jí)間分離問(wèn)題開(kāi)展了聯(lián)合研究，試驗(yàn)在俄羅斯ITAM 的T-313 風(fēng)洞中進(jìn)行，試驗(yàn)類(lèi)型為網(wǎng)格測(cè)力，來(lái)流馬赫數(shù)為4.04[18]。2012 年，日本針對(duì)TSTO 也開(kāi)展了多體分離試驗(yàn)研究，但主要還是以網(wǎng)格測(cè)力技術(shù)為主[19]?？偟膩?lái)說(shuō)，迄今為止國(guó)外在亞跨超聲速范圍內(nèi)具備的CTS 試驗(yàn)技術(shù)均為一體固定、一體運(yùn)動(dòng)的單體捕獲軌跡技術(shù)，在高超聲速范圍內(nèi)開(kāi)展的多體分離試驗(yàn)研究仍以網(wǎng)格測(cè)力為主，未見(jiàn)單體捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)的報(bào)道，也更未見(jiàn)雙體均能進(jìn)行捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)的報(bào)道。

國(guó)內(nèi)，以中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院、中航工業(yè)氣動(dòng)研究院為代表的氣動(dòng)專(zhuān)業(yè)研究機(jī)構(gòu)，航空航天工業(yè)部門(mén)以及部分高等院校，都針對(duì)多體分離問(wèn)題開(kāi)展了長(zhǎng)期的研究工作。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所于20 世紀(jì)80 年代率先在國(guó)內(nèi)建立了第一代跨超聲速風(fēng)洞CTS 試驗(yàn)技術(shù)，針對(duì)載機(jī)投放/發(fā)射及具有舵面控制的外掛物分離模擬方面開(kāi)展了大量試驗(yàn)研究，并于2011 年成功將CTS 技術(shù)應(yīng)用于超聲速風(fēng)洞[20-22]。至2016 年，高超聲速多體分離試驗(yàn)研究主要以網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)為主，如馬赫數(shù)為7 的子母彈在子彈拋撒時(shí)的分離干擾研究、飛行器并聯(lián)式多體系統(tǒng)分離過(guò)程中的氣動(dòng)力干擾試驗(yàn)研究、馬赫數(shù)為5～8 的導(dǎo)彈/運(yùn)載火箭級(jí)間分離氣動(dòng)特性研究等[23-28]。2017 年，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所在國(guó)內(nèi)首次形成了高超聲速風(fēng)洞單體CTS 試驗(yàn)技術(shù)能力[29]。

近年來(lái)，隨著高超聲速飛行器的飛速發(fā)展，飛行器外形愈加復(fù)雜，面臨的問(wèn)題也日益突出。當(dāng)質(zhì)量與體積相當(dāng)?shù)膬审w進(jìn)行分離時(shí)，分離過(guò)程中的復(fù)雜流動(dòng)干擾嚴(yán)重影響飛行器氣動(dòng)特性的同時(shí)，也使兩體飛行姿態(tài)均產(chǎn)生顯著變化。一體固定，另一體進(jìn)行捕獲軌跡的單體CTS 試驗(yàn)技術(shù)已不能滿(mǎn)足模擬需求。為此，本文提出了高超聲速風(fēng)洞雙體同步捕獲軌跡試驗(yàn)?zāi)M方法，在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所建立了雙體同步捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)，并在FD-30Φ1m 高超聲速風(fēng)洞開(kāi)展了馬赫數(shù)為6 的驗(yàn)證試驗(yàn)。

