0 引言

作为飞行器动态特性研究中的一种重要手段，国内外学者采用风洞自由飞试验技术开展了多类物理问题的研究，以往主要关注于飞行器静、动稳定导数的获取^[1-7]以及对大迎角状态下飞行器气动导数的非线性进行分析^[8-11]。随着试验技术水平的提高，以及适应多体分离试验的研究需要，风洞自由飞试验的应用已拓展到了多体分离的研究领域。

由于风洞自由飞试验技术能比较真实地模拟飞行器飞行运动状态，因此在风洞自由飞试验技术基础上开展的多体分离试验，能够实现多体分离过程中各分离体之间运动动力学的相似，同时可较为直观地通过观察窗直接观察到分离状态，因此成为多体分离问题研究中一种独特而又十分有效的手段。

美国CUBRC的研究人员开展了多体分离风洞自由飞试验，并对LENSⅡ风洞进行了修改，以适应开展多体分离风洞自由飞试验的需要^[12-13]。国内中科院力学所^[14]和中国空气动力研究与发展中心^[15]曾在20世纪80年代开展过该方面的研究。中国航天空气动力技术研究院也在同时期开展了该方面研究且一直坚持至今，在多体分离风洞自由飞试验技术的发展和应用方面开展了较多工作，积累了较多经验。

多体分离风洞自由飞试验技术的出现，既是多体分离问题研究发展的需要，也是风洞自由飞试验技术在研究领域上的拓展。本文将根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验，对这项特种风洞试验技术的原理及特点、相似准则、主要技术要点以及技术的分类和应用作介绍和总结概括，使相关领域研究人员增进对该项技术的了解，并将其加以推广。

1 试验技术原理及特点

多体分离风洞自由飞试验也即在风洞自由飞试验的基础上开展的多体分离试验，其原理是使预先将各分离体锁紧为一体的飞行器模型，在风洞流场中迎气流方向发射，使其自由飞行至观察窗处时，分离解锁装置触发解锁，从而使各分离体实现分离，同时通过高速摄像等记录设备对各分离体分离过程及分离前后飞行轨迹进行拍摄记录，实现对多体之间分离时的干扰特性及运动轨迹的研究。

整个试验过程可分为四个阶段，如图 1所示的以级间分离为例的多体分离风洞自由飞试验过程原理示意图。第Ⅰ阶段，模型作为一个整体由发射装置迎着风洞气流方向发射入流场；第Ⅱ阶段，模型自由飞入观察窗范围，高速摄影开始对其飞行轨迹进行拍摄记录，此时模型前后级仍未分离；第Ⅲ阶段，分离解锁机构解锁，模型前后级开始分离；第IV阶段，分离过程完成，模型前、后级各自飞出观察窗。

多体分离风洞自由飞试验技术既具备风洞自由飞试验技术的所有特点，又具有其独特的要求，难度也比后者要大。其严格模拟飞行器外型及各分离体运动参数，包括质心、质量、惯量以及解锁方式、分离力的大小、形式等，试验中各分离体均按与真实飞行具有相似性的运动规律，不受约束地“自由”飞行，能够充分反应多体分离过程的运动与气动耦合规律，是非常接近真实飞行气动特征的地面模拟试验方法。其对分离瞬间瞬态气动力的模拟只有风洞投放模型试验技术可以与其媲美，但其对飞行器自由飞行状态下多体分离过程中分离体相互之间的干扰特性模拟却是后者无法实现的。

难度较大是其不利的一面。由于风洞自由飞试验本身具有一定难度，而在其基础上再实现多体分离的研究，不但要实现模型各分离体的相似设计，还要使试验模型在风洞中自由飞行的状态下实现有效的分离解锁控制以及分离参数的准确模拟，以及高速摄像机对分离过程的同步拍摄控制等，这些都使得试验难度进一步提升。

