蔣增輝，宋威，陳農(nóng)，賈區(qū)耀

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

高超聲速風(fēng)洞子母彈大迎角拋殼投放試驗(yàn)

蔣增輝*，宋威，陳農(nóng)，賈區(qū)耀

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

在高超聲速風(fēng)洞中開(kāi)展了投放模型試驗(yàn)，對(duì)在高超聲速(Ma=5)及母彈處于大迎角(25°)狀態(tài)下，子母彈殼片拋射過(guò)程的分離特性進(jìn)行了研究，觀察到了殼片從母彈的分離過(guò)程，對(duì)處于母彈迎風(fēng)面殼片和處于母彈背風(fēng)面殼片的運(yùn)動(dòng)軌跡，以及x向、y向位移和總位移隨時(shí)間的變化規(guī)律進(jìn)行了分析和對(duì)比。研究發(fā)現(xiàn)，迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)軌跡截然不同，但殼片的運(yùn)動(dòng)軌跡發(fā)展根據(jù)其運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)均可分為2個(gè)階段。迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片x方向的位移運(yùn)動(dòng)均可明顯地分為位移緩慢變化和位移迅速增大2個(gè)階段，而y向位移均無(wú)明顯的階段變化，但迎風(fēng)面殼片y向運(yùn)動(dòng)速度總體上大于背風(fēng)面殼片。迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片的總位移曲線也可明顯地分為總位移較緩慢變化(總速度較為恒定)和迅速變化2個(gè)階段。

多體分離;風(fēng)洞投放模型試驗(yàn);子母彈拋殼;大迎角;高超聲速

0 引言

子母彈用于對(duì)付集群目標(biāo)，作為大縱深、大面積的壓制兵器，具有彈藥數(shù)量多、火力猛、能實(shí)現(xiàn)有效阻擊的特點(diǎn)，已廣泛地配置于炮彈、航彈、火箭彈和導(dǎo)彈上，其種類繁多，用途廣泛，倍受世界各國(guó)的重視［1］。子母彈的拋撒包括開(kāi)艙和拋撒2個(gè)多體分離過(guò)程，首先要使母彈殼體開(kāi)裂，使殼體與母彈分離，然后再將彈艙內(nèi)的子彈拋撒出去，由于2次分離間隔時(shí)間非常短，因此在總體設(shè)計(jì)過(guò)程中，不但要避免拋撒出的殼體與母彈碰撞，還要避免其與子彈碰撞［2］，以免影響到子彈預(yù)定散布密度和合理范圍的實(shí)現(xiàn)。殼片具有質(zhì)量輕、面積大的特點(diǎn)，且與母彈間存在嚴(yán)重干擾，因此對(duì)殼片拋射過(guò)程的分離特性進(jìn)行研究，預(yù)測(cè)殼片分離過(guò)程的氣動(dòng)力和運(yùn)動(dòng)軌跡，將為設(shè)計(jì)殼片安全分離參數(shù)提供重要參考。

對(duì)于子母彈拋殼氣動(dòng)特性問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者通過(guò)計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)（CFD）［3－9］和風(fēng)洞試驗(yàn)［6，10－11］已作了一些在零迎角或小迎角狀態(tài)下的研究，大迎角下的子母彈拋殼氣動(dòng)特性問(wèn)題研究尚未見(jiàn)到。由于殼片這樣的薄殼類物體難以開(kāi)展常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)和CTS試驗(yàn)等風(fēng)洞試驗(yàn)手段，因此試驗(yàn)研究方面以往只有通過(guò)風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)來(lái)進(jìn)行［6，10－11］。但對(duì)于母彈處于大迎角下的拋殼試驗(yàn)而言，由于母彈自由飛行在觀察窗區(qū)域時(shí)間較短，且其繞流流場(chǎng)處于動(dòng)態(tài)變化的狀態(tài)中，因此風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)較難以實(shí)現(xiàn)使母彈穩(wěn)定地保持在確定的大迎角狀態(tài)下進(jìn)行拋殼，以及難以準(zhǔn)確地研究母彈繞流流場(chǎng)（如激波）及母彈迎風(fēng)面、背風(fēng)面等對(duì)殼片拋撒分離的影響。國(guó)內(nèi)學(xué)者針對(duì)旋轉(zhuǎn)子母彈后拋撒問(wèn)題發(fā)展出的風(fēng)洞模擬試驗(yàn)技術(shù)［12］以及在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)開(kāi)展的子母彈開(kāi)艙拋撒和子彈拋射模擬試驗(yàn)［13］很好地實(shí)現(xiàn)了對(duì)特定子母彈拋撒問(wèn)題的研究，但也都不適用于子母彈殼片拋射過(guò)程分離特性的研究。