1 主要技術(shù)難點(diǎn)與解決措施

本文建立的高超聲速風(fēng)洞雙體同步捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)基于Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞單體CTS 試驗(yàn)系統(tǒng)（上CTS 系統(tǒng)）及下攻角機(jī)構(gòu)系統(tǒng)（圖1）進(jìn)行研發(fā)。首先對(duì)已有的下五自由度（軸向x、法向y、俯仰θ、偏航ψ和滾轉(zhuǎn)φ）模型攻角機(jī)構(gòu)系統(tǒng)進(jìn)行改進(jìn)研制（改進(jìn)后稱(chēng)下CTS 系統(tǒng)），使其在保留原有控制及運(yùn)動(dòng)功能的同時(shí)具備CTS 功能，用于支撐雙CTS 試驗(yàn)的主體模型，使主體模型能準(zhǔn)確、快速和平穩(wěn)地到達(dá)解算出的捕獲軌跡點(diǎn)位置，模擬分離時(shí)的主體運(yùn)動(dòng)軌跡。同時(shí)它可與現(xiàn)有上六自由度（軸向x、法向y、側(cè)向z、俯仰α、偏航β和滾轉(zhuǎn)γ）CTS 系統(tǒng)實(shí)時(shí)通信聯(lián)動(dòng)，共同實(shí)現(xiàn)雙體同步捕獲軌跡。相較單CTS 試驗(yàn)技術(shù)[29]，雙CTS 試驗(yàn)技術(shù)的難點(diǎn)主要為雙CTS 系統(tǒng)聯(lián)動(dòng)組合控制系統(tǒng)研制、雙CTS 捕獲軌跡運(yùn)動(dòng)分配及雙體同步捕獲軌跡控制策略。

圖1 雙CTS 機(jī)構(gòu)示意圖Fig. 1 Schematic of the dual CTS mechanism

1.1 雙CTS 機(jī)構(gòu)聯(lián)動(dòng)組合控制系統(tǒng)研制

在高超聲速雙CTS 試驗(yàn)中，控制系統(tǒng)用以控制上/下CTS 機(jī)構(gòu)的同步運(yùn)動(dòng)，從而使兩體模型在各自所在CTS 機(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下實(shí)現(xiàn)分離軌跡的模擬，運(yùn)動(dòng)包括上6 個(gè)自由度：軸向x、法向y、側(cè)向z、俯仰θ、偏航ψ和滾轉(zhuǎn)φ，下5 個(gè)自由度：軸向x、法向y、俯仰θ、偏航ψ和滾轉(zhuǎn)φ。

針對(duì)高超聲速風(fēng)洞流場(chǎng)和電磁場(chǎng)較為復(fù)雜、雙CTS 機(jī)構(gòu)的自由度個(gè)數(shù)較多（11 個(gè)）、兩級(jí)軌跡模擬實(shí)時(shí)性和同步性要求較高等難點(diǎn)，提出了“數(shù)采（天平、總壓等）、解算（氣動(dòng)/動(dòng)力學(xué)）、上/下機(jī)構(gòu)聯(lián)動(dòng)組合控制、上/下機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分配”四位一體的設(shè)計(jì)方式。

硬件上采用基于PC 的運(yùn)動(dòng)控制技術(shù)和高速實(shí)時(shí)以太網(wǎng)總線(xiàn)EtherCAT 技術(shù)相結(jié)合的方式構(gòu)建了整個(gè)控制系統(tǒng)?，F(xiàn)場(chǎng)總線(xiàn)控制模式使系統(tǒng)布置更為靈活，且提高了控制系統(tǒng)的抗干擾性，圖2 給出了控制系統(tǒng)拓?fù)鋱D。其中，為了增強(qiáng)系統(tǒng)抗干擾能力，將用于采集與傳輸伺服控制中數(shù)字/模擬量信號(hào)的I/O 模塊分成了主站和從站兩個(gè)部分。主站的I/O 模塊主要用于布設(shè)在機(jī)構(gòu)上的振動(dòng)加速度傳感器和磁柵尺信號(hào)的采集與傳輸，從站的I/O 模塊主要用于風(fēng)洞前室總溫總壓和模型天平測(cè)力信號(hào)的采集與傳輸。

圖2 控制系統(tǒng)拓?fù)鋱DFig. 2 Topology diagram of the control system

利用TwinCAT3.0 開(kāi)發(fā)平臺(tái)編寫(xiě)數(shù)據(jù)采集、氣動(dòng)及動(dòng)力學(xué)解算、運(yùn)動(dòng)控制、運(yùn)動(dòng)分配的軟件系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了“四位一體”的系統(tǒng)設(shè)計(jì)。基于快速實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃及插補(bǔ)算法，結(jié)合具有高動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性的電機(jī)驅(qū)動(dòng)伺服系統(tǒng)，有效地保證了雙CTS 機(jī)構(gòu)的控制性能。

