[科普中国]-导弹级间分离试验

导弹级间分离试验是考该导弹舱段或助推器在飞行状态下能否正常分离所进行的有关试验。该试验先在地面进行模拟加载分离试验（又称静态分离试验）或用缩比模型进行飞行分离试验，及实物火箭撬分离试验(亦称动态分离试验)，在上述试验成功后再进行导弹实际飞行分离试验。

简介导弹级间分离试验是考该导弹舱段或助推器在飞行状态下能否正常分离所进行的有关试验。该试验先在地面进行模拟加载分离试验（又称静态分离试验）或用缩比模型进行飞行分离试验，及实物火箭撬分离试验(亦称动态分离试验)，在上述试验成功后再进行导弹实际飞行分离试验。地面分离时，视情况也在风洞中进行模型分离试验。地面试验中一般采用高速摄影及数据采集仪器采集试监数据，对分离轨迹、分离速度及其它数据进行分析。导弹飞行分离试验采用外弹道侧最及弹上逼测系统进行数捌采集及有关分析1。

导弹分离设计技术分离系统是导弹的一个重要分系统。导弹在飞行过程中的分离主要包括头体分离、多级导弹级间分离、尾罩分离和弹头整流罩(或头罩)分离等内容，另外还包括适时减重的部件分离、各种多弹头的子弹头分离和诱饵释放等。

导弹的分离有热分离和冷分离两种形式。热分离是指上面级发动机在分离前启动，连接装置解锁，上面级依靠其发动机的推力加速，同时其燃气流作用于下面级，燃气流的压力和气动阻力使下面级减速，实现两级分离。冷分离是在下面级推力已基本消失。上面级发动机尚未启动时，连接装置解锁，依靠分离冲量装置(或反推火箭)使两级分离。

热分离和冷分离方式各有优劣。如，热分离的分离速度大、分离时间短，上面级姿态控制系统的失控时间也相对较短。但若采用热分离方式，则级间段结构需要承受分离时高温高压燃气的作用，另外还需要考虑发动机点火后的燃气排放，直至级间的机械连接解锁切断。冷分离方式的分离冲击载荷较小，级间段较短，但需要的分离冲量较大，分离时间较长，因而姿态控制系统失控时间也较长。

通常，分离方式的选择取决于分离条件(导弹飞行的速度头)和产生控制力矩的机构的效能。在速度头较大和下一级控制机构较有效的情况下，可采用热分离方式。反之，则采用冷分离方式。因此，导弹一、二级分离常采用热分离方式，二、三级分离和弹头与弹体分离常采用冷分离。

分离系统方案，特别是多级导弹的级间分离方案，关系到导弹外形选择与布局、总体参数选择、飞行程序设计、弹体结构方案等方面，分离系统设计是导弹总体设计的关键之一，直接影响导弹飞行的成败。许多国家都发生过因分离故障导致导弹飞行失败。例如，海神导弹和三叉戟I均在一、二级分离后，一级前部被二级发动机尾焰加热而引起爆炸，炸裂的碎片又击中第二级，导致导弹飞行失败。北极星AX潜地导弹因二级分离故障而导致飞行试验失败。潘兴I两次飞行试验分别因级间分离故障、头体分离故障导致飞行试验失败等2。

导弹分离动力学模型1.坐标系定义

在研究导弹质心运动时，习惯采用弹道坐标系，而导弹的气动力和推力模型通常建立在速度坐标系和弹体坐标系中，这就需要将作用力向弹道坐标系投影，并且在计算两级相对运动时，运动参数也需要在两级弹体坐标系之间相互转换。

2.分离过程气动力模型

导弹一级、二级分离主要依靠-一级、二级级间压力实现分离。在分离过程中，级间气流干扰非常复杂。为了简单起见，在气动力计算时做如下假设。

（1）主级和助推级只是发生沿导弹轴向的相对位移，没有发生侧向相对位移，也没有出现俯仰、偏航以及滚转姿态角的相对变化。

（2）考虑到非定常计算效率低，在进行流场数值计算时，采用准定常计算方法，选取不同的分离距离作为不同的计算工况。

（3）由于分离时间很短，分离过程中主级和助推级的来流马赫数以及其它来流参数不随分离距离的变化而变化2。

分离干扰因素建模1.分离干扰因素概述

导弹级间分离千扰主要包括发动机推力偏心和推力偏斜、风场、导弹结构偏差和分离机构工作不同步等。其中分离机构不同步性与具体的分离机构产品实现有关。结构偏差主要是舵面和翼面等的安装角误差和安装反角误差。这些偏差的具体量值与导弹结构设计以及工艺水平有关。

2.风场模型

大气动态特性包括风、风切变、大气紊流、离散突风等。按照空气团的运动特性，风可以分为常值风和变化风。常值风是指在一定的空间和时间范围内，风速矢量为常值的风；变化风是指在一定的空间和时间范围内，风速的大小和方向都发生变化的风，变化风即为大气紊流，一般采用Dryden模型或Von Karman模型3。

导弹间分离气动在当前的常规兵器研究领域，高速度、远射程已经成为了一个发展方向。要提高导弹的速度和射程，常用的办法就是增加推进剂，由此导致导弹的体积增大，而当推进剂燃烧完后，其贮仓又变成了消极重量，影响导弹后续阶段的飞行特性。采用多级分离布局的导弹就可以避免上述影响并有效的利用发动机的能量，比如发射航天器的运载火箭，而对于体积较小的战术导弹来说，更多是两级布局，第一级使导弹与发射装置分离并加速到一定的飞行速度，然后通过级间分离机构将其抛掉。

导弹级间分离和机弹干扰、子母弹抛撒等多体分离问题一样，存在着复杂的干扰流场。比如级间分离的超音速流场就包括激波干扰、激波-附面层干扰、漩涡结构及附面层分离等。因此级间分离过程的气动分析非常困难，主要是依靠风洞模拟试验和飞行试验来获取相关的数据，其中风洞试验是采用轨迹捕获试验系统(CTS)或网格测力。当缺乏经验时，这两种方法都将耗时耗力，而如果能针对导弹级间分离的特点，建立相应的计算程序，对过程先进行数值模拟，再选择有限的状态进行风洞试验确认，就可以达到降低费用、提高效率的目的1。

本词条内容贡献者为:

杜强 - 高级工程师 - 中国科学院工程热物理研究所