與風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)較為相似的風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)由于試驗(yàn)中可使母彈在處于固定支撐的狀態(tài)下實(shí)現(xiàn)對(duì)子彈或殼體的拋撒投放，可以較好地實(shí)現(xiàn)保持在確定的大迎角狀態(tài)下進(jìn)行拋殼，以及對(duì)殼片拋射過(guò)程的觀察。因此風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)具有拓展到子母彈拋撒試驗(yàn)領(lǐng)域，并具備較好地實(shí)現(xiàn)大迎角下子母彈殼片拋射過(guò)程的分離特性研究的潛力。

在高速風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)方面，國(guó)內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)都開(kāi)展了較多研究工作［14－25］，但從文獻(xiàn)來(lái)看，尚未見(jiàn)到有采用風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)對(duì)子母彈拋殼問(wèn)題研究的文獻(xiàn)發(fā)表。美國(guó)學(xué)者曾采用該技術(shù)對(duì)頭罩分離問(wèn)題開(kāi)展過(guò)研究［26－27］，以及在“水洞”中對(duì)獵戶座乘員探測(cè)器（（CEV）的前段艙蓋（The Forward Bay Cover（FBC））分離問(wèn)題開(kāi)展的“水洞”中無(wú)助投力的自由投放試驗(yàn)［28－29］。但無(wú)論是頭罩分離還是“水洞”中的自由投放試驗(yàn)均與子母彈殼片拋撒試驗(yàn)屬不同的范疇，在分離機(jī)構(gòu)和試驗(yàn)方法上也有一定差別。

本文即是針對(duì)大迎角下的子母彈拋殼問(wèn)題，嘗試采用風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)，對(duì)高超聲速（Ma＝5）及母彈處于大迎角（25°）狀態(tài)下，子母彈殼片拋射過(guò)程的分離特性進(jìn)行研究，以實(shí)現(xiàn)對(duì)大迎角下母彈繞流流場(chǎng)對(duì)殼片拋撒分離的影響以及迎風(fēng)面與背風(fēng)面的殼片分離特點(diǎn)的研究。

1 試驗(yàn)方法和試驗(yàn)方案

試驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD－07風(fēng)洞進(jìn)行。FD－07風(fēng)洞是暫沖、吹引式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，以空氣為工作介質(zhì)，噴管出口直徑為0．5m。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ湍笍棽捎梦仓涡问焦潭ò惭b在風(fēng)洞支撐系統(tǒng)上，通過(guò)控制風(fēng)洞支撐系統(tǒng)的姿態(tài)可準(zhǔn)確給定或者改變母彈的迎角。殼片的投放分離通過(guò)安裝在母彈與殼片間的彈簧機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，也即試驗(yàn)前先將殼片壓緊彈簧并鎖緊在母彈模型上，待分離解鎖機(jī)構(gòu)作出解鎖動(dòng)作后，獲得釋放的鎖緊力將殼片以一定的初始彈射速度彈出，從而實(shí)現(xiàn)與母彈的投放分離。

使用數(shù)字式高速攝影機(jī)通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)段側(cè)壁上的觀察窗對(duì)拋殼試驗(yàn)過(guò)程進(jìn)行拍攝、記錄和觀察，拍攝速率為3000幅／s。通過(guò)HT型多通道延時(shí)儀來(lái)實(shí)現(xiàn)高速攝像機(jī)和分離解鎖機(jī)構(gòu)的同步啟動(dòng)，可精確到毫秒，從而實(shí)現(xiàn)高速攝像機(jī)對(duì)殼片拋撒分離過(guò)程的同步拍攝。