1.2 雙CTS 捕獲軌跡運(yùn)動(dòng)分配方法研究

在實(shí)際的雙CTS 試驗(yàn)中，如果不對(duì)雙CTS 系統(tǒng)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)分配，則會(huì)存在主體和分離體模型同向運(yùn)動(dòng)而浪費(fèi)機(jī)構(gòu)行程的問(wèn)題，降低試驗(yàn)效率。并且下CTS 機(jī)構(gòu)無(wú)z向自由度，不進(jìn)行運(yùn)動(dòng)分配，這也會(huì)導(dǎo)致雙CTS 試驗(yàn)的適應(yīng)性弱，無(wú)法實(shí)現(xiàn)雙體各自6 個(gè)自由度、共12 個(gè)自由度的軌跡模擬。

為解決以上問(wèn)題，提出了一種基于關(guān)節(jié)驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng)極限的雙CTS 系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)分配方法。由于雙CTS 試驗(yàn)對(duì)姿態(tài)角進(jìn)行運(yùn)動(dòng)分配會(huì)導(dǎo)致兩級(jí)之間的分離流場(chǎng)失真，因此運(yùn)動(dòng)分配只針對(duì)線(xiàn)位移，即平動(dòng)進(jìn)行分配。本方法綜合考慮了機(jī)構(gòu)各個(gè)自由度驅(qū)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)極限，并認(rèn)為下攻角機(jī)構(gòu)無(wú)自由度僅是驅(qū)動(dòng)關(guān)節(jié)運(yùn)動(dòng)量極限為0 的特殊情況。該分配方法最大化地利用了各個(gè)驅(qū)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)極限，彌補(bǔ)了下CTS 機(jī)構(gòu)無(wú)z向自由度的缺點(diǎn)；且保證了運(yùn)動(dòng)分配之后主體和分離體模型之間的相對(duì)位姿關(guān)系較分配之前不變，以及兩個(gè)模型相對(duì)于來(lái)流方向的姿態(tài)較分配之前不變。

假設(shè)分配前的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)量：上機(jī)構(gòu)為a，下機(jī)構(gòu)為b，上下機(jī)構(gòu)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)量之差c=a?b。根據(jù)上下機(jī)構(gòu)的剩余行程進(jìn)行加權(quán)分配，假設(shè)上機(jī)構(gòu)的余下行程為L(zhǎng)u，下機(jī)構(gòu)的余下行程為L(zhǎng)l。分配之后，上機(jī)構(gòu)運(yùn)行的實(shí)際運(yùn)動(dòng)為a0，下機(jī)構(gòu)的實(shí)際運(yùn)動(dòng)為b0。將下機(jī)構(gòu)的z向自由度的余下行程設(shè)置為0，則可將上下機(jī)構(gòu)的z向相對(duì)運(yùn)動(dòng)全部分配至上機(jī)構(gòu)而保證上下機(jī)構(gòu)的相對(duì)位置不變（圖3）。

圖3 上下機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分配原理Fig. 3 Principle diagram of the motion distribution between the upper and lower mechanisms

通過(guò)該種運(yùn)動(dòng)分配方法，實(shí)現(xiàn)了真實(shí)飛行器雙體各自6 個(gè)自由度、共12 個(gè)自由度的分離軌跡全模擬。

1.3 雙體高精度同步捕獲軌跡控制策略

對(duì)于高超聲速風(fēng)洞多體分離試驗(yàn)而言，由于風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間短（≤60 s），通常需要在50 s 左右完成雙體軌跡的模擬，因此要求在保證精度和準(zhǔn)度的前提下快速實(shí)現(xiàn)捕獲軌跡，并確保雙體分離高精度同步，從而實(shí)現(xiàn)雙體之間位姿關(guān)系的準(zhǔn)確模擬。為此，提出了基于位置控制和連續(xù)軌跡控制模式的兩種高精度同步捕獲軌跡控制策略，同步精度優(yōu)于4 ms。

