激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

doi:10.7527/S1000-6893.2022.28126

流体力学与飞行力学

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激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

王粤¹^,², 汪运鹏¹^,²(), 姜宗林¹^,²

^1.中国科学院力学研究所空天飞行高温气动全国重点实验室（筹），北京 100190
^2.中国科学院大学工程科学学院，北京 100049

收稿日期:2022-10-18 修回日期:2022-10-25 接受日期:2022-11-30 出版日期:2023-09-15 发布日期:2022-12-06
通讯作者: 汪运鹏 E-mail:wangyunpeng@imech.ac.cn
基金资助:
国家自然科学基金(11672357)

Test technology of longitudinal stage separation for two-stage-to-orbit vehicle in shock tunnel

Yue WANG¹^,², Yunpeng WANG¹^,²(), Zonglin JIANG¹^,²

^1.State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics，Institute of Mechanics，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China
^2.School of Engineering Science，University of Chinese Academy of Sciences，Beijing 100049，China

Received:2022-10-18 Revised:2022-10-25 Accepted:2022-11-30 Online:2023-09-15 Published:2022-12-06
Contact: Yunpeng WANG E-mail:wangyunpeng@imech.ac.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(11672357)

摘要/Abstract

摘要：

高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题，基于分离过程中高速流动的复杂性，对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性，特别是激波风洞分离试验。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点，更准确评估高超声速分离气动力/热特性，但是其有效试验时间短（ms量级），进行主动式动态级间分离试验极其困难。提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统（HPELS），使得模型在短试验时间内完成主动分离测试，详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹及气动力参数的高性能评估，发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获及气动力参数测量技术。两级入轨（TSTO）飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题，设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案，在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性，同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。初步对比结果显示，试验结果与数值计算结果具有良好的一致性。

关键词: 两级入轨, 多体分离, 高超声速, 级间分离, 轨迹捕获, 激波风洞

Abstract:

The multi-body separation problem in hypersonic flow is a key technical issue in the research and development of aerospace multibody vehicles. Due to the complexity of high-speed flow during separation， the wind tunnel test study is extremely challenging， particularly the shock tunnel separation test. The test flow of the shock tunnel has the characteristics of high flow speed and high enthalpy， which can simulate the flow characteristics with gas effect at high temperature and duplicate the reliable aerodynamic and thermal characteristics of hypersonic multibody separation. However， its effective test time is short in order of milliseconds； therefore it is difficult to conduct dynamic tests of separation. In this study， a High-speed Pneumatic Ejection to Launch vehicle model System （HPELS） applied to the shock tunnel is proposed， which enables the model to actively complete the separation within the short test time. The precise time calibration and timing control methods of HPELS delay time and separation time are introduced in detail. For the high-performance evaluation of the separation trajectory and aerodynamic parameters during separation， a non-contact separation motion trajectory capture and aerodynamic parameter measurement technology based on schlieren images is developed. The safety stage separation of Two Stages to Orbit （TSTO） vehicle is a typical high-speed separation problem. In view of the longitudinal separation scheme and parallel-staged TSTO vehicle proposed by the author， the effectiveness of the application of the high-speed dynamic multi-body separation test technology is verified in the JF-12 duplicated flight conditions shock tunnel. Meanwhile， the principle of the parallel-staged TSTO safety longitudinal stage separation scheme is verified in the shock tunnel for the first time. Comparison of the experimental results with the numerical results shows good agreement.

Key words: two stages to orbit (TSTO), multi-body separation, hypersonic, stage separation, trajectory capture, shock tunnel

中图分类号:

V411.7

王粤, 汪运鹏, 姜宗林. 激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术[J]. 航空学报, 2023, 44(17): 128126-128126.

Yue WANG, Yunpeng WANG, Zonglin JIANG. Test technology of longitudinal stage separation for two-stage-to-orbit vehicle in shock tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(17): 128126-128126.