圖1所示為彈體模型示意圖，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎煤?jiǎn)單的錐柱組合體，試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭睆?0mm，彈艙處的殼片周向平均分為8塊，每塊寬9mm，厚度0．4mm，設(shè)計(jì)分離速度為13m／s，殼片材料為鋁，每塊殼片質(zhì)量為0．11g，殼片模型示意圖如圖2所示。

圖1 母彈模型示意圖Fig．1 Cargo projectile model figuration

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2．1 試驗(yàn)結(jié)果圖像

圖3所示為殼片分離前彈體模型處于高超聲速（Ma＝5）風(fēng)洞流場(chǎng)中的狀態(tài)圖像，采用模型低頭25°迎角來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)?？梢钥吹?，由于母彈固定支撐在風(fēng)洞中，可以清晰地觀察到包裹在彈體上的頭激波形狀，包裹在彈體迎風(fēng)面上的頭激波較窄，緊貼在彈體迎風(fēng)面上；而背風(fēng)面的激波區(qū)域較大，其邊界已處于觀察窗的下邊緣。

殼片拋撒投放分離試驗(yàn)共進(jìn)行了2次，圖4所示為由高速攝像機(jī)通過(guò)風(fēng)洞觀察窗所拍攝到的殼片從彈體上投放分離過(guò)程的典型狀態(tài)圖片序列。根據(jù)試驗(yàn)拍攝記錄的圖像，可以觀察到殼片的分離過(guò)程可分為以下4個(gè)過(guò)程：（1）分離前（見(jiàn)圖4（a）），（2）穿越激波的過(guò)程（見(jiàn)圖4（b）和（c）），（3）穿越激波后（見(jiàn)圖4（d）和（e）），（4）遠(yuǎn)離母彈（見(jiàn)圖4（f）、（g）和（h））。

2次試驗(yàn)記錄圖像均表明，迎風(fēng)面（也即彈體上表面）的殼片均沖出了激波區(qū)域，且沒(méi)有發(fā)生回碰彈體的現(xiàn)象；背風(fēng)面由于激波區(qū)域較大，殼片始終處于激波區(qū)域內(nèi)，也沒(méi)有出現(xiàn)回碰彈體的現(xiàn)象。因此，在試驗(yàn)給定的分離速度下，迎風(fēng)面和背風(fēng)面的殼片均能快速遠(yuǎn)離艙體。處于迎風(fēng)面和背風(fēng)面之間區(qū)域的殼片由于攝像機(jī)拍攝角度的限制，雖然無(wú)法觀察到其穿越激波的準(zhǔn)確結(jié)果，但考慮到其為彈體迎風(fēng)面和背風(fēng)面的過(guò)渡狀態(tài)，因此可以推斷出該區(qū)域的殼片是可以快速遠(yuǎn)離艙體的，而從試驗(yàn)?zāi)軌蛴^察到的范圍來(lái)看，也沒(méi)有出現(xiàn)殼片與母彈回碰的情況。

圖4 殼片分離試驗(yàn)典型狀態(tài)圖片序列Fig．4 Typical sequence of cover separation state in wind tunnel

