高速风洞模型自由飞试验技术

蒋增辉, 宋 威, 鲁 伟

(中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074)

高速风洞模型自由飞试验技术

蒋增辉*, 宋 威, 鲁 伟

(中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074)

风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍，对风洞模型自由飞试验技术的共性特点，及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是：没有支撑干扰，能够实现模型在风洞中的自由飞行；能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟；试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点：其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究，多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题，而由于试验技术的差异，使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。

风洞模型自由飞试验；多体分离风洞自由飞试验；高速风洞投放模型试验；动稳定性；多体分离

0 引 言

风洞模型自由飞试验技术是20世纪50～60年代发展起来的一种动态试验技术，其特点是没有任何支撑干扰，能够比较真实地模拟飞行器的实际飞行状态。目前，主要存在两种形式的风洞模型自由飞试验，一种为低速风洞带动力自由飞试验，用于评估飞行器的飞行品质以及飞控系统设计和测试；另一种为高速风洞模型自由飞试验，其试验原理是在保证风洞试验与飞行状态的动力学相似情况下，真实地再现飞行器连续运动中在非定常气动力作用下的动态特性，进而通过气动参数辨识获得飞行器的气动导数，这使得高速风洞模型自由飞试验成为了飞行器动态特性研究中的一种重要手段[1]。

国内外学者采用高速风洞模型自由飞试验技术开展了多类物理问题的研究，如飞行器静/动稳定导数的获取，以及大迎角状态下飞行器气动导数的非线性分析。随着试验技术水平的提高和适应多体分离问题研究的需要，高速风洞模型自由飞试验的应用还拓展到了多体分离问题的研究领域，并作为一种有效的非定常风洞试验研究手段，在多体分离问题研究中得到了较多的应用。

本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状作分类介绍，对技术的共性特点、不同的子技术之间的差异以及各自所适用的应用领域进行总结。由于本文所讨论的风洞模型自由飞试验即指高速风洞模型自由飞试验，因此文中均以“风洞模型自由飞试验”来指代“高速风洞模型自由飞试验”。

1 试验技术分类及发展现状

从试验技术的特点来看，风洞模型自由飞试验可以划分为用于研究飞行器动稳定性研究的普通风洞模型自由飞试验，在风洞模型自由飞试验基础上开展的多体分离试验(下文称为多体分离风洞自由飞试验)，以及同样是针对多体分离问题研究的高速风洞投放模型试验。由于投放物模型在分离解锁后也处于不受约束的自由飞行状态，且无论从模型设计方法和要求[2]，还是具体试验装置以及试验方法上看，高速风洞投放模型试验与风洞模型自由飞试验，尤其是多体分离风洞自由飞试验都具有极大的相似性，因此其也可以被视为是风洞模型自由飞试验的一种[3]。

1.1普通风洞模型自由飞试验

普通风洞模型自由飞试验的原理是：模型在风洞气流作用下自由飞行时，使用高速摄像机记录自由飞行图像，通过图像判读获取模型运动轨迹、姿态角及角速度的时间历程，采用参数拟合或参数辨识数据处理方法，得到模型气动力和气动导数。

模型投放方式主要有发射式与悬挂式两种，两种方法各有利弊，发射式可获得较多的试验周期，而悬挂式有利于较好的控制模型的初始姿态。

早在1954年，国外就已出现成功运用风洞模型自由飞试验技术的报告[4]。20世纪60年代，美国已经开展了较多的风洞模型自由飞试验，到了70年代已逐步发展成熟，诸多研究机构如AEDC、JPL、BRL等分别在各种类型的风洞中开展了一系列的风洞模型自由飞试验研究[5-13]，其中Notre Dame大学的学者Nicolaides、Ingram、Eikenberry等做了较多研究[14-17]。其他一些国家如加拿大[18]、德国[19]、日本[20-21]、南非[22]、英国[23]、法国[24]、俄罗斯等国也陆续开展了风洞模型自由飞试验研究。从文献来看，国外研究机构采用的多为发射式模型投放，悬挂式使用较少。图1和图2所示为美国学者Jaffe开展的10°和60°锥风洞模型自由飞试验结果[9]。

