CN104483088A - 模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，包括：提供两级飞行器模型，包括二级飞行器和一级飞行器，弹簧套设置于一级飞行器的尾部，弹簧套的后端部具有开口，一弹簧容设于弹簧套内，弹簧盖板通过第二分离解锁装置可分离地连接至弹簧套，至少部分地覆盖开口，从而使弹簧处于预压缩状态，负载连接于弹簧盖板；发射模型并使其在飞行过程中保持姿态不变；待飞行一段距离后，使一级飞行器和二级飞行器彼此无相对运动地分离，同时使第二分离解锁装置解锁，以作用在一级飞行器上的弹簧力模拟发动机的剩余推力；对一级飞行器和二级飞行器的运动特性和气动特性进行测试，从而实现对真实两级飞行器的气动特性和运动特征的研究。

Description

模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法

技术领域

本发明涉及风洞多体分离自由飞试验方法，尤其涉及一种模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，可应用于运载火箭、导弹及其他飞行器级间分离剩余推力干扰特性风洞多体分离自由飞试验。

背景技术

运载火箭、远程洲际弹道导弹等飞行器在爬升飞行段需要助推器(I级，一般提供发动机推力)提供动力，当爬升飞行到一定高度时，I级与II级箭弹体分离(级间分离)。级间分离过程中流场较为复杂，包括外流、I级发动机喷流以及前后二级或多级连接部分的相互干扰，涉及到激波干扰、分离流和旋涡等现象。I级与II级分离过程中，I级处于II级尾部流场中，II级飞行来流与I级之间也会形成复杂的瞬态分离气动力，这对II级和I级运动轨迹和分离特性产生较大影响，更甚I级发动机关车后可能会存在剩余喷流推力ΔF，持续工作一段时间Δt，在剩余推力持续工作的短暂时间内，对“自由飞行”的I级助推器产生一个轴向附加速度，该附加的轴向速度会对I级和II级飞行器的运动轨迹和分离特性产生怎样影响？这需要回答。这类实验是常规风洞测力、测压实验、投放模型试验、网格测力、CTS(捕获轨迹)无法模拟的，因此需要提出一种用能够真实模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，以确定II级弹箭体与I级助推器分离过程中所承受的气动特性与运动特性，为总体及控制系统级间分离方案设计与飞行控制系统提供依据。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种真实模拟发动机剩余推力、容易实现、容易定量、重复性强的风洞多体分离自由飞试验方法。

本发明的技术方案为：

一种模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，包括：

提供一个两级飞行器模型并以该两级飞行器模型模拟真实两级飞行器，所述两级飞行器模型包括二级飞行器和一级飞行器，所述二级飞行器通过第一分离解锁装置可分离地连接至所述一级飞行器的头部，一弹簧套设置于所述一级飞行器的尾部，所述弹簧套的后端部具有开口，一弹簧容设于所述弹簧套内，一弹簧盖板通过第二分离解锁装置可分离地连接至所述弹簧套，至少部分地覆盖所述开口，从而使所述弹簧处于预压缩状态，一负载连接于所述弹簧盖板；

发射所述两级飞行器模型，并使所述两级飞行器模型在飞行过程中姿态不变；

待所述两级飞行器模型飞行一段距离后，使所述第一分离解锁装置解锁，从而使一级飞行器和二级飞行器彼此无相对运动地分离，同时，使所述第二分离解锁装置解锁，其中，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，以作用在所述一级飞行器上的弹簧力模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力，在所述弹簧完全释放时，所述一级飞行器与所述负载彼此分离；

对所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动特性和气动特性进行测试。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，在所述第一分离解锁装置解锁之前，使所述两级飞行器模型沿直线飞行。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，在所述一级飞行器、所述负载和所述弹簧所构成的体系中，利用动量守恒定律公式和能量守恒定律公式计算所述一级飞行器所获取的应变能，并且以所述一级飞行器所获取的应变能模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力的能量。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，所述一级飞行器与所述负载的质量相等。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，发射所述两级飞行器模型时，使所述两级飞行器以逆流场的初速度进入至风洞的均匀流场中。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，利用高速摄像机拍摄所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动轨迹。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，所述第一分离解锁装置包括：