2．2 殼片分離過(guò)程中運(yùn)動(dòng)軌跡分析

圖5所示為2組試驗(yàn)中，分別為位于彈體上（迎風(fēng)面）、下（背風(fēng)面）2個(gè)表面上的殼片在風(fēng)洞觀察窗范圍內(nèi)的運(yùn)動(dòng)軌跡?？梢钥吹?，2組投放試驗(yàn)中殼片的運(yùn)動(dòng)軌跡總體規(guī)律較為相似，這表明試驗(yàn)具有較好的重復(fù)性。由圖5可以看到，2組試驗(yàn)均表明迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)軌跡截然不同，但殼片的運(yùn)動(dòng)軌跡發(fā)展根據(jù)其運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)均可分為2個(gè)階段（圖5中表示為I、II 2個(gè)階段）。由于初始投放分離力作用方向垂直于母彈橫截面，而母彈處于低頭25°迎角狀態(tài)，因此使得位于迎風(fēng)面的殼片初始投放分離速度在y向的分量明顯大于x向的分量，殼片在分離初速度的作用下y向位移迅速增大并穿越激波，而x向由于初始分離速度較小，且其方向與風(fēng)洞流場(chǎng)方向反向，因而x向運(yùn)動(dòng)處于先反向減速再順氣流方向加速的狀態(tài)，使得這一階段x向位移明顯小于y向位移，y向位移在總位移中占據(jù)主導(dǎo)，這是迎風(fēng)面殼片第I階段的特點(diǎn)，這個(gè)階段對(duì)應(yīng)于殼片分離的過(guò)程（1）、（2）全部和過(guò)程（3）的一部分；隨著初始彈簧分離力作用效果的逐漸衰減，風(fēng)洞流場(chǎng)的作用逐漸成為影響迎風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)軌跡的主要因素，殼片x向速度在風(fēng)洞流場(chǎng)的作用下不斷加速并迅速超過(guò)y向速度，使得x向位移也迅速超過(guò)y向位移，并在總位移中占據(jù)明顯主導(dǎo)，迎風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)軌跡也進(jìn)入了第II階段，并隨著x向位移的迅速增大而飛出觀察窗范圍，這個(gè)階段對(duì)應(yīng)于殼片分離的過(guò)程（3）后一部分及過(guò)程（4）。

位于背風(fēng)面的殼片一直處于激波區(qū)域內(nèi)，其x向和y向位移變換也較為平緩，沒(méi)有激烈的突變，且2組試驗(yàn)均表明，雖然分離初始階段y向速度分量大于x向分量，但由于初始分離時(shí)刻x向速度與風(fēng)洞流場(chǎng)方向相同，因此從初始分離時(shí)刻x向運(yùn)動(dòng)即處于被風(fēng)洞流場(chǎng)加速的狀態(tài)，因而初始分離時(shí)刻背風(fēng)面殼片的x向運(yùn)動(dòng)速度與y向運(yùn)動(dòng)速度差別不大，x向和y向的位移也相差不大，這是背風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)軌跡的第I階段，同迎風(fēng)面殼片一樣這個(gè)階段對(duì)應(yīng)于殼片分離的過(guò)程（1）、（2）全部和過(guò)程（3）的一部分；隨后x向位移在風(fēng)洞流場(chǎng)的作用下不斷加速并明顯超過(guò)y向位移，x向位移逐漸在背風(fēng)面殼片的總位移中占據(jù)主導(dǎo)，背風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)入第II階段，此時(shí)其總位移的增加主要是x向位移的貢獻(xiàn)，并隨x向位移的增加迅速增大至飛出觀察窗范圍，這個(gè)階段對(duì)應(yīng)的也是殼片分離的過(guò)程（3）后一部分及過(guò)程（4）。

