0 引言

分离系统是现代飞行器设计的一个重要分系统，而分离碰撞已成为国外大量飞行试验失利的主要诱因之一。作为飞行器设计的一个重要问题，多体分离问题的研究已越来越得到重视。美国在一体化高超声速(IH)计划中非常重视多体分离问题，把该问题列为IH项目助推技术领域关键物理挑战问题之一^[1]。

多体分离问题的地面研究手段有数值模拟和试验。在试验手段中，CTS试验属于准定常手段，网格测力试验属于定常手段，而多体分离风洞自由飞试验和风洞投放模型试验属于非定常手段。对于多体分离风洞自由飞试验和风洞投放模型试验这两项非定常试验技术，作者曾在文献[2]和文献[3]中分别作过专题介绍，对其技术原理、特点以及各自的应用领域做了一些介绍，并在文献[4]中作了一些简单比较。但上述论文以及关于这两种非定常多体分离风洞试验技术的文献^[5-17]均缺乏对于两种非定常试验技术在一些重要问题诸如相似准则特点、应用领域等方面的共性特点和差异的系统总结和对比，尤其是多体分离风洞自由飞试验，尚未见到有文献对其相似准则的特点进行分析。

本文将在已有文献基础上，进一步总结和分析非定常多体分离风洞试验技术在相似准则、应用领域等方面的共性特点和差异，以使对这两种试验技术的研究进一步完善，增进相关领域的研究人员对两项非定常多体分离风洞试验技术的了解。

1 非定常多体分离风洞试验技术特点

与其他研究手段相比，非定常多体分离风洞试验技术优点是具有分离体模型自由飞的特点，能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟，进而满足分离过程非定常和非线性的要求。这是非定常研究手段最重要的一个优点，因为非定常和非线性是多体分离问题的两大特点，对准确模拟分离过程中模型的姿态变化和分离运动轨迹有较大影响。因此非定常研究手段可以更准确地模拟分离过程模型的姿态变化和分离运动轨迹，这是其相对于定常与准定常研究手段的独特优点。另外，分离状态可通过风洞观察窗直接进行观察，也是该试验技术在多体分离问题研究中所具备的一大优点。

但其也存在一定的不足之处，例如由于非定常试验手段部分或全部放开了支撑的作用，使得其在获得自由度释放带来的优点的同时，也丧失了支撑本身所能起到的对试验模型稳定姿态的作用^[4]，从而使得试验结果的重复性较其他研究手段要差；同时，由于非定常研究手段是耗损性试验，每次试验需使用不同的模型，不同试验模型的加工误差、安装误差等都造成了试验重复性较定常和准定常研究手段要差，同时也使得其试验成本要明显高于定常和准定常手段。

另外，非定常试验手段其优点主要在于宏观量的获取，如运动轨迹和姿态等位移量的预测较为准确，而对确定位置处的气动力等微观量的获取精度不如定常或准定常手段。

非定常试验手段难度较大，就试验难度来说，其排序可以表示为：非定常试验>准定常试验>定常试验。

非定常多体分离风洞试验技术主要包括多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术两种。其不同在于多体分离风洞自由飞试验中所有分离体模型均处于自由飞行状态，而风洞投放模型试验中母弹(或母机)固持，投放物模型处于自由飞行状态，因此两种试验技术由于自由度全部或部分释放的不同而带来了试验技术特点的一些差异。

2 相似准则问题方面的特点和差异

非定常多体分离风洞试验技术对相似准则有着较为严格和苛刻的要求。两种试验技术均要求动力相似，而在实际的风洞缩比模型试验中，恰恰是动力相似这个要求很难完全实现，从而使得试验对真实飞行过程中的分离问题模拟效果受到一定影响。

2.1 风洞投放模型试验的相似准则问题

风洞投放模型试验存在轻、重模型法两种方法，对于两种方法的优缺点，一些文献[3, 18-22]都曾经做了一定的介绍，现对上述文献中相关内容总结为表 1，并对两种方法的特点进行分析。

