導彈掛飛載荷的校準試驗分析

劉敬禮，唐　寧

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

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導彈掛飛載荷的校準試驗分析

劉敬禮，唐寧

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

摘要：為得到某型導彈的掛飛載荷，采用桿式內置六分量應變天平方法進行測量，詳細介紹了該方法的基本原理，為飛行實測導彈掛飛載荷提供了一種思路。 該方法的測量結果可用于風洞試驗和計算流體力學仿真分析結果的對比。介紹了集成有應變天平的掛飛導彈的載荷校準試驗，來驗證應變天平的測量誤差和測量能力。分析試驗數據可知，該方法的測量精度滿足飛行實測要求。

關鍵詞:應變天平掛飛載荷校準試驗

0引言

導彈與載機間的氣動干擾影響載機的性能和操縱,其掛飛載荷不僅是設計懸掛裝置與支撐結構的必要輸入,還會影響武器分離的初始姿態、安全性和投放的準確性。國外經過多年探索和研究，開發了外掛物載荷測量的多種方法[1-2]，例如風洞試驗、CFD計算、飛行試驗等，通過對各種方法的比較研究和對數據的總結分析，最終修訂了MIL-A-8591中外掛物載荷計算方法[3]。國內研究在飛行試驗方面起步較晚，曾開發小型掛架天平，其載荷數據在某新型機外掛物與載機分離軌跡預計和評估中發揮了重要作用[4]。

參考國內外研究經驗，本文考慮該導彈、掛架與周圍環境的限制，將桿式應變天平內置于某型導彈內部，分別與導彈的結構框和吊掛連接固定。導彈通過吊掛與懸掛裝置連接。導彈掛飛過程中承受的載荷有慣性力、重力、氣動力、支反力，其中重力、慣性力可以通過飛機的姿態角、過載等信息結算得到，氣動力難以直接測得，吊掛處應變天平可以感受到懸掛裝置傳遞的支反力，在四種載荷作用下導彈受力處于平衡狀態，這樣就可以求得導彈在相應掛飛狀態下的氣動載荷。通過對懸掛裝置上的導彈施加單向和組合加載來驗證應變天平的測量精度。應變天平測量導彈的掛飛載荷關鍵在于天平敏感元件與應變電橋的設計。

1測量原理

1.1應變天平結構

采用的應變天平需內置于導彈內部，對天平的尺寸有一定要求，因為應變天平輸出信號較小(mV級)，應先對信號進行調理，增大輸出信號，提高分辨率和抗干擾能力，并對信號的偏移、溫漂等進行數字補償，以便后期進行采集、存儲。應變天平的測量元件一般采用矩形截面梁式結構，可以測量天平感受到的力和力矩。該類型天平的軸向力元件兩端支撐元件設置在中心，可在較小直徑的情況下，獲得較長的支撐元件，以提高測量元件的靈敏度，并有利于提高天平元件縱向與橫向的剛度[5]。

圖1所示的是一個桿式六分量應變天平的測量截面。為保證應變天平的加工質量，需要按照設計技術要求和國家標準對其進行嚴格檢驗[6]，包括對尺寸、位置類參數的加工誤差、錐面配合精度、表面粗糙度等方面要求。根據導彈的使用飛行高度范圍、過載范圍、設計使用載荷等信息，合理設計天平的量程、精度、敏感性、剛度，且使其對非測量方向的分量具有較強的抗干擾能力。一般情況下，通過選擇敏感元件的不同結構形式可以不同程度地實現被測力和力矩的機械分解，通過應變計的粘貼位置與測量電路的設置來實現力和力矩的電氣分解。