圖5 殼片分離過(guò)程運(yùn)動(dòng)軌跡曲線Fig．5 Covers separation trajectory

2．3 殼片分離過(guò)程中x向位移－時(shí)間曲線分析

圖6所示為2組試驗(yàn)迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片分離過(guò)程中x向位移－時(shí)間曲線，2組試驗(yàn)所得曲線形狀和變化規(guī)律較為相似。由于每塊殼片投放分離的時(shí)間起點(diǎn)很難保證完全一致，因此每塊殼片的初始分離零時(shí)刻分別定義為每塊殼片出現(xiàn)分離動(dòng)作的前一幀圖片。由圖6可以看到，2組試驗(yàn)均表明迎風(fēng)面殼片x方向的位移運(yùn)動(dòng)可明顯分為2個(gè)階段。階段I：位移緩慢變化階段。在分離初始時(shí)刻迎風(fēng)面的上殼片受到彈簧分離力的作用較為顯著，此時(shí)其x向位移相對(duì)圖6所示的整體x向位移－時(shí)間曲線來(lái)說(shuō)處于x向位移變化較為緩慢的狀態(tài)。如前所述，由于彈簧分離力作用方向?yàn)榇怪蹦笍椵S線方向，因此在母彈處于25°迎角情況下，迎風(fēng)面殼片受到的彈簧作用力為逆風(fēng)洞氣流方向，其x向位移（也即速度方向）在初始分離時(shí)刻可能為逆風(fēng)洞氣流方向，分離初始時(shí)刻x向位移呈現(xiàn)減小狀態(tài)（位移為負(fù)值）；但由于彈簧作用力瞬間即結(jié)束，此后殼片在x方向僅受到風(fēng)洞氣流的作用，因此其逆氣流方向的速度大小一直呈減小狀態(tài)，并逐漸減至為零值，隨后在氣流的作用下沿氣流方向逐漸加速。2組試驗(yàn)表明第I階段的持續(xù)時(shí)間均為約2～3ms，且殼片穿越母彈頭激波的過(guò)程也在此階段完成。階段II：位移迅速增大階段。此階段初始彈簧作用的分離力作用效果也逐漸衰減，殼片在x向的運(yùn)動(dòng)主要是受風(fēng)洞氣流作用的影響。且在風(fēng)洞氣流的作用下，殼片沿風(fēng)洞氣流方向（也即x向）運(yùn)動(dòng)速度迅速增加至趨于恒定（風(fēng)洞氣流流速），因此在此階段迎風(fēng)面殼片x向位移保持接近勻速的迅速增大。

圖6 殼片分離過(guò)程x向位移－時(shí)間曲線Fig．6 Displacement－time curves in x－direction of covers separation

背風(fēng)面殼片x方向位移始終處于增大狀態(tài)，其曲線規(guī)律也可明顯地分為位移緩慢增加和迅速增加2個(gè)階段。階段I：位移緩慢增加。背風(fēng)面殼片初始分離時(shí)刻受到的彈簧力作用在x向的分量與風(fēng)洞氣流方向一致，因此背風(fēng)面殼片從分離開(kāi)始其x向位移即呈現(xiàn)增大狀態(tài)；且由于殼片始終處于母彈頭激波區(qū)域內(nèi)，受風(fēng)洞均勻流場(chǎng)的影響不如迅速穿出頭激波區(qū)域的迎風(fēng)面殼片受到的影響大，因此背風(fēng)面殼片x向位移雖在持續(xù)增大，但在此階段大部分時(shí)間內(nèi)運(yùn)動(dòng)速度較?。ㄇ€斜率較?。┣蚁鄬?duì)較為恒定；約持續(xù)7～9ms左右后，由于殼片逐漸遠(yuǎn)離母彈彈體且受頭激波的影響逐漸減弱，受風(fēng)洞均勻流場(chǎng)影響則逐漸加劇，背風(fēng)面殼片x向運(yùn)動(dòng)速度開(kāi)始迅速增大。階段II：位移迅速增大階段。在初始彈簧分離力作用效果逐漸衰減后，風(fēng)洞氣流的影響逐漸成為背風(fēng)面殼片在x向運(yùn)動(dòng)的主要影響因素，背風(fēng)面殼片在風(fēng)洞氣流的作用下運(yùn)動(dòng)速度迅速增加至趨于恒定，接近迎風(fēng)面殼片的運(yùn)動(dòng)速度（風(fēng)洞氣流流速）；因此在此階段背風(fēng)面殼片x向位移與迎風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)較為相似，也保持接近勻速的迅速增大。