如表 1中所述，重模型法模拟的垂直方向位移准确，这对投放模型试验来说也是最重要的模拟量，但另一个较为重要的模拟量也就是角位移，其模拟是不准确的。由于其模型密度较大，往往也令模型设计难以实现。此外，重模型法由于质量较大，不太适用于有初始弹射速度或角速度的投放试验，因为较大的模型质量所需要的弹射力也比较大，有可能会造成模型的损伤破坏，因此多用于无初始弹射的自由投放。

轻模型法的特点是较为简单实用，但由于其存在垂直方向加速度不足的问题，因此其垂直方向的位移轨迹与实物有偏差(这个问题对于投放试验较为重要)，其余轨迹及角运动模拟都是准确的。

对于无初始弹射速度的自由投放来说，其分离是靠投放物模型的重力来实现的，而轻模型法重力加速度的不足使得投放物模型从分离初始其垂直分离轨迹即受到明显影响，因此试验结果与实际投放分离过程会存在较大差距；而有初始弹射速度的投放分离中，由于有初始分离速度的贡献，因而垂直加速度不足的问题对分离过程的影响相对较小。因而轻模型法更适用于有初始弹射速度的投放试验。

总体来说，对于风洞投放模型试验来说，由于其关注点主要在垂直方向的分离问题上，所以重模型法如能实现，是更好的选择。

2.2 多体分离风洞自由飞试验的相似准则问题

如前所述，已有文献对风洞投放模型试验的相似准则问题介绍较多，而对多体分离风洞自由飞试验技术的相似准则问题的分析讨论则没有见到。

由于两种非定常多体分离风洞试验技术均是基于动力相似，因此表 1中总结的轻、重模型法的大多数优缺点对于多体分离风洞自由飞试验依然是成立的，只是由于存在母弹有无支撑的不同，使得轻、重模型法在两种试验技术中的影响还是有所区别。

轻模型法在多体分离风洞自由飞试验中有个特点尤其值得注意，就是由于多体分离风洞自由飞试验中所有分离体均处于自由飞行状态，因此所有分离体均与风洞投放模型试验中的被投放物一样，垂直方向上均存在加速度不足的问题。由文献[18]可知，轻模型法中垂直加速度g与要求保证重力与气动力之比相似所要求的垂直加速度g′的差值

$ \Delta g=g^{\prime}-g=\left(k_{l} \cdot T_{m} / T_{s}-1\right) $

(1)

式中，k_l为模型缩尺比，T_m和T_s分别为风洞和飞行状态下的温度。由式(1)可知，由于各分离体模型均是按照同样的相似准则设计，且与Δg相关的量k_l、T_m和T_s对各分离体模型来说均是一致的，因此所有分离体模型的垂直加速度与要求动力相似所要求的垂直加速度的差值均是相同的，也即Δg₁=Δg₂=…=Δg_i(i=1, 2…，n)，进而使得由其所引起的所有分离体垂直方向位移的不足也是相同的，如图 1所示。

这就意味着，采用轻模型法开展的多体分离风洞自由飞试验，所有分离体在分离过程中其垂直方向的相对位移是与实物保持相似的，仅仅是所有分离体的绝对位移与实物不相似，因此其分离过程中的分离体之间不存在相对位移的偏差。这是与风洞投放模型试验的轻模型法情况显著不同的一点。

由于轻模型法本身已经具备了实用性强、角位移和除垂直方向的线位移外其他方向线位移均与实物保持相似等优点，因此在具备了所有分离体在分离过程中垂直方向的“相对位移”与实物保持相似的特点后，多体分离风洞自由飞试验在动力相似问题上几乎可以说已较为“完美”。其唯一的缺陷(也即所有分离体绝对位移均与相似要求相差一个同样大小的数值Δl)，对于研究的主要目的也即多体分离安全性及分离轨迹几乎没有影响，且较易修正。

