秦永明，田晓虎，董金刚，张 江

( 中国航天空气动力技术研究院，北京 100074)

0 引 言

采用两级串联气动布局形式能够提高导弹的射程，但其级间分离过程流场较为复杂，包括外流、发动机喷流以及前后两级间连接部分的相互干扰，涉及到激波干扰、分离流与漩涡等现象，会对一级和二级的气动特性产生很大的影响，进而影响到分离姿态和两级的运行轨迹，所以研究串联布局级间分离特性是直接关系到飞行成败与否的关键问题。

冷分离模式是在上级发动机点火工作之前进行分离，而上级发动机点火工作后进行分离的模式称为热分离模式，热分离的分离力主要来自上级发动机喷流对下级的作用力，而冷分离模式的分离力主要是来自助推级的反向喷管或反推火箭，以及作用在助推级上的空气动力。相对于热分离模式，级间冷分离有级间结构不承受高温排气等优点，但冷分离失控时间长、分离干扰大，影响上级飞行初始稳定，严重时助推级可能会出现“回追”现象碰到二级段。为获得两级的合理布局形式并选择合适的分离控制参数，确保分离过程的安全性，对两级飞行器级间冷分离的气动特性和流动机理进行研究是十分必要的。

目前对于两级飞行器串联和非串联布局形式，国内外已进行过较多的研究，王志坚、周伟江、Zhao xuejun、Yunpeng Wang 等人研究了串联式布局飞行器级间分离问题［1-5］；罗金玲、Moelyadi M.A.等人研究了非串联式布局的级间分离问题［6-9］； 主要研究手段是风洞试验与数值模拟，获得了许多有价值的结论。

本文对串联布局某导弹级间冷分离、无喷流情况下的气动特性进行了风洞试验以及数值模拟研究，分析了不同马赫数下同轴两级布局气动特性随迎角和级间距离的变化规律，为串联布局飞行器级间分离方案设计和飞行控制系统的设计提供依据。

1 试验风洞与模型

1.1 试验风洞

试验是在中国航天空气动力技术研究院的FD-06 风洞中完成的，该风洞是一座半回流暂冲式亚、跨、超声速风洞( 见图1) 。试验段横截面尺寸为0.6m×0.6m，试验段长度为1.575m，试验马赫数范围为0.4 ～4.45。

1.2 试验模型与支撑系统

试验模型为某串联布局两级导弹模型。采用FD-06 风洞级间分离专用支撑系统对模型二级与一级进行双天平六分量测力。该装置由级间分离专用支架、副臂与轴向位移变角机构组成，二级采用腹撑方式通过天平连接于副臂上，一级采用尾撑方式通过天平连接于轴向位移变角机构上。不同级间距离和级间夹角通过轴向位移变角机构实现，可适应不同型号和试验状态的需要。试验模型与支撑系统示意见图2。

图1 FD-06 亚、跨、超声速风洞Fig.1 FD-06 Sub-Tran-Supersonic wind tunnel

图2 试验模型与支撑系统示意图Fig.2 Wind tunnel model and support system

2 试验结果与分析

试验模型级间采用冷分离、无喷流作用，实际飞行时使用一级的反向喷管或反推火箭，以及作用于一级上的气动力，确保飞行中成功分离。级间流场受马赫数、级间距离、级间夹角和迎角等参数影响，本文针对典型亚声速和超声速马赫数下级间夹角为零的情况，分析了两级气动特性随级间距离以及迎角的变化情况，级间距离使用无量纲距离L/D，其中L 为二级尾端到一级前端的距离，D 为弹身等直段直径。

2.1 二级气动力系数变化规律

图3 为马赫数Ma=0.75 与Ma=1.79 时不同级间距离下二级气动力系数随迎角α 的变化曲线。

在不同马赫数的整个迎角范围内，二级段除轴向力系数之外的其它气动力系数如法向力系数CN、对头部顶点的俯仰力矩系数MZ等纵向分量对级间距离的变化不敏感，且随迎角α 的变化曲线线性度较好；级间距离对二级纵向静稳定性影响不大。对于轴向力系数，在迎角为零、级间距离不同的情况下，由于气体粘性，外流能量通过剪切层传入级间区域，导致级间区域充满速度很低的环形涡，产生“后体效应”，影响了二级底部轴向力。对二级而言，除底部级间区域外，其它区域扰流基本不受一级影响。