2 相似准则

多体分离风洞自由飞试验不但需要满足通常风洞试验所要求的气动相似准则，而且作为风洞自由飞试验技术的一种特殊情况，又必须满足风洞自由飞试验对动力相似模拟的要求。同时，其相似准则还有一些较为特殊的要求，由于飞行器分离过程是一个连续的运动动力学过程，分离过程中作用在分离体上的气动力与分离体之间的距离、相对姿态、相对运动速度密切相关，因此试验过程中，任一时刻分离体之间相对位置、相对速度均需与飞行器分离过程相似，否则气动力可能相差极大，风洞试验与飞行分离结果将不一致。

因此多体分离过程除需满足上述气动相似准则以外，还需满足对分离力/相对分离速度的相似模拟。此外，试验中作自由飞行的所有分离体均需满足同样的动力学相似模拟准则，也即各分离体其几何、质量、转动惯量等也必须满足同样的相似准则，即

根据风洞自由飞试验的相似准则^[16]，以及，可得相对速度的相似准则为，根据此式以及实际飞行状态的相对分离速度即可得到多体分离风洞自由飞试验的相对分离速度。

3 试验模型

多体分离风洞自由飞试验模型的设计准则与普通风洞自由飞试验的设计准则一致，但要求所有分离体的质量、质心和转动惯量均需满足相同的相似关系。模型通常采用薄壳(通常为铝)加高密度内核结构的形式进行设计，但对于尺寸大小相差较为悬殊的分离体中较小的分离体，如子母弹抛撒试验中的子弹，可采用模型实体部分挖空并加配重的设计方法来进行设计。

4 试验装置

多体分离风洞自由飞试验的试验装置可分为两大项，分别为：风洞自由飞试验装置和分离解锁机构。其中，分离解锁机构是多体分离风洞自由飞试验所需的特殊试验装置。

4.1 风洞自由飞试验装置

由于多体分离风洞自由飞试验本身即是风洞自由飞试验的一种特殊形式，因此风洞自由飞试验的试验装置均是试验所需要的，如模型发射机构、记录设备、同步控制设备及光路系统等均是试验所需要的，且与普通风洞自由飞试验的要求相同。如通常采用高速摄像机来对分离体的分离过程和飞行轨迹进行记录，分离过程是瞬态动态过程，一般仅有几十毫秒；而为了对分离过程进行更为准确的观察和记录，采用双光路来进行拍摄更佳；采用同步控制仪来实现对模型发射系统和高速摄像机的同步启动控制等。由于这些装置在关于普通风洞自由飞试验技术的文献中已有较多介绍^[16]，本文不做赘述。

4.2 分离解锁机构

分离解锁机构的设计是多体分离风洞自由飞试验有效实现的最重要环节，也是试验中难度最大的一个环节。分离解锁机构应能够保证解锁前对各分离体的锁定可靠，解锁机构触发后能迅速实现解锁，并满足分离瞬间各分离体的相对速度、相对姿态等分离参数要求。为了保证高速摄像机能够捕捉到分离的整个过程，需保证模型部分或全部飞至风洞观察窗处时，分离解锁装置即实现解锁，过早或过迟解锁均会导致对分离过程的记录不全，因此分离解锁机构的设计还需考虑到对分离解锁时间的准确控制。分离解锁机构设计的合理性对多体分离风洞自由飞试验模拟真实分离过程的实现影响非常大，高质量的分离解锁机构设计是实现对分离过程高质量试验模拟的重要保证。

分离力或相对分离速度的模拟通常采用弹簧机构来实现，但由于试验模型通常较小，对弹簧参数的设计经常会存在一定的限制，在模型能够提供给弹簧的空间过小的情况下合理设计弹簧参数，使其既保证对分离力或相对分离速度的模拟，又能适应模型尺寸的要求通常是需要克服而又较为关键的难题。

5 试验技术分类

根据不同多体分离风洞自由飞试验的特点，结合曾开展过的多体分离风洞自由飞试验的实例，多体分离风洞自由飞试验技术可分为级间分离风洞自由飞试验、子母弹(或壳片)抛撒分离、以及复杂情况的多体分离风洞自由飞试验(如带发动机剩余推力的级间分离)等，下面给出各种多体分离风洞自由飞试验的具体详细介绍。

