脉冲燃烧风洞测力天平研制与应用

贺 伟，高 昌，＊，张小庆，于时恩

脉冲燃烧风洞测力天平研制与应用

贺 伟1，高 昌1，＊，张小庆2，于时恩2

（1.中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室，四川绵阳621000；2.中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心，四川绵阳 621000）

介绍了一种用于脉冲燃烧风洞高超重载模型冷、热态测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案。燃烧脉冲风洞试验时间短、冲击载荷大，模型重量大，要求天平能够快速响应，设计方案兼顾了刚度和灵敏度，天平静校指标满足要求。试验结果表明，天平输出信号与燃烧室压力的跟随性良好，能够正确反映模型的受力状态，轴向力系数的重复性精度达到了1.6%，天平性能稳定，由模型／天平／支架构成的测力系统在轴向力、法向力和俯仰力矩3个分量上输出信号的主频均满足脉冲风洞的测力要求。该天平方案满足重载模型在脉冲燃烧风洞试验中的测力要求。

应变天平；脉冲燃烧风洞；快速响应

0 引 言

吸气式高超声速技术的研究离不开高焓地面设备［1－4］，受建设和运行成本等因素制约，常规高超声速风洞总焓较低，无法模拟高空高速的飞行条件；而激波风洞有效试验时间较短（～10ms），对测试技术要求较高。实践表明［5－6］，采用燃烧加热获得长时间的高焓气体是一种经济有效的方式。从1980年开始，中国空气动力研究与发展中心就致力于发展这类燃烧加热设备和相关应用技术［7－9］，脉冲型燃烧风洞容易实现大口径、大流量，经过多年的发展，先后建成了Φ600mm脉冲燃烧风洞和Φ2.4m脉冲燃烧风洞，为大缩比尺寸高超模型地面试验提供了条件。

大缩比尺寸模型重量较大，脉冲燃烧风洞有效试验时间相对连续式风洞较短，这为测力天平的研制提出了新的要求。为了满足大缩比尺寸的重模型在脉冲燃烧风洞的测力要求，本文作者研制了一种腹支内式六分量应变天平。模型重量大、试验时间短，天平需要具备较高的刚度，保证整个测力系统具有较好的动态特性；另一方面，为了满足测力结果的精准度要求，天平该应具有较好的灵敏度，协调好天平刚度与灵敏度之间的关系是本文天平设计的主要难点。

1 天平方案

1.1设计要求

脉冲燃烧风洞采用氢氧燃烧加热的方式，风洞启动和停车时冲击载荷较大，试验来流总温较高（＞1000K），有效试验时间短（～0.5s），同时试验模型重量较大（～800kg），在脉冲燃烧风洞开展模型冷、热态测力试验，天平需要满足以下要求，

（1）模型采用腹部支撑，天平位于模型内部，天平的安装空间有限，天平外形需满足特定的尺寸约束；

（2）脉冲燃烧风洞有效试验时间短，模型重量较大，天平测量元件需具有较大的刚度，保证整个测力系统具有较高的响应频率；

（3）冷、热态工况下试验模型轴向力的增量是评价高超飞行器推阻性能的重要参数，而冷、热态下轴向力载荷变化较大，天平应具有较高的灵敏度，保证测力结果在整个载荷变化范围内具有较高的精准度；

（4）脉冲燃烧风洞在启动和停车时，模型会受到较大的冲击载荷，需采取保护措施防止天平损坏，同时试验来流总温高，对天平测量元件需采取一定隔离措施，防止应变片受到热气流冲击而损坏。

1.2技术措施

针对天平的设计要求，有针对性地提出了以下解决措施：

（1）为了满足尺寸约束，天平采用了“整体梁式”设计（如图1所示），上端是浮动端，下端是固定端，在天平两端分别设置2个轴向力和法向力测量元件以及1个侧向力测量元件，天平的整体尺寸为1200 mm×160mm×160mm，满足模型的尺寸约束。