图/表 20

图 1

图 2

图 3

图 4

图 5

表 1

图 6

图 7

图 8

图 9

表 2

图 10

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

表 3

JF-12复现风洞与常规高超声速风洞进行多体分离试验特点以及优势互补分析

分类

JF-12复现风洞

常规高超声速风洞

特点

1. 大功率反向爆轰驱动技术激波风洞，复现高超声速飞行条件：飞行马赫数5~9，飞行高度25~50 km

2. 试验气流总温高

3. 激波风洞有效试验时间短（百毫秒量级）

4. 喷管出口直径2.5 m，试验段直径3.5 m，试验段尺寸大

5. 航天飞行器气动力/热、气动布局、级间分离特性、喷流控制，以及吸气式发动机特性试验研究

1. 分为连续式和间歇式两种，且以吹-吸式较为多见，试验来流马赫数5~10

2. 试验气流总温较低

3. 有效试验时间长（可达分钟量级）

4. 容易集成多项多体分离试验技术，比如网格测力、CTS

5. 航天飞行器气动力/热、气动布局、级间分离特性、喷流控制，以及吸气式发动机特性试验研究

优势

1. 在模拟参数相似性方面优于常规高超声速风洞，复现气流总温和总压，产生纯净试验气体，实现从“模拟”到“复现”飞行条件的跨越，更加有利于多体分离试验

2. 试验气流总温高，能够模拟更高马赫数范围的试验气流焓值，包含多体分离过程中复杂气动干扰中的高温真实气体效应

3. 大试验段尺度，有利于进行大尺寸/全尺寸飞行器部件（多体）分离试验

1. 有效试验时间长：可以在一次吹风试验车次中，进行网格测力试验获得飞行器多个相对位置下的气动力/热数据与流场图像；或者采用CTS系统获得多体分离过程中的实时轨迹、气动力解算信息

2. 采用CTS系统进行分离试验，可以对模型进行反复使用，无模型损坏成本问题，且不需要像投放分离试验要求动力相似

3. 在较长的有效试验时间范围内，完成操作比较复杂的自由飞多体动态分离试验较为容易，且适用于重模型进行投放/弹射分离试验

互补

1．JF-12复现风洞有效试验时间尽管长达130 ms，但是开展主动式多体动态分离试验难度很大，多体分离特征可以与在常规高超风洞开展的长试验时间的试验结果进行对比互补

2．JF-12复现风洞，冲击大，多种振动信号与气动信号耦合，惯性振动信号与试验时间同量级。尤其是在多体动态分离过程中，测得非定常气动力信号可以与在常规高超风洞中CTS测得的气动力进行对比，助力攻关激波风洞非定常气动力测量与处理技术难题

3．JF-12复现风洞试验气流总温高，可以揭示高超声速多体分离过程中的高温真实气体效应，试验结果与常规高超风洞试验结果对比，可以获得真实气体效应对多体分离气动载荷的具体影响，有利于揭示关键技术设计缺陷，提出改进依据和数据，规避飞行试验事故

4．常规高超风洞CTS多体分离试验本质上属于准定常静态试验，无法复现复杂气动干扰与多体运动耦合效应，并且试验存在模型支撑干扰影响。JF-12复现风洞动态分离试验与CTS分离试验对比，可以体现多体运动耦合效应的影响，并对模型支撑干扰影响进行校正

5．常规高超风洞有效试验时间长，可以进行轻/重模型的多体自由飞分离试验；而激波风洞有效试验时间短，在进行多体自由飞分离试验时，一般要求模型质量较轻，轻/重模型在两种风洞中的分离结果可以进行融合对比

表 3

参考文献 35

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

序号	难点与挑战	应对策略
1	短试验时间（ms量级）内完成主动式纵向分离	应用于激波风洞的飞行器模型高速气动发射系统
2	轨道级气动力反问题	轨道级模型标识点图像识别轨迹捕捉
3	轨道级模型损坏成本	轨道级模型落点预测和防护

车次	T_d/ms	T_s/ms	T_f/ms
平均值	76	79	177
1	80	77	176
2	72	80	177
3	78	80	176
4	67	79	178
5	83	80	178

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激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

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