圖4 給出了雙體同步捕獲軌跡位置控制策略：在初始位置時(shí)（此時(shí)上、下CTS 機(jī)構(gòu)均處于靜止?fàn)顟B(tài)），上、下機(jī)構(gòu)同時(shí)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，同時(shí)氣動(dòng)解算下一個(gè)軌跡點(diǎn)的位姿，并生成當(dāng)前點(diǎn)到下個(gè)軌跡點(diǎn)的軌跡，然后進(jìn)行上、下機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分配。按照運(yùn)動(dòng)分配結(jié)果重新規(guī)劃軌跡，上、下機(jī)構(gòu)分別驅(qū)動(dòng)各自裝載模型按各自規(guī)劃軌跡運(yùn)動(dòng)，到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)位后機(jī)構(gòu)停止運(yùn)動(dòng)（停留時(shí)間≥0.5 s）。確認(rèn)上、下機(jī)構(gòu)均已到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)、停止運(yùn)動(dòng)后，開(kāi)始新的一個(gè)軌跡周期的數(shù)據(jù)采集、氣動(dòng)解算、軌跡生成、運(yùn)動(dòng)分配、軌跡重新規(guī)劃、模型運(yùn)動(dòng)、到達(dá)下一個(gè)目標(biāo)點(diǎn)位。如此循環(huán)，直至試驗(yàn)結(jié)束，完成雙體同步分離兩條軌跡的捕獲。

圖5 給出了連續(xù)軌跡控制策略：與位置控制策略相同的是，在初始位置時(shí)上、下CTS 機(jī)構(gòu)均處于靜止?fàn)顟B(tài)，上、下機(jī)構(gòu)同時(shí)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集、氣動(dòng)解算、軌跡生成、運(yùn)動(dòng)分配、軌跡重新規(guī)劃、機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)模型運(yùn)動(dòng)；不同的是，到達(dá)下個(gè)軌跡點(diǎn)后機(jī)構(gòu)并不停止運(yùn)動(dòng)而是始終處于連續(xù)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。在運(yùn)動(dòng)到下個(gè)軌跡點(diǎn)之前的某一時(shí)刻即提前進(jìn)行數(shù)據(jù)采集、氣動(dòng)解算，并規(guī)劃下一段軌跡；在未達(dá)到目標(biāo)點(diǎn)時(shí)模型始終按照之前規(guī)劃的軌跡運(yùn)動(dòng)，當(dāng)運(yùn)動(dòng)到目標(biāo)點(diǎn)時(shí)，模型即按照規(guī)劃的新的一段軌跡運(yùn)動(dòng)。如此循環(huán)，直至試驗(yàn)結(jié)束，完成雙體同步分離兩條連續(xù)軌跡的捕獲。

圖5 連續(xù)軌跡控制時(shí)序Fig. 5 Time sequence of the continuous trajectory control

2 風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 試驗(yàn)條件與試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

高超聲速風(fēng)洞雙體同步捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)的驗(yàn)證試驗(yàn)在Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞中開(kāi)展。來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞為6、總壓p0為1890 kPa、動(dòng)壓q∞為30.17 kPa。表1給出具體風(fēng)洞運(yùn)行參數(shù)，其中p∞和T0分別為自由來(lái)流的靜壓和總溫。

表1 風(fēng)洞運(yùn)行參數(shù)Table 1 Operation parameters of the wind tunnel

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑門(mén)STO 兩級(jí)入軌標(biāo)模[30]的1∶100 幾何縮比模型[31]，模型兩級(jí)質(zhì)量特性參數(shù)如表2 所示。

表2 模型兩級(jí)質(zhì)量特性參數(shù)Table 2 Mass characteristic parameters of the models

模型一、二級(jí)以并聯(lián)形式組合，圖6 給出了置于風(fēng)洞中的兩級(jí)模型照片。一級(jí)模型通過(guò)常規(guī)直桿尾支撐正裝于下CTS 機(jī)構(gòu)上，二級(jí)模型通過(guò)彎桿尾支撐正裝于上CTS 機(jī)構(gòu)上。模型堵塞度[1]為3.26%，“模型 + 尾支撐”堵塞度為5.14%，“模型 + 尾支撐 +雙CTS 機(jī)構(gòu)”堵塞度為8.18%。風(fēng)洞試驗(yàn)表明，該堵塞度不會(huì)造成風(fēng)洞流場(chǎng)堵塞，滿(mǎn)足試驗(yàn)需求。