图5 为简化的两级串联布局级间分离数值模拟结果，级间距离L/D =2.0，迎角α =0°，计算采用三维结构网格求解雷诺平均N-S 方程，空间离散格式为二阶迎风格式。从图中可以看出，Ma =1.79 时，Ma分布与外流剪切层基本在流向一致，Ma =0.75 时级间区域略有收缩，在不同马赫数下，级间区域都为低速高压区，使二级底部轴向力系数CAB始终为负，这也减小了二级的总轴向力系数CA，对两级实现气动分离有利。

图3 二级气动力系数变化曲线Fig.3 The second stage aerodynamic coefficients variations with angles of attack

随级间距离增大，二级总阻增大，说明后体效应随之减小，该效应在试验所涉及的级间距离范围内((L/D)max=2.0)始终存在。超声速Ma=1.79 时，在图4 的试验纹影和图5 的CFD 计算结果中均未发现一级前端出现脱体激波来隔绝两级，也就是说零迎角时两级间亚声速通道始终存在，一级影响前传至二级。

迎角不为零时，Ma=0.75，级间距离对二级轴向力的影响与迎角为零时类似，后体效应仍随级间距离增大而减小，在大迎角下L/D ＜0.1 时，较强的后体效应甚至使CA出现负值； 而Ma =1.79 二级轴向力系数随级间距离的变化规律在较大迎角下却异于亚声速；从图6 纹影照片中可以看出：随迎角增大，一级前端有部分会置于超声速自由来流中，偏离二级尾流区，并产生弓形激波；波后静压增大产生高压区，并沿亚声速涡流区前传，使二级底阻减小，进而总阻减小。随级间距离的增大，虽然一级更易处于超声速来流中，但高压前传距离也在增大，这两个因素对二级总轴向力系数影响相反，所以超声速二级轴向力受级间距离的影响规律不同于亚声速。

图4 零迎角时模型纹影照片( Ma=1.79)Fig.4 Schlieren photos when angle of attack is zero( Ma=1.79)

图5 级间流场Ma 分布与流线图Fig.5 Mach numbers distribution and streamline between stages

图6 迎角较大时模型纹影照片( Ma=1.79，L/D=2.0)Fig.6 Schlieren photos at large angle of attack ( Ma=1.79，L/D=2.0)

2.2 一级气动力系数变化规律

图7 为Ma =0.75 与Ma =1.79、不同级间距离下一级气动力系数随迎角的变化曲线。

由图可见，Ma=0.75 时，小迎角下，法向力系数CN线性程度较好，对级间距离不敏感；而前部轴向力系数CAF随级间距离增大而明显增大，这主要是因为亚跨声速时，受二级影响，一级前端面来流速度要低于自由来流速度，导致轴向力小于自由来流情况，而级间距离对一级前端面的来流速度影响较大，随级间距离增大，一级前端面来流速度增大，从而直接影响到CAF。随迎角增大，当级间距离较小时，CN、MZ没有明显的变化，随级间分离距离的进一步增大，由于一级前端部分离开二级尾流区，一级CN、CAF也随之迅速增大，同时也影响到纵向静稳定性曲线的斜率。

超声速Ma=1.79 时，小迎角下，CN、MZ和CAF对级间距离都不敏感，在试验的级间距离范围内，一级始终处于二级尾流影响下，且级间流态比较稳定。大迎角下，由于一级前端有部分伸出二级尾流影响区，CN、MZ、CAF和亚跨声速变化规律相似，尤其是一级前端部分产生弓形激波，导致CAF增长迅速。

图7 一级气动力系数变化曲线Fig. 7 The first stage aerodynamic coefficients variations with angles of attack

3 结 论

本文通过风洞试验方法，研究了不同马赫数下同轴串联布局级间冷分离时，两级气动特性随级间距离以及迎角的变化情况。结果表明：在试验的级间距离范围内( L/D≤2) ，不同马赫数下两级轴向力系数会随级间距离和迎角的不同发生变化，二级底阻为负，出现“后体效应”，有利于两级实现级间分离； 二级法向力系数基本不受级间距离影响，而一级法向力系数在大迎角下与级间距离有关。试验结果可为相似布局级间分离方案设计提供依据。

［1］ 王志坚，伍贻兆，林敬周. 火箭级间分离喷流干扰数值模拟与风洞试验研究［J］. 空气动力学学报，2010，28(2) ： 149-154.

［2］ 周伟江，白 鹏，马汉东. 弹体级间分离流场特性的数值模拟研究［J］. 计算物理，2000，17(5) ： 532-536.

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