5.1 级间分离风洞自由飞试验

运载火箭、远程洲际弹道导弹等飞行器在爬升飞行段需要助推器(Ⅰ级)提供动力，当爬升飞行到一定高度时，Ⅰ级与Ⅱ级分离，也即级间分离。级间分离过程中流场较为复杂，包括外流以及前后两级或多级连接部分的相互干扰，涉及到激波干扰、分离流和旋涡等现象。Ⅰ级与Ⅱ级分离过程中，Ⅰ级处于Ⅱ级尾部流场中，Ⅱ级飞行来流与Ⅰ级之间也会形成复杂的瞬态分离气动力，这对Ⅱ级和Ⅰ级运动轨迹和分离特性产生较大影响。

级间分离风洞自由飞试验即是基于模拟飞行器的级间分离过程，在风洞中模拟自由飞行状态下的飞行器相邻子级之间的分离，以确定前后两级分离体在级间分离过程中所承受的气动特性与运动特性，为总体及控制系统级间分离方案设计与飞行控制系统提供依据。级间分离风洞自由飞试验的各分离体之间的体积和质量通常相差不大，且其分离方式通常为轴向分离。确保试验准确完成的主要工作在于分离解锁机构及分离状态参数的设计要合理可靠。

试验可通过高速摄影的拍摄记录直接观察在风洞中的模型分离是否能够安全完成。前后两级能够正常且不发生碰撞的分离是级间分离成功的标志^[17]，已开展的级间分离风洞自由飞试验经验表明：马赫数、动压(或飞行高度)、级间相对分离速度、分离时刻飞行器迎角等均对分离安全有影响。在针对具体的飞行器开展级间分离风洞自由飞试验时，上述因素均是在试验中需要考虑的因素，从而通过风洞自由飞试验得出该飞行器的安全分离边界。图 2所示为曾开展的级间分离风洞自由飞试验示例图像。图 3为与图 2对应的、由高速摄影的拍摄记录获得的级间分离风洞自由飞试验中模型前、后级飞行轨迹(质心位移)。

5.2 抛撒分离风洞自由飞试验

抛撒分离风洞自由飞试验是在风洞中模拟一个或多个体积和质量均相对较小的子弹(或壳片)从自由飞行状态下的母弹分离抛撒出去的分离试验。由于母弹和子弹均在风洞中作不受约束的自由飞行，因而试验能够较为真实的在风洞中模拟实际飞行状态下的子母弹分离过程及其相互影响和干扰。

抛撒分离在弹道武器中应用十分广泛, 如子母弹、反辐射弹等。抛撒分离首先要考虑的就是抛撒分离的安全性问题，也即子弹等被抛撒物不能与母弹弹体、尾舵等部件发生碰撞，另外抛撒分离完成后子弹等被抛撒物的动态飞行轨迹往往也是需要关注的问题，如子母弹抛撒问题中子弹群落点分布的形状、大小及其均匀程度, 直接影响子母弹毁伤目标的效果。

考虑到风洞及观察窗尺寸等因素，通常来说，子弹等被抛撒物与母弹的尺寸相比不能过大，通常为保证母弹在观察窗范围内自由飞行的过程中实现抛撒分离，母弹要比观察窗直径至少小一倍，因而如子弹与母弹相比尺寸过小，则可能会使子弹的尺寸过小而使得分离过程无法清晰观察到。

与级间分离试验不同的是，抛撒分离试验的分离方式通常为径向分离，只有个别情况下是轴向分离。与级间分离风洞自由飞试验相比，抛撒分离风洞自由飞试验的解锁机构通常要复杂一些，因为通常抛撒分离试验的子弹数量较多，且位于周向的不同的位置，有时甚至位于不同截面，因此分离解锁机构要能实现同时或分批解锁。分离解锁机构的不同是抛撒分离风洞自由飞试验与级间分离风洞自由飞试验的较大不同之处。

