風洞試驗微量滾轉力矩測量試驗技術*

劉高計,于衛青,王 晨

(1 西安現代控制技術研究所,西安 710065;2 中國航空工業集團公司沈陽空氣動力研究所,沈陽 110034)

0 引言

彈箭兵器多采用大長細比帶翼旋轉彈體方案,特點是小型、高速和旋轉。旋轉彈箭兵器通過繞自身縱軸旋轉實現穩定飛行,可用一對舵面、一個控制通道同時完成俯仰/偏航方向控制,具有穩定性好、易于操控等優點。同時還可消除飛行過程中的推力偏心、質量偏心、氣動力偏心等不利因素的影響,大幅度提高命中精度和打擊效率,且成本低廉。旋轉彈箭兵器在飛行中會出現陀螺不穩定、馬赫努斯不穩定、耦合共振、自轉閉鎖、災難性偏航和大擺動運動等現象,這些現象都與旋轉特性有關。滾轉力矩參數是旋轉彈箭兵器轉速設計、氣動力精細化設計和非定常氣動力特性研究的重要技術依據。由于旋轉彈箭兵器構型的特殊性,在風洞測力試驗時,滾轉力矩分量氣動力載荷相對于其它分量氣動力載荷要小得多,試驗過程中各分量氣動力載荷嚴重不匹配的特點導致了滾轉力矩分量風洞測力試驗精度遠低于其它分量的試驗精度。目前國內常用的常規應變天平精度難以滿足旋轉彈箭兵器微量滾轉力矩風洞試驗精度要求。研制的新型六分量微量滾轉力矩應變天平可直接應用于旋轉彈箭兵器風洞測力試驗中,同時還可應用于旋轉彈箭兵器平衡轉速試驗、氣動滾轉阻尼力矩試驗和航空航天等其它飛行器風洞測力試驗,具有重要的應用價值。旋轉彈箭兵器氣動布局如圖1所示。

圖1 旋轉彈箭兵器氣動布局示意圖

1 技術條件

風洞測力試驗馬赫數范圍Ma=0.3～4.0,攻角范圍α=-10°～20°,偏航角β=0°,滾轉角γ=0°,應變天平桿徑d=Φ28 mm。通過對以往旋轉彈箭兵器風洞測力試驗項目試驗數據的統計分析,確定了旋轉彈箭兵器微量滾轉力矩應變天平設計量程,如表1所示。

表1 天平設計量程

應變天平元件材料F141,支桿材料30CrMnSiA。材料的機械性能參數如表2所示。

表2 材料機械性能參數

圖3 設備結構及組成示意圖

2 結構設計

2.1 技術難點

常規應變天平結構構型如圖2所示。

圖2 常規應變天平結構構型示意圖

常規應變天平結構構型的特點是:

1)測量元件集中布局,各分量具有顯著的交互作用;

2)彈性梁同時具有模型支撐、力的傳遞和力的測量作用;

3)作為模型支撐梁,要求強度高、剛度大;

4)作為力的傳遞梁,要求具有良好的力的傳遞性和抗干擾能力;

5)作為測量梁,要求具有良好的力分解性和高的靈敏性。

這些特點決定了常規應變天平結構構型適合于測量量程匹配合理,靈敏度無特殊要求的常規應變天平構型設計。旋轉彈箭兵器的構型特點是長細比大,法向力大,俯仰力矩大,滾轉力矩特別小。譬如,某項目風洞測力試驗模型法向力分量載荷為480 N,俯仰力矩分量載荷為48 N·m,滾轉力矩分量載荷僅為3 N·m左右。對于測量量程嚴重不匹配,尤其是滾轉力矩分量測量量程相對于其它分量測量量程特別小的情況,常規應變天平的結構構型無法提高滾轉力矩分量靈敏度和抗干擾能力。

2.2 主要措施

為了提高滾轉力矩分量設計靈敏度,減小其它分量的干擾,在結構設計方面,采取的主要措施如下:1)采用分立式內置測量元件與外置測量元件相結合的串聯式新型結構布局,將滾轉力矩分量測量元件獨立設置于試驗模型外部單獨進行設計,保證了滾轉力矩分量設計靈敏度,提高了抗干擾能力。將其它五個分量測量元件集中設置于試驗模型內部同一單元里,構成組合單元,進行靈敏度綜合設計,保證了綜合性能,減小了體積。2)采用了懸臂梁與簡支梁相結合的串聯式新型支撐方式,消除了其它分量對滾轉力矩單元的干擾,提高了抗干擾能力。3)對滾轉力矩單元設置了安全限位機構,防止模型在安裝或風洞啟動關車過程中,由于載荷超量程而引起的滾轉力矩元件的損壞。4)在懸臂梁支撐端安裝了高精度滾珠軸承,保證滾轉力矩的準確傳遞,降低了摩擦力矩的影響。5)滾轉力矩單元采用四柱梁式結構形式,在保證高靈敏度的條件下,提高了抗干擾能力和測量精度,提高了綜合性能。6)測量元件采用了錐體連接,保證了定位精度,提高了連接的可靠性。設備結構及組成示意圖如圖3。