圖6 置于風(fēng)洞中的試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig. 6 Test models in the wind tunnel

試驗(yàn)時(shí)，兩級(jí)模型先以各自給定的姿態(tài)角和位置處于分離初始位保持不動(dòng)，風(fēng)洞流場(chǎng)建立后，再由兩級(jí)模型天平測(cè)量各自氣動(dòng)載荷；通過(guò)下位機(jī)計(jì)算兩級(jí)各自氣動(dòng)系數(shù)，并與外部輸入的兩級(jí)初始條件（如起始位置、角度和速度等）和有關(guān)參數(shù)（如兩級(jí)的姿態(tài)角、飛行高度、馬赫數(shù)及兩級(jí)各自的質(zhì)量、慣性矩、阻尼導(dǎo)數(shù)、推力和彈射力等）一起，通過(guò)軟件解算全尺寸兩級(jí)各自6 自由度剛體運(yùn)動(dòng)方程，獲得兩級(jí)在初始位置和姿態(tài)角下的加速度，并經(jīng)積分獲得一個(gè)小的時(shí)間間隔（ ?t）末兩級(jí)相對(duì)巡航級(jí)應(yīng)有的速度、位置和姿態(tài)角。本項(xiàng)試驗(yàn)中兩級(jí)初速度、推力、彈射力均設(shè)為0，且不考慮阻尼導(dǎo)數(shù)。有側(cè)滑角條件下，兩級(jí)均需進(jìn)行x、y、z、θ、ψ、φ6 個(gè)自由度的捕獲軌跡。由于一級(jí)模型所處下CTS 機(jī)構(gòu)不具備z向自由度，且y向自由度本身自重較大，運(yùn)動(dòng)不如上機(jī)構(gòu)靈活安全，在滿(mǎn)足上機(jī)構(gòu)y向自由度行程的條件下，優(yōu)先選擇以上機(jī)構(gòu)y向運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償下機(jī)構(gòu)y向運(yùn)動(dòng)。本項(xiàng)試驗(yàn)通過(guò)將下機(jī)構(gòu)的z向和y向運(yùn)動(dòng)的線(xiàn)位移分配給上CTS 機(jī)構(gòu)的z向和y向運(yùn)動(dòng)，以保證兩級(jí)相對(duì)運(yùn)動(dòng)位置關(guān)系不變，從而同步實(shí)現(xiàn)兩級(jí)各自六自由度捕獲軌跡。

2.2 典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

圖7 給出了雙CTS 試驗(yàn)過(guò)程中不同分離時(shí)刻的紋影照片，時(shí)間間隔Δt′ 為4s?？梢钥闯?，兩級(jí)分離過(guò)程中的干擾流動(dòng)依次表現(xiàn)為分離前的組合體流動(dòng)、分離啟動(dòng)階段的縫隙流、分離初期建立的小通道流、分離姿態(tài)建立的大通道流。組合體流動(dòng)（相對(duì)初始位模型法向間距與參考長(zhǎng)度之比Δy/l＜0.0035）如圖7（a）所示，主要是兩級(jí)主激波的干擾，二級(jí)置于一級(jí)之上，由于邊界層黏性和逆壓梯度的存在，二級(jí)頭部下表面和相應(yīng)一級(jí)上表面之間出現(xiàn)流動(dòng)分離，并在二級(jí)頭部前緣產(chǎn)生分離區(qū)，進(jìn)而產(chǎn)生分離激波?？p隙流（0.0035≤Δy/l≤0.0286）如圖7（b）所示，兩級(jí)之間的縫隙沒(méi)有明顯激波反射，但兩級(jí)之間邊界層干擾明顯。小通道流（0.0286＜Δy/l≤0.1429）如圖7（c～f）所示，當(dāng)法向間距進(jìn)一步增大，一級(jí)和二級(jí)頭部激波在兩級(jí)之間的通道內(nèi)來(lái)回反射形成明顯的激波串，這些反射激波在一級(jí)和二級(jí)表面又會(huì)引起流動(dòng)分離。大通道流（Δy/l＞0.1429）如圖7（g～i）所示，當(dāng)法向間距持續(xù)增大，一級(jí)和二級(jí)頭部激波在兩級(jí)通道內(nèi)不能形成激波串，但二級(jí)頭部激波仍然可以入射到一級(jí)上表面邊界層引起流動(dòng)分離。此外，由圖7 還可以看出帶側(cè)滑角后，隨著時(shí)間的推移，兩級(jí)各自6 個(gè)自由度、共12 個(gè)自由度均發(fā)生了變化，除了y向變化顯著外，受滾轉(zhuǎn)力矩影響兩級(jí)均發(fā)生了明顯的滾轉(zhuǎn)，且滾轉(zhuǎn)方向有所不同，一級(jí)產(chǎn)生了正滾，二級(jí)產(chǎn)生了負(fù)滾。