至少一对第一贯通孔，开设于所述一级飞行器的头部的侧壁，相对于所述一级飞行器的轴线彼此间隔一定角度设置；

至少一对第二贯通孔，开设于所述二级飞行器的尾部的侧壁，其中，所述二级飞行器的尾部套设于所述一级飞行器的头部外侧；

至少一对第一锁紧线，每个第一锁紧线穿过一个第一贯通孔和一个第二贯通孔，并且该第一锁紧线的一端设置有限制该第一锁紧线从该第一贯通孔和该第二贯通孔脱离的第一止挡部；以及

第一解锁拉线，其一端连接至所有第一锁紧线的另一端，所述第一解锁拉线的另一端延伸至所述一级飞行器以及所述二级飞行器的外部，且所述第一解锁拉线的强度比任一第一锁紧线的强度大；

其中，在所述第一分离解锁装置解锁时，通过所述第一解锁拉线将所有的第一锁紧线拉断，从而使所述一级飞行器与所述二级飞行器彼此无相对运动地分离。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，所述第二分离解锁装置包括：

至少一对第三贯通孔，开设于所述弹簧套的侧壁，相对于所述弹簧套的轴线彼此间隔一定角度设置；

至少一对第四贯通孔，开设于所述弹簧盖板；

至少一对第二锁紧线，每个第二锁紧线穿过一个第三贯通孔和一个第四贯通孔，并且该第二锁紧线的一端设置有限制该第二锁紧线从该第三贯通孔和该第四贯通孔脱离的第二止挡部；以及

第二解锁拉线，其一端连接至所有第一锁紧线的另一端，所述第二解锁拉线的另一端延伸至所述一级飞行器的外部，且所述第二解锁拉线的强度比任一第二锁紧线的强度大；

其中，在所述第二分离解锁装置解锁时，通过所述第二解锁拉线将所有的第二锁紧线拉断。

本发明的技术效果为：

本发明提供了一个两级飞行器模型，并以该两级飞行器模型模拟真实两级飞行器，该两级飞行器中，一级飞行器和二级飞行器通过第一分离解锁装置可分离地连接，在一级飞行器的尾部设置有弹簧套，弹簧容设于弹簧套内，弹簧盖板通过第二分离解锁装置可分离地连接至弹簧套，并向弹簧施加压力，从而使弹簧处于预压缩状态。发射该两级飞行器模型，待两级飞行器模型飞行一段距离后，使第一分离解锁装置和第二分离解锁装置同时解锁。一级飞行器和二级飞行器彼此无相对运动地相分离，而在第二分离解锁装置解锁瞬间至弹簧完全释放的过程中，弹簧力同时作用在一级飞行器和负载上，此时，就以作用在一级飞行器上的弹簧力模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力，对一级飞行器和二级飞行器在一级飞行器和负载的分离瞬间以及分离后的运动特性和气动特性进行测试，从而实现了对真实条件下真实两级飞行器所承受的气动特性和运动特征的研究。

附图说明

图1为本发明所述的方法流程图；

图2为本发明所述的的两级飞行器模型的一个实施例的结构示意图；

图3为本发明所述的的发射装置的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

请参阅图1，本发明提供了一种模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，包括：提供一个两级飞行器模型，并以该两级飞行器模型模拟真实两级飞行器，所述两级飞行器模型包括二级飞行器7和一级飞行器8，所述二级飞行器通过第一分离解锁装置可分离地连接至所述一级飞行器8的头部，一弹簧套9设置于所述一级飞行器8的尾部，所述弹簧套9的后端部具有开口，一弹簧10容设于所述弹簧套内，一弹簧盖板6通过第二分离解锁装置可分离地连接至所述弹簧套9，至少部分地覆盖所述开口，从而使所述弹簧10处于预压缩状态，一负载连接于所述弹簧盖板；发射所述两级飞行器模型，并使所述两级飞行器模型在飞行过程中姿态不变；待所述两级飞行器模型飞行一段距离后，使所述第一分离解锁装置解锁，从而使一级飞行器和二级飞行器彼此无相对运动地分离，同时，使所述第二分离解锁装置解锁，其中，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，以作用在所述一级飞行器上的弹簧力模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力，在所述弹簧完全释放时，所述一级飞行器与所述负载彼此分离；对所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动特性和气动特性进行测试。