（2）为了协调好天平刚度和灵敏度之间的关系，在保证天平刚度的同时又具有较好的灵敏度，测量元件均采用“T”字形竖直梁式元件，每个测量元件两侧辅以数量不等的弹性支撑片，这样测量元件只在其测量方向呈现弹性，在其他方向近乎刚体，在保证测量灵敏度的同时，提高了天平的刚度，同时也减小了各分量之间的干扰。天平材料采用马氏体时效钢F1 41（00Ni18Co9Mo5TiAl），材料力学性能如表1所示。根据天平的量程和材料的力学性能，轴向力元件的尺寸为8mm×19.7mm×20mm，法向力元件的尺寸为10mm×19.7mm×20mm，侧向力元件的尺寸为10mm×19.7mm×20mm，轴向力和法向力元件两侧设置有12个弹性支撑片，侧向力元件两侧设置有24个弹性支撑片（如图2所示）。

图1 天平示意图Fig.1 Schematic of the balance

图2 天平结构示意图Fig.2 Schematic of the balance structure

天平组桥方式如图3所示，各测量元件应变片粘贴时尽量靠近梁根部，应变计采用中航电测ZF350－3 AA型应变计；电桥B1、B2分别由处于对角线的2个轴向力元件X1、X4和X2、X3进行两两组桥，以增大轴向力的测量灵敏度，电桥B3～B8分别由4个法向力元件和2个侧向力元件Y1、Y2、Y3、Y4、Z1、Z2进行单独组桥，公式（1）为各载荷分量信号的处理公式。

图3 天平组桥方案Fig.3 Diagram of the balance gauge bridges

表1 天平材料力学性能Table 1 Mechanical properties of the balance material

（3）天平的固定端和浮动端设计有2个安全保险销和4个限位块，通过调节安全销的直径和限位块的间隙确保在天平过载时进行限位，防止天平损坏；同时天平两端设计有保护罩，隔离热气流对应变片等测量元件的冲击（见图1和2）。

2 有限元计算

2.1网格划分

在天平设计方案确定后，采用有限元分析方法对天平进行了强度校核和应变计算，有限元计算软件采用了ANSYS Workbench的有限元分析模块。为了减小网格数量，节省计算时间，在网格划分时忽略了圆角、倒角和异型孔等特征，整体网格的尺寸控制为5mm，在测量元件、弹性支撑片等部位网格尺寸控制为1mm，网格总数为171万（如图4所示）。

2.2天平强度校核

天平量程根据模型的气动载荷和重量来确定（见表2）。在进行强度校核时，对天平施加2种载荷，第1种载荷按照天平量程进行六分量综合加载，第2种载荷考虑了脉冲燃烧风洞试验中模型可能受到的冲击载荷。表2给出了2组载荷的大小和最大等效应力的计算结果，图5给出了2组载荷下天平变形的计算结果。根据计算结果，在按照天平量程进行综合加载时，天平最大变形为0.22mm，最大等效应力为203.1MPa；按照冲击载荷进行加载时，天平最大变形为0.61mm，最大等效应力为778.4MPa。在2种载荷下天平的最大等效应力均在材料的屈服极限范围内，可保证天平在冲击载荷的作用下不受损坏。

表2 天平强度校核结果Table 2 Strength assessment results of the balance

图5 天平变形计算结果Fig.5 Finite analysis displacement results of the balance

2.3天平应变计算

为了对天平各分量之间的干扰进行定量分析，在有限元计算中按照天平量程对各分量进行单独加载，得到了测量元件贴片处沿应变片丝栅方向的应变值，根据应变片的灵敏度系数得到其电阻变化值，再根据天平组桥方式得到模拟加载条件下各分量的输出电压与供桥电压的比值，表3给出了计算结果。从计算结果来看，由于计算时加载点取在天平上表面几何中心，加载点与侧向力元件和法向力元件中心在法向上位置存在差异，造成侧向力对滚转力矩存在约17%的干扰，滚转力矩对侧向力矩存在约6%的干扰，实际使用时在天平公式中引入二次干扰项对该干扰进行修正。天平其他分量之间干扰均较小。

表3 模拟加载天平输出Table 3 Simulative output of the balance

3 天平静校结果

天平静校在中国空气动力研究与发展中心低速所的TJZ－01校准架上进行地轴校准，校准中心位于天平上表面几何中心垂直上方90mm处。静校结果如表4所示，天平精准度满足GJB2244A－2011《风洞应变天平规范》［10］合格指标的要求，部分指标达到先进要求。