国内主要是中国航天空气动力技术研究院和中科院力学所在该方面开展了较多研究工作，两家单位都是从20世纪70年代开始开展风洞模型自由飞试验技术研究。其中，中国航天空气动力技术研究院一直是采用发射式模型投放方式[25-26]，而力学所马家驩等采用的是悬挂式[27]，许可法等采用的是发射式[28]，在中断了若干年之后，力学所近年又重新开展了该方面的研究[29]。中国空气动力研究与发展中心近年来也已开展了风洞模型自由飞试验技术研究[30]。图3所示为中国航天空气动力技术研究院开展的旋转钝锥模型双平面拍摄风洞自由飞试验图像[25]。

1.2多体分离风洞自由飞试验

多体分离风洞自由飞试验技术是飞行器模型在风洞中作自由飞行的过程中实现多体分离，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，从而实现对多体之间分离时的分离安全性、干扰特性及运动轨迹进行研究的风洞特种试验技术。

由于风洞模型自由飞试验技术具有能比较真实的模拟飞行器飞行运动状态的特点，因此在风洞模型自由飞试验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，是非常接近真实飞行气动特征的地面模拟试验方法,能够实现较好地模拟真实飞行器的多体分离过程。同时可较为直观地通过观察窗直接观察到分离状态，因此其在多体分离问题研究方面具有较为独特的优势。

喷气推进实验室的Laumann[31]和美国布法罗研究中心CUBRC的Holden等[3]均开展了多体分离风洞自由飞试验，且主要是级间分离试验研究，如图4所示。

国内中科院力学所[32]和中国空气动力研究与发展中心[33]曾在20世纪80年代开展过针对抛壳分离和级间分离问题的风洞模型自由飞试验。中国航天空气动力技术研究院也在同时期开始开展涵盖子母弹抛撒分离、壳体与母弹分离以及级间冷、热分离模拟等多种形式的多体分离风洞自由飞试验，具体研究范例可见文献[34]。

1.3高速风洞投放模型试验

高速风洞投放模型试验是在风洞中令一个或多个投放物从处于固定支撑状态的母弹或母机(为叙述方便，下文全部以母弹指代母弹和母机)上投放分离，同时用高速摄影机记录和观察投放物与母弹分离后自由飞行的轨迹，以实现对高速飞行器多体分离时的分离安全性、干扰特性及运动轨迹进行研究。

作为研究多体分离问题的另一种有效手段，高速风洞投放模型试验除母弹固定支撑以外，与多体分离风洞自由飞试验技术较为相似，由于投放物在分离解锁后也处于不受约束的自由飞行状态，通常也被视为风洞模型自由飞试验的一种。根据其有无助投力，可分为自由投放(无助投力)和弹射投放(有助投力)两种。

高速风洞投放模型试验在多体分离问题的研究中得到了较多的应用。文献表明国外学者开展的高速风洞投放模型试验多为针对飞机外挂物投放和内埋武器的投放试验[35-40]。20世纪50年代，Langley即已开展了内埋导弹的高速风洞投放模型试验[35]，如图5所示。此外AEDC[41]、空军理工大学(U.S. Air Force Institute of Technology)[40]等都曾开展过内埋导弹高速风洞投放模型试验。其他国家如德国[42]、俄罗斯[43]等国也早已开展该试验技术研究，目前该试验技术在国外已较为成熟。此外，美国布法罗研究中心CUBRC的Holden等还开展了头罩分离的高速风洞投放试验研究[3]，如图6所示。

国内开展的风洞投放模型试验多为低速风洞试验[44-46]，高速风洞投放模型试验仅有较少的几家单位开展过[47-48]。中国航天空气动力技术研究院在这方面开展的研究工作较多，在较多型号研制中得到了成功应用，研究领域也涵盖了上述飞机外挂物投放、内埋武器投放、子母弹抛撒、重块抛撒，以及头罩分离、导弹壳片分离等目前高速风洞投放模型试验能够应用的几乎所有领域，具体研究范例可见文献[49]。

