飛彈級間分離試驗是考該飛彈艙段或助推器在飛行狀態下能否正常分離所進行的有關試驗。該試驗先在地面進行模擬載入分離試驗（又稱靜態分離試驗）或用縮比模型進行飛行分離試驗，及實物火箭撬分離試驗(亦稱動態分離試驗)，在上述試驗成功後再進行飛彈實際飛行分離試驗。
基本介紹
- 中文名：飛彈級間分離試驗
- 外文名：missile stage separation test
- 學科：航空工程
- 領域：工程技術
簡介,飛彈分離設計技術,飛彈分離動力學模型,分離干擾因素建模,飛彈間分離氣動,
簡介
飛彈級間分離試驗是考該飛彈艙段或助推器在飛行狀態下能否正常分離所進行的有關試驗。該試驗先在地面進行模擬載入分離試驗（又稱靜態分離試驗）或用縮比模型進行飛行分離試驗，及實物火箭撬分離試驗(亦稱動態分離試驗)，在上述試驗成功後再進行飛彈實際飛行分離試驗。地面分離時，視情況也在風洞中進行模型分離試驗。地面試驗中一般採用高速攝影及數據採集儀器採集試監數據，對分離軌跡、分離速度及其它數據進行分析。飛彈飛行分離試驗採用外彈道側最及彈上逼測系統進行數捌採集及有關分析。
飛彈分離設計技術
分離系統是飛彈的一個重要分系統。飛彈在飛行過程中的分離主要包括頭體分離、多級飛彈級間分離、尾罩分離和彈頭整流罩(或頭罩)分離等內容，另外還包括適時減重的部件分離、各種多彈頭的子彈頭分離和誘餌釋放等。
飛彈的分離有熱分離和冷分離兩種形式。熱分離是指上面級發動機在分離前啟動，連線裝置解鎖，上面級依靠其發動機的推力加速，同時其燃氣流作用於下面級，燃氣流的壓力和氣動阻力使下面級減速，實現兩級分離。冷分離是在下面級推力已基本消失。上面級發動機尚未啟動時，連線裝置解鎖，依靠分離衝量裝置(或反推火箭)使兩級分離。
熱分離和冷分離方式各有優劣。如，熱分離的分離速度大、分離時間短，上面級姿態控制系統的失控時間也相對較短。但若採用熱分離方式，則級間段結構需要承受分離時高溫高壓燃氣的作用，另外還需要考慮發動機點火後的燃氣排放，直至級間的機械連線解鎖切斷。冷分離方式的分離衝擊載荷較小，級間段較短，但需要的分離衝量較大，分離時間較長，因而姿態控制系統失控時間也較長。
通常，分離方式的選擇取決於分離條件(飛彈飛行的速度頭)和產生控制力矩的機構的效能。在速度頭較大和下一級控制機構較有效的情況下，可採用熱分離方式。反之，則採用冷分離方式。因此，飛彈一、二級分離常採用熱分離方式，二、三級分離和彈頭與彈體分離常採用冷分離。
分離系統方案，特別是多級飛彈的級間分離方案，關係到飛彈外形選擇與布局、總體參數選擇、飛行程式設計、彈體結構方案等方面，分離系統設計是飛彈總體設計的關鍵之一，直接影響飛彈飛行的成敗。許多國家都發生過因分離故障導致飛彈飛行失敗。例如，海神飛彈和三叉戟I均在一、二級分離後，一級前部被二級發動機尾焰加熱而引起爆炸，炸裂的碎片又擊中第二級，導致飛彈飛行失敗。北極星AX潛地飛彈因二級分離故障而導致飛行試驗失敗。潘興I兩次飛行試驗分別因級間分離故障、頭體分離故障導致飛行試驗失敗等。
飛彈分離動力學模型
1.坐標系定義
在研究飛彈質心運動時，習慣採用彈道坐標系，而飛彈的氣動力和推力模型通常建立在速度坐標系和彈體坐標系中，這就需要將作用力向彈道坐標系投影，並且在計算兩級相對運動時，運動參數也需要在兩級彈體坐標系之間相互轉換。
2.分離過程氣動力模型
飛彈一級、二級分離主要依靠-一級、二級級間壓力實現分離。在分離過程中，級間氣流干擾非常複雜。為了簡單起見，在氣動力計算時做如下假設。
（1）主級和助推級只是發生沿飛彈軸向的相對位移，沒有發生側向相對位移，也沒有出現俯仰、偏航以及滾轉姿態角的相對變化。
（2）考慮到非定常計算效率低，在進行流場數值計算時，採用準定常計算方法，選取不同的分離距離作為不同的計算工況。
（3）由於分離時間很短，分離過程中主級和助推級的來流馬赫數以及其它來流參數不隨分離距離的變化而變化。
分離干擾因素建模
1.分離干擾因素概述
飛彈級間分離千擾主要包括發動機推力偏心和推力偏斜、風場、飛彈結構偏差和分離機構工作不同步等。其中分離機構不同步性與具體的分離機構產品實現有關。結構偏差主要是舵面和翼面等的安裝角誤差和安裝反角誤差。這些偏差的具體量值與飛彈結構設計以及工藝水平有關。
2.風場模型
大氣動態特性包括風、風切變、大氣紊流、離散突風等。按照空氣團的運動特性，風可以分為常值風和變化風。常值風是指在一定的空間和時間範圍內，風速矢量為常值的風；變化風是指在一定的空間和時間範圍內，風速的大小和方向都發生變化的風，變化風即為大氣紊流，一般採用Dryden模型或Von Karman模型。
飛彈間分離氣動
在當前的常規兵器研究領域，高速度、遠射程已經成為了一個發展方向。要提高飛彈的速度和射程，常用的辦法就是增加推進劑，由此導致飛彈的體積增大，而當推進劑燃燒完後，其貯倉又變成了消極重量，影響飛彈後續階段的飛行特性。採用多級分離布局的飛彈就可以避免上述影響並有效的利用發動機的能量，比如發射太空飛行器的運載火箭，而對於體積較小的戰術飛彈來說，更多是兩級布局，第一級使飛彈與發射裝置分離並加速到一定的飛行速度，然後通過級間分離機構將其拋掉。
飛彈級間分離和機彈干擾、子母彈拋撒等多體分離問題一樣，存在著複雜的干擾流場。比如級間分離的超音速流場就包括激波干擾、激波-附面層干擾、漩渦結構及附面層分離等。因此級間分離過程的氣動分析非常困難，主要是依靠風洞模擬試驗和飛行試驗來獲取相關的數據，其中風洞試驗是採用軌跡捕獲試驗系統(CTS)或格線測力。當缺乏經驗時，這兩種方法都將耗時耗力，而如果能針對飛彈級間分離的特點，建立相應的計算程式，對過程先進行數值模擬，再選擇有限的狀態進行風洞試驗確認，就可以達到降低費用、提高效率的目的。