對(duì)比迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片x方向位移－時(shí)間曲線，可以看到2組試驗(yàn)結(jié)果均表明迎風(fēng)面殼片處于第I階段的時(shí)間明顯小于背風(fēng)面殼片處于第I階段的時(shí)間，也即迎風(fēng)面殼片比背風(fēng)面殼片要提早進(jìn)入位移迅速增大的第II階段。迎風(fēng)面殼片位于階段I時(shí)，其x向位移值始終小于也處于階段I的背風(fēng)面殼片；待迎風(fēng)面殼片進(jìn)入階段II后，由于其x向位移迅速增大，且增大速度明顯超過(guò)仍處于階段I的背風(fēng)面殼片，因此迎風(fēng)面殼片的位移值迅速超過(guò)背風(fēng)面殼片，且二者間的位移值差距迅速拉大；至背風(fēng)面殼片也進(jìn)入階段II后，背風(fēng)面殼片的x向位移也開(kāi)始迅速增加，且其運(yùn)動(dòng)速度逐漸增大至與迎風(fēng)面殼片x向運(yùn)動(dòng)速度較為接近（即迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片曲線斜率較為接近），但此時(shí)迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片的位移差值已拉開(kāi)，因此此后迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片在x向保持近乎恒定的位移差。

因此，除分離初始時(shí)刻的較短時(shí)間內(nèi)（約3ms）迎風(fēng)面殼片x向位移小于背風(fēng)面殼片外，此后時(shí)刻迎風(fēng)面殼片的x向位移（分離速度）始終明顯大于背風(fēng)面殼片位移。迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片x向位移－時(shí)間曲線2階段的劃分雖然沒(méi)有明確的界限，但其與殼片分離過(guò)程的對(duì)應(yīng)，與運(yùn)動(dòng)軌跡－殼片分離過(guò)程的對(duì)應(yīng)是大體一致的，也是第I階段對(duì)應(yīng)于殼片分離過(guò)程（1）、（2）全部和過(guò)程（3）的一部分，第II階段對(duì)應(yīng)殼片分離的過(guò)程（3）后一部分及過(guò)程（4）。

2．4 殼片分離過(guò)程中y向位移－時(shí)間曲線分析

圖7所示為2組試驗(yàn)迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片分離過(guò)程中y向（垂直風(fēng)洞流場(chǎng)方向）位移－時(shí)間曲線。可以看到，除第2組試驗(yàn)的迎風(fēng)面殼片在即將飛出觀察窗時(shí)曲線稍有波動(dòng)外，迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片y向分離速度均大體處于恒定狀態(tài)，無(wú)明顯規(guī)律性變化，y向位移也均無(wú)明顯的階段變化，但與x向位移－時(shí)間曲線規(guī)律相似的是，迎風(fēng)面殼片y向運(yùn)動(dòng)速度總體上大于背風(fēng)面殼片，因此迎風(fēng)面殼片的y向位移在整個(gè)觀察窗范圍內(nèi)也一直明顯大于背風(fēng)面殼片。在分離開(kāi)始3．5ms時(shí)刻，第1組試驗(yàn)的迎風(fēng)面殼片y向位移為48．988mm，背風(fēng)面殼片位移為－11．916mm，可見(jiàn)在這段時(shí)間內(nèi)，迎風(fēng)面殼片在y向的平均速度為背風(fēng)面殼片的4．111倍；第2組試驗(yàn)的迎風(fēng)面殼片在分離開(kāi)始3．5ms時(shí)刻y向位移為42．037mm，背風(fēng)面殼片位移為－16．881mm，迎風(fēng)面殼片在y向的平均速度為下殼片的2．490倍。可見(jiàn)2次試驗(yàn)迎風(fēng)面殼片的y向位移速度均遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)背風(fēng)面殼片。

圖7 殼片分離過(guò)程y向位移－時(shí)間曲線Fig．7 Displacement－time curves in y－direction of covers separation