2 三种试验技术的共性特点

2.1模型在风洞中自由飞行

没有任何支撑干扰，能够比较真实地模拟飞行器的实际飞行状态是风洞模型自由飞试验的优点，其中，普通风洞模型自由飞试验和多体分离风洞自由飞试验中试验模型完全不受支撑作用而自由飞行，而高速风洞投放模型试验虽然母弹固持，但投放物是没有支撑的自由飞行状态，且试验主要研究的是投放物的运动轨迹，因此三类风洞模型自由飞试验均具有此共同特点，这也是风洞模型自由飞试验区别于其他风洞试验的主要特点。由此也使得三类试验在试验技术、试验设备、相似准则、数据读取等方面均较为相似。

2.2试验的不确定度问题

没有支撑在带来上述自由度释放等优点的同时，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，从而使得风洞模型自由飞试验缺失了普通风洞试验所具有的能够精确地控制试验条件的优点。因此风洞模型自由飞试验在获得了与飞行状态较为相似优点的同时，也继承了其试验结果不确定度较普通风洞试验大的缺点，从而使得试验的重复性较普通风洞试验要差。这也是三类风洞模型自由飞试验所共同具有的缺点。

普通风洞模型自由飞试验和多体分离风洞自由飞试验在投放模型时的发射初扰动(如发射初速度的波动、模型离开投放机构时的姿态波动等)，以及高速风洞投放模型试验在弹射模型时每一次试验的弹射初扰动，均会对每次试验中试验模型自由飞行的姿态产生影响，进而使得每次试验结果也会有所不同。同时，由于自由飞试验是耗损性试验，每次试验需使用不同的模型，不同试验模型(投放物模型)的加工误差、安装误差等都造成了试验重复性较普通风洞试验要差。

上述重复性的波动及其影响因素也是飞行试验的特点。但相比飞行试验，风洞模型自由飞试验也继承了风洞试验的部分优点，如能精确地控制试验条件，如气流的速度、压力、温度等，试验在室内进行，受气候条件和时间的影响小；试验比较安全，而且成本低、效率高等，其比飞行试验的不确定度要小。

因此，风洞模型自由飞试验不确定度介于普通风洞试验与飞行试验之间，兼具了风洞试验和飞行试验二者的特点，其优点和缺点也正好介于风洞试验和飞行试验二者中间。

2.3对分离瞬间瞬态气动力的模拟

由于都是着眼于多体分离问题的研究，因此多体分离风洞自由飞试验技术与高速风洞投放模型试验技术在研究目的和应用领域上较为相似。且由于二者的模型自由飞特点，都能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟，这也是这两种试验技术在多体分离问题研究中所具备的独特特点。

3 三种试验技术的差异和适用领域

没有支撑干扰，模型在风洞中自由飞行是三种试验技术的共同特点，但由于研究目的和具体研究方法的差异，使得三种试验技术又各有特点，具体技术上也有所不同。

3.1普通风洞模型自由飞试验与多体分离风洞自由飞试验技术的差异

普通风洞模型自由飞试验与多体分离风洞自由飞试验技术具有较大的相似性，但由于研究目的的不同，二者不但应用领域不同，也使得多体分离风洞自由飞试验技术与普通风洞模型自由飞试验技术相比，多了分离解锁这一动作，相应增加了分离解锁机构，且需保证分离体获得试验所要求的分离初线速度和初角速度，因而增加了试验机构设计的难度。同时，在相似准则方面，也增加了分离体分离初线速度和初角速度的相似换算问题。就根本上来说，多体分离风洞自由飞试验即是在风洞模型自由飞试验的基础上开展的多体分离试验。

由于多体分离风洞自由飞试验需要在风洞中实现模型自由飞的基础上，进一步实现多体之间以一定的分离初速度、初角速度分离，因此试验难度较普通风洞模型自由飞试验明显提高。

3.2多体分离风洞自由飞试验技术与高速风洞投放模型试验技术的差异

多体分离风洞自由飞试验技术与高速风洞投放模型试验技术虽在应用领域和试验技术上较为相似，但由于两种试验技术存在母弹自由飞行与固支的差别，使得在具体技术方法及特点上也存在一些较为明显的不同。

首先，由于母弹与分离投放物均处于自由飞行状态，因此多体分离风洞自由飞试验能够较好地反映母弹与投放物在分离过程中的互相干扰。而高速风洞投放模型试验由于母弹固支，多体分离过程中分离体相互之间的干扰特性模拟是无法实现的，分离过程中母弹对投放物的影响能够得以反映，但投放物对母弹姿态的影响无法模拟。因此多体分离风洞自由飞试验比高速风洞投放模型试验更加接近实际飞行和分离状态。