在上述两级飞行器模型中，一级飞行器模拟发动机，二级飞行器模拟弹箭体，该两级飞行器模型模拟真实两级飞行器。

为了测试一级飞行器在剩余推力下的空中运动状态，一级飞行器和二级飞行器分离的同时，一级飞行器和负载也分离，即两个分离同时发生。

在本发明的方法中，在发射了两级飞行器模型后，必须保证两级飞行器模型在飞行过程中保持姿态不变，即两级飞行器模型的俯仰角、滚动角和偏航角都不变。其原因在于，两级飞行器模型中增添负载(也可称为附加质量体)，导致两级飞行器模型相对于无负载的真实两级飞行器的总质量和质心位置产生不小的变化，当姿态发生变化时，在第一分离解锁装置和第二分离解锁装置解锁时，级间分离就失真了，即不能够真实模拟到真实两级飞行器的运动特性和气动特性。此外，为了减小两级飞行器模型在离开发射装置时的扰动，必须使该模型向前飞行一段距离。更进一步地，考虑到负载的情况，这段飞行距离选定为直线飞行。

一级飞行器在弹簧能的作用下获得分离能量(即分离速度)，当两个物体在预压缩弹簧连接下，释放弹簧后，两个物体会沿着相反的方向运动，假如不再受其他外力作用时，时间极短时，两物体运动满足动量守恒定律与能量守恒定律，当两个物体质量相等时，各分离体获得的速度值相等，能量最大，等于预压弹簧能的一半。因此，为了获得适当的分离能量，可以调整一级飞行器和负载的质量。

一级飞行器的剩余推力量、剩余推力作用位置等参数可通过对弹簧参数和弹簧质心位置的计算来实现。通过设计弹簧丝直径d、弹簧中径D、弹簧圈数n等参数来设计弹簧刚度系数K，并设计弹簧压缩变形量ΔX，使助推器获得所需的分离速度和分离角速度，从而实现发动机剩余推力风洞试验模拟。

另外，弹簧盖板可以完全覆盖弹簧套上的开口，对弹簧施加压力；也可以部分地覆盖弹簧套的开口，比如弹簧套的开口呈圆形，弹簧盖板具有长方形的形状，则弹簧盖板的两个短边可以连接至弹簧套，而长边与弹簧套之间则保留有空隙。

具体地，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，在所述一级飞行器、所述负载和所述弹簧所构成的体系中，利用动量守恒定律公式和能量守恒定律公式计算所述一级飞行器所获取的应变能，并且以所述一级飞行器所获取的应变能模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力的能量。具体来说，对一级飞行器的应变能的计算过程为：

相似换算选定弹簧的刚度系数k_E＝0.2357N/mm；弹簧预压变形量Δh＝10.1mm；弹簧应变能为：

$E_{\mathrm{ex}}=\frac{1}{2}{k}_E{\mathrm{\Δh}}^2=12.0219N\·\mathrm{mm}.$

沿弹簧中心线建立坐标系：质量体m₀₁(即一级飞行器)向左为正，位移、速度分别记作为Y_e1、质量记为m₀₁；附加质量体M₀₂(即负载)向右为负，位移、线位移分别记作为Y_e2、质量记为M₀₂；

初始条件为：t＝0，Y₁₀、Y₂₀、

当(Y_e1-Y_e2)＝Δh时，记时刻t＝T_N，对应于弹簧应变能释放完毕，此时有运动量：Y_e1、Y_e2、质量体m₀₁获得的应变能为：

附加质量体M₀₂获得的应变能为：

本发明的试验方法中，必须增添附加质量体M₀₂，才能使弹簧的一部分应变能作用在质量体m₀₁上，其数值等于模拟所需要的值。

在一个实施例中，设质量体m₀₁＝12.216(g)，附加质量体M₀₂＝C_Km₀₁，C_K为乘数因子。初始条件t＝0，Y₁₀，Y₂₀、取值均为0。另外，ΔE₁/ΔE₂＝C_K；ΔE₁+ΔE₂＝E_ex＝12.0219N·mm；(Y_e1-Y_e2)＝Δh＝10.1mm。当弹簧应变能全部释放时，质量体m₀₁所获能量ΔE₁会因附加质量M₀₂与m₀₁相对比值C_K变化而变化，因此可按试验所要求的值，选取C_K(表1给出本实施例中的试验数据)。