2．5 殼片分離過(guò)程總位移－時(shí)間曲線分析

圖8所示為2組試驗(yàn)迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片分離過(guò)程中總位移（總位移s定義為曲線?？梢钥吹?，2組試驗(yàn)曲線形狀均大體與x方向位移－時(shí)間曲線相似，迎風(fēng)面殼片和背風(fēng)面殼片的總位移運(yùn)動(dòng)曲線也可明顯地分為總位移緩慢變化（總速度較為恒定）和總位移迅速變化2個(gè)階段，且背風(fēng)面殼片的第I階段也即總位移緩慢變化階段時(shí)間要長(zhǎng)于迎風(fēng)面殼片。迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片總位移－時(shí)間曲線2階段的劃分與x向位移曲線－殼片分離過(guò)程，以及運(yùn)動(dòng)軌跡－殼片分離過(guò)程的對(duì)應(yīng)也都較為相近。也是第I階段對(duì)應(yīng)于殼片分離過(guò)程（1）、（2）全部和過(guò)程（3）的一部分，第II階段對(duì)應(yīng)殼片分離的過(guò)程（3）后一部分及過(guò)程（4）。

圖8 殼片分離過(guò)程總位移－時(shí)間曲線Fig．8 Total displacement－time curves of covers separation

在分離初始時(shí)刻（1ms內(nèi)），迎風(fēng)面殼片總位移小于背風(fēng)面殼片，此后由于同處于第I階段的迎風(fēng)面殼片總速度不但明顯大于背風(fēng)面殼片，且由于迎風(fēng)面殼片的總速度處于迅速加速的狀態(tài)，而背風(fēng)面殼片仍處于低速且相對(duì)較為恒定的狀態(tài)，使得二者的總速度差不斷拉大，因而迎風(fēng)面殼片總位移也迅速超過(guò)背風(fēng)面殼片且二者總位移差也迅速拉大；迎風(fēng)面殼片率先進(jìn)入第II階段后，其總速度已增至趨于恒定，而背風(fēng)面殼片仍處于第I階段內(nèi)，其總位移與迎風(fēng)面殼片的差距進(jìn)一步拉大，既使是背風(fēng)面殼片也進(jìn)入速度迅速增加的狀態(tài)，由于其與迎風(fēng)面殼片的速度仍存在差距，二者的總位移差仍在不斷拉大；至背風(fēng)面殼片也進(jìn)入第II階段后，由于背風(fēng)面殼片的總速度已增至接近迎風(fēng)面殼片的總速度，因此二者的總位移差將保持接近恒定。

因而迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片的總位移變化規(guī)律是初始分離時(shí)刻（1ms內(nèi)）迎風(fēng)面殼片位移小于背風(fēng)面殼片，此后迎風(fēng)面殼片位移一直大于背風(fēng)面殼片，其具體變化規(guī)律可以總結(jié)為初始分離時(shí)刻迎風(fēng)面殼片總位移小于背風(fēng)面殼片；隨后迎風(fēng)面殼片總位移超過(guò)背風(fēng)面殼片且總位移差距隨時(shí)間迅速拉大，到最后迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片的總位移差距保持接近恒定這幾個(gè)階段。

3 結(jié) 論

采用風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)對(duì)高超聲速（Ma＝5）及母彈處于大迎角（25°）狀態(tài)下，子母彈殼片拋射分離特性的研究，獲得以下結(jié)論：

（1）由于本次試驗(yàn)分離初速度（13m／s）較大，因此迎風(fēng)面、背風(fēng)面以及處于二者之間過(guò)渡狀態(tài)的殼片均能快速遠(yuǎn)離母彈，都沒(méi)有與母彈發(fā)生碰撞的情況出現(xiàn)，其中位于迎風(fēng)面的上殼片迅速穿越了頭激波區(qū)域。

（2）迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片運(yùn)動(dòng)軌跡截然不同，但殼片的運(yùn)動(dòng)軌跡發(fā)展根據(jù)其運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)均可分為2個(gè)階段。迎風(fēng)面殼片第I階段y向位移在總位移中占據(jù)主導(dǎo)，第II階段則變?yōu)閤向位移占據(jù)主導(dǎo)；背風(fēng)面殼片第I階段x向和y向的位移相差不大，第II階段x向位移逐漸在總位移中占據(jù)主導(dǎo)。