圖7 雙CTS 試驗(yàn)過(guò)程中不同分離時(shí)刻紋影照片（α = ?2°，β =2°，Δt′ = 4 s，連續(xù)軌跡控制模式）Fig. 7 Schlieren images at different separation time instances during the dual captive trajectory test (α = ?2°，β = 2°，Δt′ =4 s，under continuous trajectory control mode)

圖8 給出了真實(shí)分離時(shí)間t= 0.49 s 時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬流場(chǎng)的對(duì)比，兩者流動(dòng)特征基本一致。

圖8 風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬流場(chǎng)對(duì)比（α = ?2°，β = 2°，t = 0.49 s）Fig. 8 Comparison of flow fields between the windtunnel experiment and the numerical simulation(α = ?2°，β = 2°，t = 0.49 s)

2.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.3.1 試驗(yàn)精度分析

圖9 給出了一、二級(jí)初始攻角α= ?2°、側(cè)滑角β=2°時(shí)，各自法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)隨時(shí)間變化的三次重復(fù)性雙CTS 試驗(yàn)結(jié)果。圖10 以相對(duì)初始位全尺寸法向位移與參考長(zhǎng)度之比Y/L和俯仰角θ為例，給出了捕獲軌跡三次重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果，圖中符號(hào)下標(biāo)1 和下標(biāo)2 分別表示一級(jí)和二級(jí)參數(shù)。可以看出兩級(jí)氣動(dòng)力/力矩及分離軌跡均表現(xiàn)較好的重復(fù)性。

圖9 氣動(dòng)力/力矩系數(shù)重復(fù)性結(jié)果Fig. 9 Repeatability test results of the aerodynamic forces/moments coefficient

圖10 捕獲軌跡重復(fù)性結(jié)果Fig. 10 Repeatability test results of the captive trajectory

表3、表4 按學(xué)生氏分布（t分布）置信概率95%[10]給出了連續(xù)軌跡控制模式下的雙CTS 試驗(yàn)縱向氣動(dòng)力/力矩試驗(yàn)精度σCN/σCmz和縱向軌跡（x向、y向和俯仰方向θ）預(yù)測(cè)精度（σX、σY、σq）?？梢钥闯?，縱向氣動(dòng)力試驗(yàn)精度優(yōu)于4.8%、力矩優(yōu)于6.2%，縱向軌跡預(yù)測(cè)精度優(yōu)于8.7%。

表3 氣動(dòng)力/力矩試驗(yàn)精度Table 3 Aerodynamic force/moment prediction accuracy

表4 軌跡預(yù)測(cè)精度Table 4 Trajectory prediction accuracy

2.3.2 試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析

為了便于結(jié)合紋影流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行分離過(guò)程中兩級(jí)氣動(dòng)特性分析，圖11 給出了雙CTS 試驗(yàn)獲得的相對(duì)初始位全尺寸兩級(jí)法向間距與參考長(zhǎng)度之比ΔY/L隨真實(shí)分離時(shí)間t的變化曲線(xiàn)，表5 給出了不同分離時(shí)間t所對(duì)應(yīng)的不同流動(dòng)狀態(tài)。

