风洞试验微量滚转力矩测量试验技术*

刘高计,于卫青,王 晨

(1 西安现代控制技术研究所,西安 710065;2 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所,沈阳 110034)

0 引言

弹箭兵器多采用大长细比带翼旋转弹体方案,特点是小型、高速和旋转。旋转弹箭兵器通过绕自身纵轴旋转实现稳定飞行,可用一对舵面、一个控制通道同时完成俯仰/偏航方向控制,具有稳定性好、易于操控等优点。同时还可消除飞行过程中的推力偏心、质量偏心、气动力偏心等不利因素的影响,大幅度提高命中精度和打击效率,且成本低廉。旋转弹箭兵器在飞行中会出现陀螺不稳定、马赫努斯不稳定、耦合共振、自转闭锁、灾难性偏航和大摆动运动等现象,这些现象都与旋转特性有关。滚转力矩参数是旋转弹箭兵器转速设计、气动力精细化设计和非定常气动力特性研究的重要技术依据。由于旋转弹箭兵器构型的特殊性,在风洞测力试验时,滚转力矩分量气动力载荷相对于其它分量气动力载荷要小得多,试验过程中各分量气动力载荷严重不匹配的特点导致了滚转力矩分量风洞测力试验精度远低于其它分量的试验精度。目前国内常用的常规应变天平精度难以满足旋转弹箭兵器微量滚转力矩风洞试验精度要求。研制的新型六分量微量滚转力矩应变天平可直接应用于旋转弹箭兵器风洞测力试验中,同时还可应用于旋转弹箭兵器平衡转速试验、气动滚转阻尼力矩试验和航空航天等其它飞行器风洞测力试验,具有重要的应用价值。旋转弹箭兵器气动布局如图1所示。

图1 旋转弹箭兵器气动布局示意图

1 技术条件

风洞测力试验马赫数范围Ma=0.3～4.0,攻角范围α=-10°～20°,偏航角β=0°,滚转角γ=0°,应变天平杆径d=Φ28 mm。通过对以往旋转弹箭兵器风洞测力试验项目试验数据的统计分析,确定了旋转弹箭兵器微量滚转力矩应变天平设计量程,如表1所示。

表1 天平设计量程

应变天平元件材料F141,支杆材料30CrMnSiA。材料的机械性能参数如表2所示。

表2 材料机械性能参数

图3 设备结构及组成示意图

2 结构设计

2.1 技术难点

常规应变天平结构构型如图2所示。

图2 常规应变天平结构构型示意图

常规应变天平结构构型的特点是:

1)测量元件集中布局,各分量具有显著的交互作用;

2)弹性梁同时具有模型支撑、力的传递和力的测量作用;

3)作为模型支撑梁,要求强度高、刚度大;

4)作为力的传递梁,要求具有良好的力的传递性和抗干扰能力;

5)作为测量梁,要求具有良好的力分解性和高的灵敏性。

这些特点决定了常规应变天平结构构型适合于测量量程匹配合理,灵敏度无特殊要求的常规应变天平构型设计。旋转弹箭兵器的构型特点是长细比大,法向力大,俯仰力矩大,滚转力矩特别小。譬如,某项目风洞测力试验模型法向力分量载荷为480 N,俯仰力矩分量载荷为48 N·m,滚转力矩分量载荷仅为3 N·m左右。对于测量量程严重不匹配,尤其是滚转力矩分量测量量程相对于其它分量测量量程特别小的情况,常规应变天平的结构构型无法提高滚转力矩分量灵敏度和抗干扰能力。

2.2 主要措施

为了提高滚转力矩分量设计灵敏度,减小其它分量的干扰,在结构设计方面,采取的主要措施如下:1)采用分立式内置测量元件与外置测量元件相结合的串联式新型结构布局,将滚转力矩分量测量元件独立设置于试验模型外部单独进行设计,保证了滚转力矩分量设计灵敏度,提高了抗干扰能力。将其它五个分量测量元件集中设置于试验模型内部同一单元里,构成组合单元,进行灵敏度综合设计,保证了综合性能,减小了体积。2)采用了悬臂梁与简支梁相结合的串联式新型支撑方式,消除了其它分量对滚转力矩单元的干扰,提高了抗干扰能力。3)对滚转力矩单元设置了安全限位机构,防止模型在安装或风洞启动关车过程中,由于载荷超量程而引起的滚转力矩元件的损坏。4)在悬臂梁支撑端安装了高精度滚珠轴承,保证滚转力矩的准确传递,降低了摩擦力矩的影响。5)滚转力矩单元采用四柱梁式结构形式,在保证高灵敏度的条件下,提高了抗干扰能力和测量精度,提高了综合性能。6)测量元件采用了锥体连接,保证了定位精度,提高了连接的可靠性。设备结构及组成示意图如图3。