从已开展的抛撒分离风洞自由飞试验经验来看，影响抛撒分离的因素较多, 如子弹抛撒速度、抛撒角速度、穿越激波影响、分离时刻飞行器迎角、Ma数、动压(或飞行高度)等。而在有迎角情况下，迎风面和背风面，以及处于迎风面与背风面之间的抛撒分离情况也不同。此外，弹舱的形式对分离安全也存在影响。子母弹抛撒的分离方式如前向分离、侧向分离和后向分离等分离方式对分离安全的影响也不同。

上述因素均对抛撒分离的安全分离条件和分离散布规律存在影响，因而也均是具体的飞行器抛撒分离风洞自由飞试验中需要考虑的因素，通过开展抛撒分离风洞自由飞试验可以对上述因素的影响进行分析研究，并进而得出该飞行器抛撒分离的安全边界。分离后子弹的飞行轨迹可根据试验中高速摄影的拍摄记录来进行研究。图 4所示为曾开展的子母弹抛撒分离风洞自由飞试验示例图像。图 5所示为与图 4(a)对应的、由高速摄影的拍摄记录获得的子母弹抛撒分离风洞自由飞试验中母弹和四个子弹的飞行轨迹(质心位移)。

5.3 复杂情况的多体分离风洞自由飞试验

前面所述的两种多体分离风洞自由飞试验均只包含“自由飞行”和“多体分离”两项模拟要素。而有些飞行器的多体分离情况要更为复杂一些，仅考虑上述两种因素来开展试验将不能准确模拟实际飞行过程中的多体分离过程，因此试验需要在以上两个要素基础上再增加一些模拟要素才能满足模拟要求。

如有些飞行器级间分离时刻，Ⅰ级(如助推级)尚存在剩余发动机推力，在剩余推力持续工作的短暂时间内，对“自由飞行”的Ⅰ级助推器产生一个轴向附加速度，该附加的轴向速度与级间相对分离速度相比若不可忽略，则将对飞行器的级间分离特性产生影响，此种情况下所开展的多体分离风洞自由飞试验，就必须在自由飞行和多体分离两项要素之外再增加对助推级发动机剩余推力的模拟。模拟因素的增加带来的困难不仅是对发动机剩余推力的准确模拟，由于缩比后模型内空间有限，模拟因素的增加往往也会使得分离解锁机构能够作动作的空间减少，因此通常会大大增加试验的分离解锁机构设计难度。另外，空间的有限对于增加对发动机剩余推力的准确模拟也是一个难题。因此，增加模拟因素后的复杂多体分离风洞自由飞试验通常在分离解锁机构设计和对新的模拟因素的准确模拟上增加较多难度。

由于模拟因素增加，对新增的模拟因素也需考虑相似，如考虑助推级发动机剩余推力的级间分离试验，即需考虑对附加推力的相似模拟。可由附加推力对飞行器所做的功，采用能量的相似律得到试验模型上附加推力应作的功，从而实现对试验中附加推力大小的设计。

通过对复杂情况的多体分离进行模拟将可实现对多体分离过程更为准确的模拟，从而更加准确地确定分离体在分离过程中所承受的气动特性与运动特性。从技术上来讲，复杂情况多体分离风洞自由飞试验是多体分离风洞自由飞试验技术的进一步发展, 也是多体分离风洞自由飞试验技术的一个重要发展方向。

6 结论

作为在风洞自由飞试验技术基础上发展起来的一种更加复杂的试验技术，多体分离风洞自由飞试验技术具有能够比较真实地模拟飞行器自由飞行状态下的多体分离过程的优点，且其整个分离过程可通过高速摄影等试验图像记录设备直接进行观察，是多体分离问题研究中的一种独特而又十分有效的手段。

多体分离风洞自由飞试验技术从最初的仅单纯模拟自由飞行状态下的级间分离、抛撒分离，已发展到考虑其他因素模拟的复杂情况下的多体分离风洞自由飞试验，从而使其对多体分离过程的模拟更加准确，进而为总体及控制系统多体分离方案设计与飞行控制系统提供更加准确的依据。