表5 分離過(guò)程中流動(dòng)狀態(tài)Table 5 Flow states during the stage separation

圖11 全尺寸兩級(jí)法向間距隨分離時(shí)間變化(α = ?2°，β = 2°)Fig. 11 Time variation of the vertical spacing between the two stages in full scale (α = ?2°，β = 2°)

圖12 和圖13 給出了雙CTS 試驗(yàn)和計(jì)算獲得的分離過(guò)程中全尺寸兩級(jí)氣動(dòng)特性隨分離時(shí)間變化的結(jié)果對(duì)比，試驗(yàn)和計(jì)算均考慮了重力影響。

圖12 一級(jí)氣動(dòng)力/力矩系數(shù)隨分離時(shí)間變化（α = ?2°，β = 2°）Fig. 12 First stage force and moment variations with time(α = ?2°，β = 2°)

圖13 二級(jí)氣動(dòng)力/力矩系數(shù)隨分離時(shí)間變化（α = ?2°，β = 2°）Fig. 13 Second stage force and moment variations with time(α = ?2°，β = 2°)

從試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果結(jié)合試驗(yàn)紋影可以看出，1.1 s 的真實(shí)分離時(shí)間里，ΔY/L增加至2.27，兩級(jí)分離經(jīng)歷了組合體流動(dòng)、縫隙流動(dòng)、小通道流動(dòng)和大通道流動(dòng)。在初始組合體流動(dòng)狀態(tài)時(shí)（t＜0.12 s），隨著分離時(shí)間增加即分離距離的逐漸增大，一級(jí)法向力負(fù)向增大，低頭俯仰力矩有所減小，二級(jí)法向力正向增大，抬頭俯仰力矩明顯減小。在縫隙流階段（0.12 s≤t＜0.39 s），二級(jí)下表面和一級(jí)上表面的邊界層相互干擾嚴(yán)重，隨著級(jí)間距的拉開(kāi)，邊界層/邊界層干擾減弱，兩級(jí)各氣動(dòng)力系數(shù)按原有組合體流動(dòng)時(shí)的變化趨勢(shì)隨時(shí)間近線(xiàn)性變化。而到了小通道流階段（0.39 s≤t＜0.86 s），兩級(jí)級(jí)間區(qū)域因激波在物面上來(lái)回反射形成激波串，此時(shí)級(jí)間干擾尤為復(fù)雜，包括激波/激波干擾、激波/邊界層干擾等流動(dòng)現(xiàn)象，導(dǎo)致了兩級(jí)各氣動(dòng)力系數(shù)的非線(xiàn)性變化，尤其是俯仰力矩變化波動(dòng)顯著。隨著級(jí)間距進(jìn)一步拉大至大通道流時(shí)（t＞0.86 s），兩級(jí)之間干擾逐漸減弱，已無(wú)激波串形成，各氣動(dòng)力系數(shù)變化也趨于線(xiàn)性。

風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算獲得的兩級(jí)模型的氣動(dòng)特性隨分離時(shí)間的變化趨勢(shì)基本一致，但在量值上還有一定差異，尤其是初始分離階段。造成偏差的主要原因除試驗(yàn)存在支撐干擾影響外，氣動(dòng)載荷導(dǎo)致模型彈性變形所帶來(lái)的兩級(jí)模型之間的位置和姿態(tài)偏差也會(huì)使風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算狀態(tài)的初始符合度變差。

為分析法向間距對(duì)兩級(jí)氣動(dòng)特性的影響，圖14 給出了網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)中，相對(duì)初始位不同模型法向間距Δy時(shí)，一、二級(jí)俯仰力矩系數(shù)Cmz1和Cmz2的變化曲線(xiàn)。可以看出在分離初始階段，Δy的小量變化可以造成兩級(jí)俯仰力矩系數(shù)的顯著變化。如Δy僅由0 變到5 mm，Cmz1則由?0.00275 變到?0.00136，變化量達(dá)50.5%；而Cmz2則由0.0276 變到0.00966，變化量達(dá)65%。