（3）迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片x方向的位移運(yùn)動(dòng)均可明顯地分為位移緩慢變化和位移迅速增大2個(gè)階段。迎風(fēng)面殼片處于第I階段的時(shí)間明顯小于背風(fēng)面殼片，除分離初始時(shí)刻的較短時(shí)間內(nèi)迎風(fēng)面殼片x向位移小于背風(fēng)面殼片外，此后時(shí)刻迎風(fēng)面殼片的x向位移（分離速度）始終明顯大于背風(fēng)面殼片位移。

（4）迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片在y向位移均無(wú)明顯的階段變化，但迎風(fēng)面殼片y向運(yùn)動(dòng)速度總體上大于背風(fēng)面殼片，因此迎風(fēng)面殼片的y向位移在整個(gè)觀察窗范圍內(nèi)也一直明顯大于背風(fēng)面殼片。

（5）與x方向位移曲線較為相似，迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片的總位移曲線也可明顯地分為總位移較緩慢變化（總速度較為恒定）和迅速變化2個(gè)階段，且背風(fēng)面殼片的第I階段時(shí)間要長(zhǎng)于迎風(fēng)面殼片。初始分離時(shí)刻迎風(fēng)面殼片總位移小于背風(fēng)面殼片，隨后迎風(fēng)面殼片總位移超過(guò)背風(fēng)面殼片且總位移差距隨時(shí)間迅速拉大，到最后迎風(fēng)面和背風(fēng)面殼片的總位移差距保持接近恒定。

本文的研究是采用風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)對(duì)子母彈拋殼問(wèn)題進(jìn)行研究的首次嘗試，證明風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)能夠較好適用于子母彈拋殼問(wèn)題的研究，既是對(duì)殼片分離風(fēng)洞試驗(yàn)研究新手段的發(fā)展，也是對(duì)風(fēng)洞投放模型試驗(yàn)技術(shù)研究領(lǐng)域拓展的成功嘗試。

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Hypersonic w ind tunnel drop-model test on cover ejection from cargo projectile at large angle of attack

Jiang Zenghui*，Song Wei，Chen Nong，Jia Quyao
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

Hypersonic wind tunnel drop-model testswere conducted atMach 5 to investigate the separation characteristics of cover ejection from cargo projectile at large angle of attack(25°)．In the test，the whole separation processwas observed．Themotion trajectory and displacement curves of the covers in the separation process are analyzed．The comparison of the separation characteristics ismade between the covers on thewindward side and the leeward side．Themotion trajectory of the covers is quite differentbetween the windward side and the leeward side，but bothmotion trajectories of the covers on the two sides can be divided into two stages．For the covers on the windward side，the displacement of y orientation is dominant at stage I，while x orientation becomes dominantat stage II．For the covers on the leeward side，the displacements are approximately equivalent for x and y orientation at stage I，while x orientation becomes dominant at stage II．The x orientation displacements for covers on both sides can be evidently divided into two stages．At stage I，the displacements change slowly，while those increase rapidly at stage II．The y orientation displacements for covers on both sides have no obvious stage transition，but the y orientation velocity on the windward side is larger than that on the leeward side．Similar to x orientation displacements，the total displacements for covers on both sides can also be divided into two stages，and they also change slowly at stage I，and then increase rapidly at stage II．

multi-body separation;wind tunnel drop-model test;cover ejection from cargo projectile; large angle of attack;hypersonic

V211．7;V212．1

A

（編輯：張巧蕓）

1672-9897(2016)05-0042-07

10．11729/syltlx20160020

2016-01-22;

2016-05-27

*通信作者E-mail:jzhhit@163．com

Jiang Z H，Song W，Chen N，etal．Hypersonic w ind tunneld rop-model teston cover ejection from cargo p rojec tile at large ang le of attack．Journalof Experiments in Fluid Mechanics，2016，30(5):42-48．蔣增輝，宋威，陳農(nóng)，等．高超聲速風(fēng)洞子母彈大迎角拋殼投放試驗(yàn)．實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30(5):42-48．

蔣增輝（1980－），男，內(nèi)蒙古赤峰人，高級(jí)工程師。研究方向：非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)，超空泡流體力學(xué)。通信地址：北京市7201信箱16分箱（100074）。E－mail：jzhhit＠163．com