表1

当m₀₁→∞时，m₀₁获全部弹簧应变能，当M₀₂＝0时，传递给m₀₁的弹簧应变能为零。

对于质量体m₀₁与M₀₂，在第二分离解锁装置解锁至弹簧完全释放的过程中，除了弹簧力作用产生的相对速度外，不能有增添的相对速度，否则作用在质量体m₀₁上的弹簧应变能难以估算，甚至接近于零。具体可以通过以下计算过程进行证明。

与上一实施例相同，弹簧参数不变，取C_K＝1.5，即M₀₂＝1.5m₀₁。

模拟增添的相对速度取t＝0时或

(Y_e1-Y_e2)＝Δh＝10.1mm；ΔE₁/ΔE₂＝C_K＝1.5

在本实施例中，(等价于)时，质量体m₀₁获得的能量ΔE₁已经很小，从的7.2131降为1.0719(本实施例的各项数据见表2)。

表2

本发明采用第二分离解锁装置将弹簧盖板与弹簧套连接在一起，弹簧被压缩在弹簧盖板和弹簧套之间，负载连接在弹簧盖板上，除此之外在负载和一级飞行器没有其他部件，第二分离解锁装置解锁时弹簧盖板和弹簧套分离，弹簧释放应变能，从而保证一级飞行器与负载在解锁至弹簧完全释放的过程中没有增添的相对速度。

在一个实施例中，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验装置中，所述一级飞行器与所述负载的质量相等，以使一级飞行器在一定的弹簧能下获得的分离速度最大，分离能量最大。

优选地，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，发射所述两级飞行器模型时，使所述两级飞行器以逆流场的初速度进入至风洞的均匀流场中。

优选地，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，利用高速摄像机拍摄所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动轨迹。

请参阅图2，在一个实施例中，所述第一分离解锁装置包括：至少一对第一贯通孔，开设于所述一级飞行器的头部的侧壁，相对于所述一级飞行器的轴线彼此间隔一定角度设置；至少一对第二贯通孔，开设于所述二级飞行器的尾部的侧壁，其中，所述二级飞行器的尾部套设于所述一级飞行器的头部外侧；至少一对第一锁紧线14，每个第一锁紧线穿过一个第一贯通孔和一个第二贯通孔，并且该第一锁紧线的一端设置有限制该第一锁紧线从该第一贯通孔和该第二贯通孔脱离的第一止挡部；以及第一解锁拉线15，其一端连接至所有第一锁紧线14的另一端，所述第一解锁拉线15的另一端延伸至所述一级飞行器以及所述二级飞行器的外部，且所述第一解锁拉线15的强度比任一第一锁紧线14的强度大；其中，在所述第一分离解锁装置解锁时，通过所述第一解锁拉线将所有的第一锁紧线拉断，从而使所述一级飞行器与所述二级飞行器彼此无相对运动地分离。

在该实施例中，对于第一止挡部，较为简单的方式就是将第一锁紧线的一端打结，所形成的扣为第一止挡部。另外，优选地，至少一对第一贯通孔为两个相对于一级飞行器的轴线间隔180°分布的第一贯通孔；相应地，至少一对第二贯通孔也为两个第二贯通孔，且第一贯通孔和第二贯通孔为一一对齐设置。

对于第一解锁拉线，当第一止挡部是位于二级飞行器的外侧时，为了与第一锁紧线连接，第一解锁拉线位于一级飞行器的内部，则其可从开设在一级飞行器侧壁上的孔上穿出至一级飞行器的外部，以便于在解锁时拉动第一解锁拉线；当第一止挡部是位于一级飞行器的内部时，则第一解锁拉线整体位于一级飞行器以及所述二级飞行器的外部。前一种情况更便于操作，并且可以保证所有的第一锁紧线同时被拉断。

