无翼／舵布局导弹小载荷滚转力矩测量研究

秦永明，田晓虎，董金刚

（中国航天空气动力技术研究院，北京100074）

对于无翼／舵布局导弹而言，安装非对称布置的电缆罩和吊挂，会引起较小量值的滚转力矩，这可能导致导弹落点精度下降等事故。通常可采用风洞试验方法测量此滚转力矩，为导弹滚控设计提供依据。

对于飞行器滚转力矩的测量，第一种方法可考虑采用内式应变天平，但是由于天平要承受除滚转力矩外其它分量载荷，各分量间存在干扰效应，要在其它大量级分量载荷作用下准确测量小量级滚转力矩，要求其它分量与滚转力矩量程比值足够大，从天平结构设计形式、强度和刚度等方面考虑存在较大难度，另外滚转力矩Mx单元分辨率和灵敏度有限，即使同期重复性试验的Mx量值也可能有较大的分散度。第二种方法可采用内、外结合式天平，用常规六分量天平测量除Mx外其他分量，而采用专用外式单分量部件天平测量滚转力矩，但由于外式天平的采用会对底部流场有较大干扰，尤其是在亚、跨声速情况下，不利影响可能会加剧。第三种方法可采用气浮轴承或液体轴承支撑模型，利用轴承自身旋转阻尼小的特点，通过模型自由滚转和光学测量系统测量转速的时间历程，进而计算出滚转力矩，这种方法虽然精度很高，但通常试验复杂、难度大、时间长、成本高［1－5］。

理论上，可以利用小阻尼轴承支撑模型，并承受模型除滚转力矩外其他分量载荷，可仅将滚转力矩传递给单分量天平，来测量小量级滚转力矩。如果选用气浮轴承支撑，虽然此时Mx单元的灵敏度可以设计得很高，但结构较复杂，且在攻角不为0时的复杂载荷的作用下，气浮轴承内外环气隙会发生变化，影响测量精度。本文利用高精密机械轴承支撑系统加专用小滚转力矩单分量天平，建立了小滚转力矩测量装置，并进行了风洞试验，结果表明，该装置能够测量小量级滚转力矩，具有较高的经济型和准确性。

1 小载荷滚转力矩测量技术

本文小滚转力矩测量装置主要由机械轴承组成的支撑系统、专用单分量小滚转力矩天平和自动滚转机构三部分组成，如图1所示。

图1 小滚转力矩测量装置

1.1 轴承支撑系统

理论上，轴承支撑能用于承担除滚转力矩以外的所有载荷，并将滚转力矩传递给专用小滚转力矩天平。本文采用的机械轴承支撑结构示意图见图2，其外壳体组件用于连接试验模型和天平，是直接感受模型气动力的部件，它从外到内依次通过外圈轴承、转动内套组件及内圈轴承支撑在中心轴组件上，系统具有很好的刚性，能够将径向载荷和轴向载荷传递给支杆。

对于采用机械轴承支撑形式而言，轴承的机械阻尼和承载能力很重要。要测量无翼／舵布局导弹小量级滚转力矩，需要尽量降低轴承系统的摩擦阻力，合理地设计支撑结构。本文采用的轴承支撑中，外圈轴承在电机、偶数个转动内套和换向轮组成的驱动、传动和换向机构作用下两两等速反向转动，这样一方面使轴承的摩擦阻尼变成较静摩擦阻尼小得多的动摩擦阻尼，另一方面由于轴承摩擦阻尼量等值反向，所以基本实现了摩擦阻尼的相互抵消，减少了轴承摩擦阻尼对小滚转力矩测量的干扰。另外，在动态环境下，也可缩短天平的响应时间。

图2 轴承支撑结构示意图

1.2 小滚转力矩单分量天平

本文使用的专用单分量小滚转力矩天平采用“米”字梁结构，梁厚度1.5mm，对滚转力矩有足够的灵敏度，以满足小滚转力矩的高精度测量。考虑到轴承间隙必然会使轴承支撑将部分其它载荷传递给天平，为克服这些载荷的影响，在应变梁两端设置了弹性铰链结构，弹性铰链结构在径向、轴向上均很薄，在周向上则较宽，从而可实现在传递滚转力矩的同时，弹性铰链通过径向、轴向的变形卸载相应载荷，以减小这些载荷对Mx的干扰。同时，为防止天平在安装和试验过程中出现的滚转力矩过大而损坏天平，在天平滚转力矩弹性元件之间采用了限位结构，以限制弹性元件的最大变形量。天平结构图见图3。