圖14 兩級(jí)俯仰力矩系數(shù)隨模型法向間距變化（α = 0°，β = 0°）Fig. 14 Pitch moments of the two stages variations with the vertical spacing (α = 0°，β = 0°)

因此不難理解，任何初始擾動(dòng)造成的初始法向間距Δy小量變化都會(huì)造成俯仰力矩系數(shù)的較大偏差。這是造成試驗(yàn)和計(jì)算俯仰力矩結(jié)果初始差異顯著的主因之一，也為今后試驗(yàn)技術(shù)的改進(jìn)明確了方向。

圖15 和圖16 給出了試驗(yàn)和計(jì)算獲得的分離過(guò)程中相對(duì)初始位全尺寸兩級(jí)各自分離軌跡?？梢钥闯?，兩者的分離規(guī)律一致性較好，一級(jí)俯仰方向經(jīng)歷了先低頭再抬頭的過(guò)程，二級(jí)俯仰方向始終保持抬頭趨勢(shì)；整個(gè)分離過(guò)程中，二級(jí)相對(duì)一級(jí)X方向上向前、Y方向上向上，兩級(jí)滾轉(zhuǎn)角均發(fā)生較大變化，一級(jí)正滾16°，二級(jí)負(fù)滾4°。兩級(jí)在當(dāng)前初始攻角?2°、側(cè)滑角2°時(shí)，僅依靠氣動(dòng)力可以實(shí)現(xiàn)正常分離。

圖15 一級(jí)分離軌跡（α = ?2°，β = 2°）Fig. 15 Separation trajectory of the first stage (α = ?2°，β = 2°)

圖16 二級(jí)分離軌跡（α = ?2°，β = ?2°）Fig. 16 Separation trajectory of the second stage(α = ?2°，β = ?2°)

3 結(jié) 論

本文針對(duì)高超聲速飛行器多體分離地面模擬問(wèn)題、研發(fā)了高超聲速風(fēng)洞雙體同步捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)，建立了Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞雙體同步分離試驗(yàn)平臺(tái)。首次實(shí)現(xiàn)了適用于兩體均有較大位姿變化的高超聲速風(fēng)洞雙體同步分離共12 個(gè)自由度的捕獲軌跡，開(kāi)展了馬赫數(shù)6 的雙體同步分離捕獲軌跡技術(shù)驗(yàn)證試驗(yàn)，獲得了高超聲速兩級(jí)入軌并聯(lián)分離標(biāo)模級(jí)間分離典型狀態(tài)的一、二級(jí)干擾氣動(dòng)特性及分離軌跡。驗(yàn)證結(jié)果表明，建立的高超聲速風(fēng)洞雙體同步捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)較好地獲得了飛行器兩級(jí)氣動(dòng)特性及分離軌跡，縱向氣動(dòng)力試驗(yàn)精度優(yōu)于4.8%、力矩優(yōu)于6.2%，縱向捕獲軌跡預(yù)測(cè)精度優(yōu)于8.7%，可以滿(mǎn)足高超聲速飛行器兩級(jí)分離過(guò)程中均有較大位姿變化的分離模擬。試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比表明，兩者在規(guī)律上表現(xiàn)出較好的一致性，但在量值上仍有一定差異，尤其是俯仰力矩系數(shù)方面。從分析來(lái)看，分離初始階段，兩級(jí)俯仰力矩系數(shù)變化受法向間距Δ y 變化影響較大。

下一步將在本文研究基礎(chǔ)上，開(kāi)展高超聲速雙體捕獲軌跡過(guò)程中支撐干擾影響實(shí)時(shí)修正技術(shù)研究、高超聲速雙體捕獲軌跡風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)非定常效應(yīng)修正方法研究及有控雙體捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)研究等。

致謝：感謝中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院沈清、陳蘭、胡靜等在TSTO 標(biāo)模多體分離特性研究中的支持，感謝中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所龔小權(quán)、賈洪印、趙輝等在數(shù)值模擬工作中做出的貢獻(xiàn)。