请参阅图2，在一个实施例中，所述第二分离解锁装置包括：至少一对第三贯通孔，开设于所述弹簧套9的侧壁，相对于所述弹簧套9的轴线彼此间隔一定角度设置；至少一对第四贯通孔，开设于所述弹簧盖板6；至少一对第二锁紧线11，每个第二锁紧线11穿过一个第三贯通孔和一个第四贯通孔，并且该第二锁紧线11的一端设置有限制该第二锁紧线从该第三贯通孔和该第四贯通孔脱离的第二止挡部；以及第二解锁拉线16，其一端连接至所有第一锁紧线11的另一端，所述第二解锁拉线16的另一端延伸至所述一级飞行器的外部，且所述第二解锁拉线的强度比任一第二锁紧线的强度大；其中，在所述第二分离解锁装置解锁时，通过所述第二解锁拉线将所有的第二锁紧线拉断。

对于第二止挡部，较为简单的方式就是将第二锁紧线的一端打结，所形成的扣为第二止挡部。另外，优选地，至少一对第三贯通孔为两个相对于弹簧套的轴线间隔180°分布的第三贯通孔；相应地，至少一对第四贯通孔也为两个第四贯通孔，且第三贯通孔和第四贯通孔为一一对齐设置。当弹簧盖板设计为长方形时，第四贯通孔设置在弹簧盖板的短边附近，以实现弹簧盖板与弹簧套的连接。

为了使第一分离解锁装置和第二分离解锁装置同时解锁，需要同时拉动第一解锁拉线和第二解锁拉线。

在一个实施例中，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验装置中，所述一级飞行器为内部中空的圆筒状结构，与实际的发动机(或助推器)具有基本一致的形状，但不具备实际的发动机(或助推器)的内部结构，以能实现对分离运动的模拟为准。

在一个实施例中，所述开口的一部分被所述弹簧盖板所覆盖；所述弹簧套的前端部开设有第五贯通孔，所述第一解锁拉线从所述一级飞行器的内部穿过，穿过所述第五贯通孔，并经由所述开口的另一部分延伸至所述一级飞行器以及所述二级飞行器的外部，从而不须在一级飞行器的侧壁或者其他部位上开设孔，以供第一解锁拉线穿出。

在一个实施例中，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验装置中，所述第一锁紧线为由钼丝制成，所述第一解锁拉线为由钼丝制成，所述第一解锁拉线的钼丝的股数多于所述第一锁紧线；所述第二锁紧线为由钼丝制成，所述第二解锁拉线为由钼丝制成，所述第二解锁拉线的钼丝的股数多于所述第二锁紧线。为了保证第一锁紧线、第二锁紧线具有足够的强度，保证未解锁之前一级飞行器和二级飞行器可以正常飞行，二者可以采用钼丝制作，但也可以采用其他材料。同时为了保证第一解锁拉线能够拉断第一锁紧线，即第一解锁拉线要比第一锁紧线的强度大，可以通过增加第一解锁拉线的股数来实现，或者为第一锁紧线采用一种材料，而为第一解锁拉线采用另一种强度更好的材料来实现。不管是哪种情况，为保证第一锁紧线和第二锁紧线同时断裂，在相同的拉力下，第一锁紧线和第二锁紧线所选用的材料或者股数应是一样的，第一解锁拉线和第二解锁拉线所选用的材料或股数是一样的。

采用现有技术中的发射系统发射两级飞行器模型。也可以采用本实施例中的发射装置。请参阅图3，发射装置包括直线动力机构、发射头4和发射筒5，其中，发射头4可滑动地设置于发射筒5内，直线动力机构连接至发射头的另一侧，以向发射头输出驱动力；负载为一滑动轴12，滑动轴12是可滑动地设置在一滑动轴套13内的，滑动轴套13固定在发射筒5上，不随发射头的移动而移动。另外，上述直线动力机构优选为气缸，其具体包括缸体3以及可滑动地设置在缸体3内的活塞1，活塞1的前侧连接至一活塞杆2，活塞杆2从缸体3内伸出，并连接至发射头4。高压气体输入缸体内，推动活塞沿缸体内壁快速向前运动，发射头推动负载、一级飞行器和二级飞行器向前运动，在一级飞行器、二级飞行器和负载离开发射装置后，在空中飞行一段时间，当运动至风洞观察窗附近，第一分离解锁装置和第二分离解锁装置同时解锁，使一级飞行器和二级飞行器无相对运动的分离，一级飞行器和负载在弹簧作用下相对反向运动，一级飞行器获得相应的分离力和分离时间，从而保证剩余推力的实现。另外，弹簧盖板与滑动轴为螺纹连接，从而便于更换滑动轴。