图3 天平结构示意图

1.3 自动滚转尾支撑机构

无翼／舵布局导弹滚动力矩对滚动角变化非常敏感，因而工程设计中需要得到小滚转力矩随滚转角的变化规律，试验中需要测量不同滚转角下模型的滚转力矩。采用传统滚转角变化方式进行试验，如果滚转角变化间隔较大，将不能准确获得滚转力矩随滚转角的变化规律，变化间隔过小，工作量过大，试验成本高。为了经济、准确地获得各攻角下不同滚转角的试验数据，专门研制了一套自动滚转控制尾支撑机构，如图4所示。该机构两端分别连接支杆与支架，能实现在滚转自由度上的连续滚转和自动控制，能实现±180°的连续滚转，转速可调，定位精度1′。同时为该机构专门设计了一套控制程序，能够实现对滚转速率的控制，实时反馈角度信息，并具有限位功能。

图4 自动滚转机构原理图与照片

1.4 小滚转力矩测量装置校准结果

对研制的小滚转力矩测量装置进行了地面校准试验，该装置设计载荷为0.1N·m，校准载荷为0.1N·m，校准结果表明，小滚转力矩测量装置绝对误差为0.000 14N·m，精度达到了0.000 1N·m量级，较之前研制的气浮轴承小滚转力矩天平要低一个量级，但较常规天平却要高很多，基本满足试验需求。

2 风洞试验与结果分析

2.1 试验风洞与模型

试验是在中国航天空气动力技术研究院的FD－12风洞中完成的，该风洞是一座直流暂冲式亚、跨、超三声速风洞，如图5所示。风洞试验段横截面尺寸为1.2m×1.2m，亚跨声速试验段长度为3.8m，超声速试验段长度为2.4m。试验的马赫数范围为0.3～4.0。

试验模型为某无翼／舵布局导弹模型，该模型弹身电缆罩在滚转角φ＝0°时呈“＋”字型布局，由于弹头有上、下两个小凸起，故在φ≠0°时，模型为不对称状态。

图5 FD－12亚、跨、超三声速风洞

2.2 试验结果分析

试验中固定攻角，利用自动滚转机构使模型滚转角φ从0°连续变化到45°。

图6为Ma＝3.0时，模型滚转力矩随滚转角变化规律的重复性试验结果，从图中可以看出：尽管个别滚转角下滚转力矩有较小差别，但数据整体上重复性很好。

图7为Ma＝3.0时，模型在不同攻角α下滚转力矩随滚转角的变化规律的实验结果。从图中可以看出：φ＝0°时，模型为对称状态，理论上Mx应为0，实际测值也基本在零点；φ＝45°时，长条形的弹身电缆罩呈“X”形，弹头上的两个小凸起关于纵向平面不对称，导致此时出现一个正的Mx，在大攻角时，小凸起影响尤为显著。当φ在0°～45°之间时，电缆罩和小突起都关于纵向平面不对称，此时Mx受二者综合影响，且由于长条状电缆罩受力面更大，所以显然对Mx的贡献更大。

图6 重复性结果对比

图7 不同攻角下数据对比

3 结束语

本文试验结果表明，研制的小滚转力矩测量装置的精度较高，能够满足无翼／舵布局导弹的小量级滚转力矩测量要求。虽然该装置精度仍不及气浮轴承天平，但研制成本相对较低，使用较为方便，且能够实现有攻角、大载荷作用下小滚转力矩的测量，能够满足无翼／舵布局导弹工程设计对于滚动力矩测量精度的要求，具有较高的实用性和经济性。

该技术可作为现有滚转力矩测量技术的补充，共同构建形成满足不同量级、不同条件下小滚转力矩测量的方法体系。

［1］杨英臣.小滚转力矩测量技术研究［J］.流体力学实验与测量，1999，13（1）：73－76.YANG Ying－chen.Development of small rolling moment measurement technique［J］.Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，1999，13（1）：73－76.（in Chinese）

［2］王树民，谢斌，刘伟.带气浮轴承的小滚转力矩气动天平的研制［J］.流体力学实验与测量，2002，16（1）：94－98.WANG Shu－min，XIE Bin，LIU Wei.The development of the wind tunnel balance measuring for tiny roll moment with gas bearing［J］.Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，2002，16（1）：94－98.（in Chinese）

［3］蒋忠东，赵忠良，王树民，等.高超声速风洞小滚转力矩测量技术研究［J］.航空学报，2001，22（6）：486－490.JIANG Zhong－dong，ZHAO Zhong－liang WANG Shu－min，et al.Research on the measurement techniques for micro－rolling－moment in a hypersonic wind tunnel［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2001，22（6）：486－490.（in Chinese）

［4］白葵，冯明溪，付光明.小不对称再入体滚转气动力测量技术［J］.流体力学实验与测量，2002，16（3）：63－72.BAI Kui，FENG Ming－xi，FU Guang－ming.Experiment technique for rolling aerodynamic of slight asymetric re－entry body［J］.Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，2002，16（3）：63－72.（in Chinese）

［5］SNEDEKER R S.A sensitive torque meter for wind tunnel applications［J］.Journal of Aircraft，1977，14（3）：314－315.