重模型法由于模型质量较大，因此多体分离风洞自由飞试验可能难以采用发射方式将试验模型发射进流场的观察窗区域，故只能采用无初始发射速度的悬挂式试验；同时，要在风洞试验中实现分离体之间的相对分离速度也较困难，所以其更适用于无相对分离速度的多体分离问题；此外，由于重模型法在除垂直方向以外的线位移均存在偏差，因此在非垂直方向，各分离体之间也存在相对位移与实物保持相似，而绝对位移存在偏差的现象。

其他重模型法的缺点，如角位移存在偏差等问题，多体分离风洞自由飞试验也均存在。

多体分离风洞自由飞试验重、轻模型法的特点及与风洞投放模型试验的对比可总结于表 2。表中，凡是与风洞投放模型试验特点不同的均标示出来，而没有注释的表明特点相同或相似。

综合以上分析，与风洞投放模型试验相反，对于多体分离风洞自由飞试验来说，采用轻模型法是更好的选择。

3 两种非定常风洞试验技术在各种多体分离问题的适用性

关于两种非定常风洞试验技术在各种多体分离问题的适用性问题，作者曾在文献[4]中做过一些简单阐述，本文将在此基础上对此问题作详细分析，对两种试验技术的多体分离问题适用性总结如表 3所示。下面对不同的多体分离问题适用性分别进行论述。

3.1 级间分离

对于级间分离来说，无论是串联形式还是并联形式，多体分离风洞自由飞试验都能够较好的充分反映两体之间的干扰和分离过程。而风洞投放模型试验由于需要将其中一级固支，因此在级间分离问题的研究中存在两大问题：

1) 无论是串联形式还是并联形式，由于通常级间分离的两级质量和体积相差不大，因此若其中一级固支，则将无法反映两级在分离过程中的互相干扰，因而分离运动过程有偏差；

2) 对于串联级间分离来说，若其中一级固支，则其垂直方向的位移受到约束，而另一级处于自由飞行状态，其垂直方向的运动完全受气动力和重力合力的影响，从而使得两级在垂直方向上会发生与实际飞行状态不一致的相对位移，且随时间增长，相对位移会越来越大(气动力与重力恰好相等这种极端情况除外)；而对于并联级间分离来说，采用风洞投放模型试验则与飞机外挂物或者内埋武器投放分离类似，试验结果受一级固支的影响相对较小。

综上所述，无论串联还是并联级间分离，多体分离风洞自由飞试验技术都是适用的，而风洞投放模型试验技术则对串联型的级间分离通常不适用，并联型的级间分离则可以考虑采用风洞投放模型试验技术作为对多体分离风洞自由飞试验技术的补充。

图 2所示为美国布法罗研究中心CUBRC^[23]采用多体分离风洞自由飞试验技术开展的级间分离试验研究图像。

3.2 子母弹抛撒分离和导弹蒙皮、壳片抛撒分离

子母弹抛撒分离的问题，两种试验方法均适用，但根据具体的情况，两种试验方法的选取也有所不同。

例如，若子弹/壳片/蒙皮与母弹质量或体积相差较小，此时子弹/壳片/蒙皮与母弹之间的相互干扰较为明显，因此宜选择多体分离风洞自由飞试验，以充分反映分离过程中分离体之间的相互干扰；此时若选用风洞投放模型试验，试验结果会产生一定的误差。

若对分离瞬间母弹的姿态要求比较严格，则应选用高速风洞投放模型试验为宜。因为多体分离风洞自由飞试验由于母弹也处于自由飞行状态，因此试验中很难较为精确的将其控制在指定的姿态下进行分离试验，从而会使得对分离姿态要求较为严格的分离问题试验效果受到影响。