本发明中，为表述方便，以图2和图3的左侧为头或前，以右侧为尾或后，但本发明的技术方案的实施并不限定图2和图3中所示出的方位。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，包括：

提供一个两级飞行器模型并以该两级飞行器模型模拟真实两级飞行器，所述两级飞行器模型包括二级飞行器和一级飞行器，所述二级飞行器通过第一分离解锁装置可分离地连接至所述一级飞行器的头部，一弹簧套设置于所述一级飞行器的尾部，所述弹簧套的后端部具有开口，一弹簧容设于所述弹簧套内，一弹簧盖板通过第二分离解锁装置可分离地连接至所述弹簧套，至少部分地覆盖所述开口，从而使所述弹簧处于预压缩状态，一负载连接于所述弹簧盖板；

发射所述两级飞行器模型，并使所述两级飞行器模型在飞行过程中保持姿态不变；

待所述两级飞行器模型飞行一段距离后，使所述第一分离解锁装置解锁，从而使一级飞行器和二级飞行器彼此无相对运动地分离，同时，使所述第二分离解锁装置解锁，其中，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，以作用在所述一级飞行器上的弹簧力模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力，在所述弹簧完全释放时，所述一级飞行器与所述负载彼此分离；

对所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动特性和气动特性进行测试。

2.如权利要求1所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，在所述第一分离解锁装置解锁之前，使所述两级飞行器模型沿直线飞行。

3.如权利要求2所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，在所述一级飞行器、所述负载和所述弹簧所构成的体系中，利用动量守恒定律公式和能量守恒定律公式计算所述一级飞行器所获取的应变能，并且以所述一级飞行器所获取的应变能模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力的能量。

4.如权利要求3所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，所述一级飞行器与所述负载的质量相等。

5.如权利要求4所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，发射所述两级飞行器模型时，使所述两级飞行器以逆流场的初速度进入至风洞的均匀流场中。

6.如权利要求1所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，利用高速摄像机拍摄所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动轨迹。

7.如权利要求1所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，所述第一分离解锁装置包括：

至少一对第一贯通孔，开设于所述一级飞行器的头部的侧壁，相对于所述一级飞行器的轴线彼此间隔一定角度设置；

至少一对第二贯通孔，开设于所述二级飞行器的尾部的侧壁，其中，所述二级飞行器的尾部套设于所述一级飞行器的头部外侧；

至少一对第一锁紧线，每个第一锁紧线穿过一个第一贯通孔和一个第二贯通孔，并且该第一锁紧线的一端设置有限制该第一锁紧线从该第一贯通孔和该第二贯通孔脱离的第一止挡部；以及

第一解锁拉线，其一端连接至所有第一锁紧线的另一端，所述第一解锁拉线的另一端延伸至所述一级飞行器以及所述二级飞行器的外部，且所述第一解锁拉线的强度比任一第一锁紧线的强度大；

其中，在所述第一分离解锁装置解锁时，通过所述第一解锁拉线将所有的第一锁紧线拉断，从而使所述一级飞行器与所述二级飞行器彼此无相对运动地分离。

8.如权利要求7所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，其特征在于，所述第二分离解锁装置包括：

至少一对第三贯通孔，开设于所述弹簧套的侧壁，相对于所述弹簧套的轴线彼此间隔一定角度设置；

至少一对第四贯通孔，开设于所述弹簧盖板；

至少一对第二锁紧线，每个第二锁紧线穿过一个第三贯通孔和一个第四贯通孔，并且该第二锁紧线的一端设置有限制该第二锁紧线从该第三贯通孔和该第四贯通孔脱离的第二止挡部；以及

第二解锁拉线，其一端连接至所有第一锁紧线的另一端，所述第二解锁拉线的另一端延伸至所述一级飞行器的外部，且所述第二解锁拉线的强度比任一第二锁紧线的强度大；

其中，在所述第二分离解锁装置解锁时，通过所述第二解锁拉线将所有的第二锁紧线拉断。