圖1　六分量應變天平測量截面

1.2掛飛載荷測量原理

將三臺六分量應變天平內置于導彈內部不同部位，一端與導彈的結構框固定，另一端與導彈的吊掛連接。導彈通過吊掛與懸掛裝置連接。導彈掛飛過程中承受的氣動載荷通過各個吊掛傳遞給懸掛裝置。對于一般的三吊掛導彈，通常將前吊掛的六個自由度限制，作為彈體的主要傳力構件，對于中、后吊掛沿彈軸方向是不受約束的。掛飛過程中導彈承受的載荷有慣性力、重力、氣動力、支反力，如圖2所示，其中重力、慣性力可以通過飛機的姿態角、過載等信息計算得到，掛飛狀態下飛機、彈架、導彈的相互作用，氣流擾動嚴重，導彈承受的氣動力難以直接測得，吊掛處應變天平可以感受到懸掛裝置傳遞的支反力，在四種載荷作用下導彈受力處于平衡狀態，見公式(1)所示，這樣就可以求得導彈在相應掛飛狀態下的氣動載荷。

為保證測力天平測得的載荷為導彈掛飛中真實承受的氣動載荷，在安裝天平后，對導彈進行重量配平、重心調整、轉動慣量調整等工作。

F慣性力+F重力+F支反力+F氣動力=0

(1)

圖2　導彈掛飛狀態下的受載

2校準試驗介紹

使用的六分量應變天平研制完成后，在BACS1500自動天平校準臺上進行全自動體軸校準，各分量測量精度達到國軍標的合格標準。將應變天平集成到導彈內部后進行整體加載驗證，采用的校準試驗設備是MOOG液壓加載控制系統，將集成有應變天平的導彈通過懸掛裝置固定約束在實驗臺架上，使用液壓作動筒對導彈施加單向和組合的載荷，來驗證應變天平的測量精度。模擬掛飛過程中導彈受到的氣動載荷，采集應變天平的輸出微電壓值，通過校準公式得到導彈各吊掛處的載荷值，考慮吊掛到導彈重心的不同距離以及天平局部坐標與整體坐標的一致性，在計算導彈整體載荷時，利用力的平移原理對各向載荷進行修正。計算時采用整體坐標系，規定X向為縱向力，從彈尾指向彈頭為正；Y向為升力，垂直向上為正；Z向為側向力，滿足右手定律。加載方向及裝置說明如下：

負X向加載，在導彈頭部布置一個卡箍，通過鋼絲繩施加負X向拉力；

負Y向加載，在導彈重心處，通過鋼絲繩施加負Y向拉力；

正Z向加載，在導彈重心處，通過鋼絲繩施加正Z向拉力；

正Mx向加載，在導彈尾舵安裝位置，通過鋼絲繩和定滑輪施加正Mx向載荷。

單向載荷施加順序為X、Y、Z、Mx。單向載荷加載臺階分別為30%、60%、100%的最大載荷，數據處理時，將各向載荷按照各自最大值進行無量綱化處理。取單向加載最大載荷的0.6倍作為組合加載時的各向最大值，不分臺階直接加載到組合加載的最大載荷。通過載荷校準，可以得到應變天平的測量最大誤差。

3數據分析

3.1數據處理方法

六分量應變天平可以感受六個方向的載荷，分別為Y、Mz、Mx、X、Z、My。描述天平測量載荷與其輸出信號的關系式，稱為天平校準公式。一般有隱式和顯式兩種表達方法，其中六分量應變天平常用的隱式表達式見公式(2)，美國AIAA地面試驗技術委員會提出96項系數的數學模型，包括主系數1項，一次干擾系數5項，二次平方干擾系數6項，二次交叉干擾系數15項，三次立方干擾系數6項，一次非對稱干擾系數6項，二次非對稱干擾系數51項，三次非對稱干擾系數5項，本文不考慮非對稱性和三次立方干擾，采用27項校準系數。

(2)