3.3 重块抛撒分离、整流罩分离

与风洞投放模型试验相比，多体分离风洞自由飞试验需要更大的缩比比例。对于重块抛撒而言，由于通常重块与母弹无论质量还是体积都相差较大，若采用多体分离风洞自由飞试验，则可能会造成重块模型缩比后尺寸过小，试验中难以清晰观察出其分离过程和轨迹，甚至可能小到难以实现相似设计^[4]；而风洞投放模型试验由于母弹固定，模型缩比后尺寸可取的较大，较易实现重块抛撒这类与母弹体积相差较大的抛撒投放试验研究。

与重块抛撒分离问题类似，整流罩分离问题若采用多体分离风洞自由飞试验通常也将会面临整流罩模型尺寸过小的问题，因此通常也是采用风洞投放模型试验。

3.4 飞机外挂物投放分离、内埋武器投放分离

由于在自由飞行状态下，很难将飞机类外形的飞行器稳定在一定的姿态下对导弹武器等投放物进行投放，因而较难采用多体分离风洞自由飞试验来开展试验研究。而且通常来说，飞机的质量和体积都比其外挂或者内埋的导弹武器质量和体积要大很多，使得投放物对载机的影响会比较小，基本可以忽略，因此两类试验通常通常都是采用风洞投放模型试验技术来开展研究。

但在某些特殊情况下，也可能会存在投放物跟载机质量和体积比相差不大(也即大质量比投放)的情况，此时投放物模型在分离过程中对母机有明显影响，分离过程中二者会产生明显的相互干扰，进而对二者的分离轨迹和姿态均产生影响。若采用风洞投放模型试验来开展研究，则由于试验中母机模型固持，使得试验中获得投放物模型投放分离运动实际上没有完全反映投放物与母机之间的互相干扰，因而与实际飞行中的投放物分离运动情况会有一定偏差。此时，也可考虑采用多体分离风洞自由飞试验来进行研究以避免此影响，但是需保持分离时刻处于自由飞行状态下的载机姿态满足要求，因此试验也存在一定难度。

图 3为作者所在团队采用风洞投放模型试验技术开展的类F-22模型内埋导弹风洞投放试验图像(轻模型法)，图 4为试验获得的导弹模型线位移和角位移-时间曲线。

4 总结与展望

本文对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术，多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术，其技术特点、相似准则及应用领域等方面的共性特点和差异作了较为系统的总结和对比。对于风洞投放模型试验技术中轻、重模型法的不足之处，尤其是应用广泛的轻模型法所固有的垂直加速度不足的问题，尽管国内外学者提出了较多的补偿方法，但在实际应用依然存在较多问题，尚需进一步的研究以获得更满意的补偿效果；而多体分离风洞自由飞试验，如文中所述，没有见到有文献讨论其相似准则问题，本文给出了其相似准则特点的分析，并将其轻、重模型法的特点作了总结对比。该试验技术的一个较大优点就是其轻模型法的垂直加速度不足问题可以较为容易的弥补，因此可以在飞行器多体分离问题研究中获得较为准确的模型分离轨迹及分离安全性结论。

多体分离风洞自由飞试验技术与风洞投放模型试验技术，既有相似之处，也有所不同。作为两种有效的飞行器多体分离问题非定常风洞试验研究手段，二者各有优缺点，在不同的多体分离问题上也各有所长，可互为补充。

由于技术的进步，使得在分离体模型内部内置测量装置，以对在风洞中作自由飞行的分离体模型动态分离过程中的气动力特性测量成为可能，这将为传统的非定常多体分离风洞试验中，通过高速摄像拍摄记录的模型轨迹及姿态进行气动参数辨识而获得气动特性方式提供有力补充，且有望获得比气动参数辨识精度更高的气动力特性数据，从而弥补以往的非定常多体分离风洞试验获得气动力数据辨识精度的问题。因此分离体模型内置测量装置的试验技术，将是未来非定常多体分离风洞试验技术发展的重要方向。

随着两种非定常多体分离风洞试验技术的不断完善与提升，可望今后为型号设计部门提供更加准确的分离安全性评估，进而为型号研制的成功完成提供更好的保障。