表4 天平静校结果Table 4 Static calibration results of the balance

4 测力试验

模型测力试验在脉冲燃烧风洞开展，试验来流马赫数为6，图6、7分别给出了热流工况下轴向力、法向力和俯仰力矩信号曲线（Balance－X，Balance－Y，Balance－Mz）、3个分量低通滤波（截止频率10Hz）后的信号曲线（X－Filter，Y－Filter，Mx－Filter）、来流总压（p0）、燃烧室压力（Comb pressure）以及供油压力（Fuel supply）信号曲线。由总压信号可知，风洞启动激波在0.84s左右到达试验段，同一时刻油路开始供油，1.00s左右风洞来流趋于稳定，但此时燃料还未喷注到位，燃烧室未点火，模型处于冷流状态；随着风洞总压逐渐趋于平稳，燃烧室压力也趋于平稳，纵向3个气动力、力矩信号开始输出且振荡逐渐衰减，此时轴向力信号输出为正，模型在轴向受到阻力；发动机在1.21s实现点火，随之燃烧室压力迅速上升，并在1.26s左右达到稳定，天平轴向力迅速反号，表明发动机输出了正推力，发动机点火对法向力信号没有明显影响，俯仰力矩信号有小幅增加，在这个过程中3个分量信号随时间有明显衰减；1.66s左右，真空箱反压开始冲击到模型上，有效试验时间结束，发动机熄火，风洞停车时的冲击载荷导致天平信号出现了剧烈振荡。天平输出正确反映了模型的受力状况，与燃烧室压力的跟随性良好。

图6 轴向力信号时序曲线Fig.6 Sequence signal profile of the Balance－X

图7 法向力、俯仰力矩信号时序曲线Fig.7 Sequence signal profile of the Balance－Yand Balance－Mz

图8 天平信号频谱Fig.8 Frequency spectrum of the balance signal

表5 重复性考核结果Table 5 Results of the repeated calibration

脉冲风洞测力试验一般要求获得不少于6个周期的天平信号［11－12］。根据对天平输出信号的频谱分析，轴向力信号的主频为36.4Hz，法向力信号的主频为51.5Hz，俯仰力矩信号的主频为25.3Hz（见图8），均满足脉冲风洞测力要求，说明由模型／天平／支架构成的测力系统的刚度良好。在天平信号取值时，要求总压波动和天平滤波信号波动小于5%，并且燃烧室压力信号稳定，取该有效试验数据时间内天平未滤波信号周期最多的数据段。根据该取值方法，天平纵向3个分量信号可取的周期数和主频见表6。

表6 天平信号主频和有效数据周期数Table 6 Eigen frequency and number of periods of the valid balance signal

在试验过程中，受风洞启动和停车时冲击载荷影响，模型振动强烈，天平工作环境较恶劣，为了对天平测力结果进行重复性考核，在同一马赫数、迎角下进行了冷流重复性试验，表5给出了试验结果。根据试验结果，风洞总压的精度为0.79%，风洞运行稳定，轴向力系数的精度为1.60%，天平测力结果重复性较好，性能稳定。

5 结 论

脉冲燃烧风洞试验时间短，模型重量大以及快速精准测力的要求给天平设计提出了较高的要求，本文所提出的天平方案采用“整体梁式”设计，结构紧凑；测量元件采用“T”字形竖直梁并辅以弹性支撑片，较好地协调了天平刚度和灵敏度之间的关系；并采用限位块和安全销防止天平在冲击载荷下受到损坏。试验测力结果表明，天平输出信号与燃烧室的跟随性良好，正确地反映了模型的受力状况；由模型／天平／支架构成测力系统的响应频率满足脉冲风洞的测力要求；天平性能稳定，重复性精度较高。该天平方案满足了大缩比尺寸高超模型在脉冲燃烧风洞快速测力的要求。

Wu Y C，He Y Y，He Wei，et al.Progress in airframe－propulsion integration technology of air－breathing hypersonic vehicle［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2015，36（1）：245－260.

［4］贺元元，乐嘉陵，倪鸿礼.吸气式高超声速机体－推进一体化飞行器数值和试验研究［J］.实验流体力学，2007，21（2）：29－34.He Y Y，Le J L，Ni H L.Evaluation of aero－propulsive performance for integrated hypersonic vehicle［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2007，21（2）：29－34.

［5］Guy R W，Rogers R C，Puster R L，et al.The NASA Langley Scramjet Test Complex［R］.AIAA－1996－3243，1996.