式中：Fi為第i個分量的載荷測值；

ai為第i個分量的主系數；

Δui為第i個分量的應變電橋輸出值；

bij為其它分量載荷對第i個分量的線性干擾系數；

cjk為其它分量載荷對第i個分量的平方干擾系數(j=k)和交叉干擾系數(j≠k)；

Fj和Fk為對第i個分量產生干擾的分量載荷。式(2)中的各種待定系數，可通過單分量和組合分量加載校準試驗確定。

3.2單向加載數據分析

分析單向加載試驗數據，經無量綱化處理，在此列出單向加載30%、60%、100%時天平計算載荷值與理論加載值的對比結果，表1所示，從最大載荷計算值的差異來看，X向的誤差最大為3.3%。考慮到加載約束臺架、加載鋼絲繩的變形以及液壓加載系統的液壓壓力不穩定導致實際加載值與理論值有些許差異。該最大誤差滿足導彈掛飛載荷測量要求。

表1

單向加載天平計算值與理論加載值的

3.3組合加載數據分析

分析組合加載試驗數據，經無量綱化處理，在此列出組合加載時，天平計算載荷值與理論加載值的對比結果，如表2所示。從最大載荷計算值的差異來看，X向和Mx向的誤差較大，事后分析加載裝置發現，加載過程中，X向和Mx向加載裝置發生干涉，導致兩個方向的鋼絲繩拉緊后，出現相互牽扯的現象。

表2組合加載天平計算值與理論加載值的區別

XYZMx理論加載值1111計算載荷值0.770.980.962.66

4結束語

1)應變天平的單向加載校準試驗表明，X向測量精度誤差最大為3.3%，考慮到加載約束臺架、加載鋼絲繩的變形以及液壓加載系統的液壓壓力不穩定導致實際加載值與理論值有些許差異，該誤差滿足導彈掛飛載荷測量要求。

2)應變天平的組合加載校準試驗表明，X向和Mx向測量誤差較大。究其原因，發現在校準試驗時，施加軸向載荷和扭矩載荷的加載鋼絲繩發生干涉，導致兩種載荷的相互影響，無法準確得知施加的載荷值。

3)內置式六分量應變天平是測量導彈掛飛載荷的核心部件，該方法較成熟、測量準確, 其測量結果可用于風洞試驗和計算流體力學仿真分析結果的對比。

參考文獻

[1]F/A-18A.Preliminary store separation/jettison characteristic report[R]//MDC Report A5209.1987.

[2]Renirie L. Steady pressure measurement on wing with stores in subsonic flow[R]//NLR TR 71095C.1971.

[3]Military specification: airborne stores, suspension equipment and aircraft-store interface(carriage phase),general design criteria for:MIL-A-8591G[S/OL]. [1983-12-01].http://everyspec.com/MIL-SPECS/MIL-SPECS-MIL-A/MIL-A-8591G_28704.

[4]曹虎成，李少鵬，張立功.掛架天平測量飛機外掛物運載飛行載荷[J].彈箭與制導學報，2010,30(1):223-225.

[5]賀德馨.風洞天平[M].北京：國防工業出版社,2001.

[6]國防科學工業技術委員會.風洞應變天平規范：GJB 2244A-2011[S] .北京：國防科工委軍標出版發行部,2011.

Calibration test of missile in-flight load

LIU Jingli，TANG Ning

Abstract:In this study, six-component beam strain gauge balance was adopted to measure the in-flight load of a certain missile. We introduced the principles of the method, and provided an idea for the actual measurement of the missile in-flight load. The results obtained by such method could be used in comparison to the results by wind tunnel test or computational fluid dynamics simulation. Then we carried out the calibration test of the in-flight load of the missile integrated with the strain gauge balance, so as to verify the measurement capability and errors of the strain gauge balance. The results showed that the accuracy of the method could meet the demand of the actual measurement.

Keywords:strain gauge balance; in-flight load; calibration test

收稿日期：2015-09-29

作者簡介：劉敬禮(1982-)，男，山東臨朐人，就職于中國飛行試驗研究院，工程師，碩士，從事飛機飛行載荷測量方面的研究工作。

中圖分類號：V214.19

文獻標識碼：A

文章編號：1002-6886(2016)02-0070-04