但高速风洞投放模型试验也具有一些多体分离风洞自由飞试验所不具备的优点：

第一，高速风洞投放模型试验可以实现在给定的母弹迎角、侧滑角以及旋转速度等参数下实现分离，并可进而实现在分离瞬间母弹姿态的定量改变；而多体分离风洞自由飞试验由于母弹也处于自由飞行状态下，其分离时刻的姿态较难控制，实际上，通常分离时刻母弹的姿态都与实际要求的姿态有一定偏差；

第二，在母弹固定的情况下，模型尺寸缩比可取的较大，因而可实现更小尺寸投放物的抛撒分离试验；而多体分离风洞自由飞试验由于要考虑母弹在风洞中的自由飞行，其尺寸不可能取得过大，因此若缩比比例较大，可能会造成本就与母弹尺寸相差较大的投放物模型缩比后尺寸过小，试验中难以清晰观察出其分离过程、轨迹以及姿态，甚至可能小到难以实现相似模拟；

第三，多体分离风洞自由飞试验需保证母弹自由飞行至观察窗区域时实现投放物的分离，而高速风洞投放模型试验则仅需考虑投放物的抛射，不必考虑母弹的自由飞行，相当于少了一个试验环节，因此试验难度要小很多；同时，高速风洞投放模型试验的不确定度也比多体分离风洞自由飞试验要小，也即试验重复性要好一些；

第四，试验方法的不同造成试验机构也有不同，多体分离风洞自由飞试验只能采用弹簧机构来模拟分离力的作用，而高速风洞投放模型试验技术则可根据具体情况的不同，选择气缸或者弹簧两种方式来模拟分离力；

第五，高速风洞投放模型试验技术由于母弹不作自由飞行，可以重复使用，因此试验成本较多体分离风洞自由飞试验要低(多体分离风洞自由飞试验每次试验要损耗一个母弹)。

3.3普通风洞模型自由飞试验技术与高速风洞投放模型试验技术的差异

这两项技术在试验方法上有一定相似性，都是将模型自由投放至风洞流场，但后者对投放的初线速度和角速度等参数的要求较为严格，这是二者的一个重要不同；另外就是二者的研究目的不同，前者着眼于动稳定性问题的研究，而后者着眼于多体分离问题的研究，因而导致试验方法和数据处理方法也不同。

3.4三种试验技术特点综合比较

从技术复杂度来说，普通风洞模型自由飞试验是三种风洞模型自由飞试验技术中最简单、也是最基础的一种；其次是高速风洞投放模型试验，其需要考虑对模型投放的初始参数进行模拟；难度最大的是多体分离风洞自由飞试验，它不但要首先实现母弹的自由飞行，还要实现投放物模型从母弹上投放的初始参数模拟。

多体分离风洞自由飞试验技术是联系普通风洞模型自由飞试验和高速风洞投放模型试验的纽带，也可以视为是两项试验技术的结合。它与另两项试验技术均具有较大的相似性，因此也兼具了另两项试验技术的特点。可以说多体分离风洞自由飞试验技术是普通风洞模型自由飞试验技术和高速风洞投放模型试验技术间的过渡技术。

3.5三种试验技术的应用领域

由于研究目的的不同，普通风洞模型自由飞试验与另两项试验技术的应用领域完全不同，普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究，而多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题。

多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验虽均应用于飞行器多体分离问题的研究，但由于3.2节所述的两种试验技术的差异，使得两种试验技术在多体分离问题研究的应用上又具有不同的领域。

多体分离自由飞试验适用于多体之间质量或体积相差较小的，互相之间干扰较为强烈的情况；高速风洞投放模型试验适用于分离体与母弹之间质量或体积相差较大的情况，也即分离过程中投放物对母弹的飞行姿态影响较小，因而采用母弹固持的方式进行试验也能够较为真实的反映实际飞行器多体分离的情况。