2.3 测量元件布局

测量元件布局如图4所示。

图4 测量元件布局示意图

3 灵敏度设计

应用Ansys软件进行了天平元件灵敏度有限元设计,各单元平均设计应变值为:法向力元平均设计应变值为283 με,计算云图如图5所示;俯仰力矩元平均设计应变值为396 με,计算云图如图6所示;偏航力元平均设计应变值为274 με,计算云图如图7所示;偏航力矩元平均设计应变值为391 με,计算云图如图8所示;轴向力元平均设计应变值为379 με,计算云图如图9所示;滚转力矩元平均设计应变值为375 με,计算云图如图10所示。

图5 法向力元平均设计应变

图6 俯仰力矩元平均设计应变

图7 偏航力元平均设计应变

图8 偏航力矩元平均设计应变

图9 轴向力元平均设计应变值

图10 滚转力矩元平均设计应变

4 原理样机

按照应变天平施工工艺要求,对加工好的元器件进行了组装、应变计粘贴、桥路设计、线路敷设和调试,装配后微量滚转力矩应变天平原理样机如图11所示。

图11 测量设备原理样机示意图

5 静态校准

西安现代控制技术研究所体轴系天平校准设备校准量程较大,不适合微小量程滚转力矩天平校准,故该天平在中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所小量程地轴系天平校准设备进行了静态单元加载校准。

5.1 校准设备介绍

该校准设备是一套地轴系六自由度手动加载校准设备,天平支撑机构结构紧凑,可实现六自由度调整。X、Z向调整机构为精密双坐标工作台,进给量为±0.02 mm,α、β角度调节机构是可倾回转工作台,角度误差为±10″,γ角调节机构为两级涡轮杆减速机构,Y向调节机构安装了滚动导轨块,转动平稳可靠,精度高。加载头采用顶尖和平行四联杆机构,可减小因天平受载变形,力作用点位置改变而产生附加力矩的影响。加载头下方为精确安装的定位平台和加载头定位块,用于加载头精确安装定位。

5.2 静态校准结果

静态校准满量程输出如表3所示,静态校准灵敏度如表4所示,静态校准精准度如表5所示。

表3 静态校准满量程输出 mV

表4 静态校准灵敏度 mV/P

表5 静态校准精准度 %

6 动态校准

6.1 校准设备介绍

FL-1风洞是一座实验段横截面尺寸为0.6 m×0.6 m的半回流暂冲下吹式亚、跨、超三声速风洞,马赫数范围Ma=0.3～4.0,攻角范围α=-10°～20°,实验段全长1 575 mm。亚、跨声速实验时,上、下壁是开孔率为15%的直孔壁板,孔径为10 mm。左、右侧壁为实壁。超声速实验时,四壁皆为实壁。迎角控制精度小于0.05°。风洞测控系统采用计算机局域网络现场总线控制系统,数据采集频率为50 000 s-1,系统精度优于0.06%。风洞前室总压、驻室参考点静压及模型底部压力用压力变送器测量。亚跨声速时,Ma控制精度为|ΔM|≤0.003。

6.2 试验条件

试验Ma=1.2,试验攻角α=-4°、-2°、-1°、0°、2°、4°、6°、8°,试验车次M=7次。

6.3 精度计算

应变天平的动态精度考核是用标准模型在同一实验状态(相同偏航角、相同马赫数、不同攻角)下进行纵向与横向重复性实验,每个实验状态重复实验7次,在对实验数据进行正确性判别与剔除后,按下列公式计算天平动态校准精度:

6.4 动校精度

在试验Ma=1.2时,天平风洞动态校准精度如表6所示。

表6 应变天平风洞动态校准精度

7 结论

针对旋转弹箭兵器对风洞试验微小量程滚转力矩精密测量提出的需要,提出了一种内置测量元件与外置测量元件相结合的串联分立式新型天平结构形式。将滚转力矩分量测量元件置于模型外部,独立进行设计,保证了设计灵敏度,增强了抗干扰能力;将其它五个分量测量元件置于模型内部,进行整体设计,保证了综合性能。研制的天平原理样机滚转力矩分量静态校准精度为0.24%、静态校准准度为0.44%,滚转力矩分量风洞动校试验精度在Ma=1.2时为σmx=0.000 2,达到了西安现代控制技术研究所弹箭兵器标模风洞试验精度规范规定的σmx=0.000 3～0.001 6的上限指标。该天平已于2015年在FL-1风洞进行了弹箭兵器标模风洞动态校准测力试验,取得了良好效果,解决了旋转弹箭兵器风洞试验微量滚转力矩试验精度低的问题,达到了预期目的。