［6］乐嘉陵，刘伟雄，贺伟，等.脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用［J］.实验流体力学，2005，19（1）：1－10.Le J L，Liu W X，He W，et al.Impulse combustion wind tunnel and its application in rocket and scramjet research［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2005，19（1）：1－10.

［7］Le J L，Liu W X，Yu G.Recent progress of our scramjet research［C］／／ISABE2005－1009，17th International Symposium on Airbreathing Engines，Munich，Germany，2005.

［8］刘伟雄，谭宇，毛雄兵，等.一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用［J］.实验流体力学，2007，21（4）：59－64.Liu W X，Tan Y，Mao X B，et al.The development and preliminary application of a pulse combustion wind tunnel with new running way［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2007，21（4）：59－64.

［9］乐嘉陵.吸气式高超声速技术研究进展［J］.推进技术，2010，31（6）：641－649.Le J L.Progress in air－breathing hypersonic technology［J］.Journal of Propulsion Technology，2010，31（6）：641－649.

［10］中国人民解放军总装备部.GJB2244A－2011风洞应变天平规范［S］.北京：总装备部军标出版发行部，2011.

［11］费叶泰.误差理论与数据处理［M］.第4版.北京：机械工业出版社，2000：211－217.

［12］吕金洲，张小庆，高宏力，等.脉冲燃烧风洞测力天平动力学建模与分析［J］.噪声与振动控制，2015，35（1）：182－186.Lvy J Z，Zhang X Q，Gao H L，et al.Structural dynamics modeling and analysis of the force balance for an impulse combustion wind tunnel［J］.Noise and Vibration Control，2015，35（1）：182－186.

［13］王玉花，孙良，郑粤蓉.高超声速风洞大轴向力中温天平的研制［J］.实验流体力学，2006，20（1）：86－90.Wang Y H，Sun L，Zheng Y R.The development of the larger axial force intermediate temperature balance in the hypersonic wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2006，20（1）：86－90.

［1］Holland S D，Woods W C，Engelund W C.Hyper－X research vehicle experimental aerodynamics test program overview［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（6）：828－835.

［2］Hank J M，Murphy J S，Mutzman R C.The X－51Ascramjet engine flight demonstration program［C］.15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference，Dayton，Ohio，2008.AIAA－2008－2540.

［3］吴颖川，贺元元，贺伟，等.吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展［J］.航空学报，2015，36（1）：245－260.

Development and application of the force－measuring balance in impulse combustion wind tunnel tests

He Wei1，Gao Chang1，＊，Zhang Xiaoqing2，Yu Shien2
（1.Science and Technology on Scramjet Laboratory，Hypervelocity Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Airbreathing Hypersonic Technology Research Center，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

A design scheme of strutting internal six－component strain gage balance is developed to meet the requirements of aerodynamic load tests for big－weight hypersonic models under cold and hot conditions in the impulse combustion wind tunnel.The fast－response ability of balances is crucial in hypersonic force－measuring tests because of short test duration，serious impulsive load and big model weight.The mutually exclusive stiffness and sensitivity are coordinated.The balance is qualified according to static calibration results.Demonstrated by the test results，the consistency between the output signal of the balance and the combustor pressure is good，which indicates that the balance accurately reflects the aerodynamic loads of the model.Stability of the balance is confirmed by the axial force coefficient precision of 1.6%in the repeated calibration tests，and the eigen frequencies of the axial force，normal force and pitch moment signal satisfy the criteria in impulse wind tunnel tests.In conclusion，the balance has met the requirements of aerodynamic load tests of hypersonic vehicle models in impulse combustion wind tunnels.

strain gage balance；impulse combustion wind tunnel；fast－response

V211.74

：A

（编辑：张巧芸）

1672－9897（2016）04－0066－05

10.11729／syltlx20160011

2016－01－08；

2016－04－26

＊通信作者E－mail：gaochang5678＠sina.com

He W，Gao C，Zhang X Q，et al.Development and application of the force－measuring balance in impulse combustion wind tunnel tests.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（4）：66－70.贺 伟，高 昌，张小庆，等.脉冲燃烧风洞测力天平研制与应用.实验流体力学，2016，30（4）：66－70.

贺伟（1965－），男，湖南双峰人，研究员。研究方向：超燃冲压发动机及试验技术。通信地址：四川省绵阳市中国空气动力学研究与发展中心（621000）。E－mail：misterhewei＠qq.com