对于某些多体分离问题，虽然分离体之间质量或体积相差不大，但由于母弹在自由飞行的过程中飞行姿态难以稳定，使得多体之间的分离难以实现，多体分离风洞自由飞试验也因此难以进行，此时仍需采用高速风洞投放模型试验技术，但此种情况下分离过程中分离体对母弹的飞行姿态影响没有得到较好的模拟，这是需要注意的。

因此，对于各种具体多体分离问题的研究，通常来说，级间分离问题应当采用多体分离风洞自由飞试验来进行，高速风洞投放模型试验技术不适用；子母弹或导弹壳片抛撒问题则既可采用多体分离风洞自由飞试验，也可采用高速风洞投放模型试验，可根据具体情况来选择，若子弹/壳片与母弹质量或体积相差较小，则可选择多体分离风洞自由飞试验，而如果对分离瞬间母弹的姿态有明确要求，则应选用高速风洞投放模型试验为宜；其他多体分离问题，如头罩分离、飞机外挂物投放、内埋武器投放等，均采用高速风洞投放模型试验较为适宜。

总体来说，高速风洞投放模型试验对多体分离问题可研究的领域范围要大于多体分离风洞自由飞试验。

4 结论和展望

风洞模型自由飞试验虽属风洞试验范畴，但就其特点来说应是介于空气动力学三大研究手段中普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术，其同时兼具了普通风洞试验和飞行试验二者的特点，也同时具有普通风洞试验和飞行试验所不具备的优点，因此其在飞行器研制及空气动力学研究中具有独特的优点。

其细分出的三种试验技术，普通风洞模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验，各有特点，研究领域涉及飞行器动稳定性问题和各种多体分离问题，因此风洞模型自由飞试验技术又具有研究领域广泛的特点。

随着当前飞行器研制对动稳定性问题和各种多体分离问题研究水平的要求不断提高，采用风洞模型自由飞试验技术来开展相关研究的需求逐渐增加，风洞模型自由飞试验技术的作用也日益凸显，同时对风洞模型自由飞试验技术水平的要求也不断提高。加强和推进风洞模型自由飞试验技术的研究，将对推动新一代飞行器的研制和新概念技术的研究提供重要保障。

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High-speedwindtunnelfree-flighttesttechnique

JIANG Zenghui*, SONG Wei, LU Wei

(ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China)

Wind tunnel model free-flight test is a special wind tunnel test technique between ordinary wind tunnel test and flight test. In this paper, the development of high-speed wind tunnel model free-flight test technology is introduced. Firstly，the development of high-speed wind tunnel model free flight test technology is introduced.Secondly, the common characteristics of wind tunnel model free flight test technology and its three sub-technology —— general model free-flight test, multi-bodies separation wind tunnel free-flight test and high speed wind tunnel drop-model test —— the difference between the three sub-technologies and their respective application fields are summarized. The common characteristics are support interference-free aerodynamic data and the model free flighting, so that the transient aerodynamic force can be measured at the moment of separation. The repeatability of the test is a common disadvantage compared with the general wind tunnel test. For the three sub-techniques, each has its own characterisitc, and has specific technology and application field from others. The research fields of the three sub-techniques cover the dynamic stability and all kinds of multi-bodies separation of aircrafts. The general wind tunnel free-flight test is applied for the research of aircraft dynamic stability, and the other two sub-techniques are applied in the research of all kinds of multi-bodies separation. While the different multi-bodies separation problems are covered, by the multi-bodies separation wind tunnel free-flight test and high speed wind tunnel drop-model test technique, because of the difference between the specific technology of the two sub-techniques.

wind tunnel free-flight test; multi-bodies separation wind tunnel free-flight test; high-speed wind tunnel drop-model test; dynamic stability; multi-bodies separation

V211.7;V212.1

A

10.7638/kqdlxxb-2016.0101

0258-1825(2017)05-0680-07

2016-07-22;

2016-12-28

蒋增辉*(1980-),男，博士，高级工程师， 主要从事非定常空气动力学. E-mail: jzhhit@163.com

蒋增辉, 宋威, 鲁伟. 高速风洞模型自由飞试验技术[J]. 空气动力学学报, 2017, 35(5): 680-686, 692.

10.7638/kqdlxxb-2016.0101 JIANG Z H, SONG W, LU W. High-speed wind tunnel free-flight test technique[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 680-686, 692.