2.3 測量元件布局

測量元件布局如圖4所示。

圖4 測量元件布局示意圖

3 靈敏度設計

應用Ansys軟件進行了天平元件靈敏度有限元設計,各單元平均設計應變值為:法向力元平均設計應變值為283 με,計算云圖如圖5所示;俯仰力矩元平均設計應變值為396 με,計算云圖如圖6所示;偏航力元平均設計應變值為274 με,計算云圖如圖7所示;偏航力矩元平均設計應變值為391 με,計算云圖如圖8所示;軸向力元平均設計應變值為379 με,計算云圖如圖9所示;滾轉力矩元平均設計應變值為375 με,計算云圖如圖10所示。

圖5 法向力元平均設計應變

圖6 俯仰力矩元平均設計應變

圖7 偏航力元平均設計應變

圖8 偏航力矩元平均設計應變

圖9 軸向力元平均設計應變值

圖10 滾轉力矩元平均設計應變

4 原理樣機

按照應變天平施工工藝要求,對加工好的元器件進行了組裝、應變計粘貼、橋路設計、線路敷設和調試,裝配后微量滾轉力矩應變天平原理樣機如圖11所示。

圖11 測量設備原理樣機示意圖

5 靜態校準

西安現代控制技術研究所體軸系天平校準設備校準量程較大,不適合微小量程滾轉力矩天平校準,故該天平在中國航空工業集團公司沈陽空氣動力研究所小量程地軸系天平校準設備進行了靜態單元加載校準。

5.1 校準設備介紹

該校準設備是一套地軸系六自由度手動加載校準設備,天平支撐機構結構緊湊,可實現六自由度調整。X、Z向調整機構為精密雙坐標工作臺,進給量為±0.02 mm,α、β角度調節機構是可傾回轉工作臺,角度誤差為±10″,γ角調節機構為兩級渦輪桿減速機構,Y向調節機構安裝了滾動導軌塊,轉動平穩可靠,精度高。加載頭采用頂尖和平行四聯桿機構,可減小因天平受載變形,力作用點位置改變而產生附加力矩的影響。加載頭下方為精確安裝的定位平臺和加載頭定位塊,用于加載頭精確安裝定位。

5.2 靜態校準結果

靜態校準滿量程輸出如表3所示,靜態校準靈敏度如表4所示,靜態校準精準度如表5所示。

表3 靜態校準滿量程輸出 mV

表4 靜態校準靈敏度 mV/P

表5 靜態校準精準度 %

6 動態校準

6.1 校準設備介紹

FL-1風洞是一座實驗段橫截面尺寸為0.6 m×0.6 m的半回流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風洞,馬赫數范圍Ma=0.3～4.0,攻角范圍α=-10°～20°,實驗段全長1 575 mm。亞、跨聲速實驗時,上、下壁是開孔率為15%的直孔壁板,孔徑為10 mm。左、右側壁為實壁。超聲速實驗時,四壁皆為實壁。迎角控制精度小于0.05°。風洞測控系統采用計算機局域網絡現場總線控制系統,數據采集頻率為50 000 s-1,系統精度優于0.06%。風洞前室總壓、駐室參考點靜壓及模型底部壓力用壓力變送器測量。亞跨聲速時,Ma控制精度為|ΔM|≤0.003。

6.2 試驗條件

試驗Ma=1.2,試驗攻角α=-4°、-2°、-1°、0°、2°、4°、6°、8°,試驗車次M=7次。

6.3 精度計算

應變天平的動態精度考核是用標準模型在同一實驗狀態(相同偏航角、相同馬赫數、不同攻角)下進行縱向與橫向重復性實驗,每個實驗狀態重復實驗7次,在對實驗數據進行正確性判別與剔除后,按下列公式計算天平動態校準精度:

6.4 動校精度

在試驗Ma=1.2時,天平風洞動態校準精度如表6所示。

表6 應變天平風洞動態校準精度

7 結論

針對旋轉彈箭兵器對風洞試驗微小量程滾轉力矩精密測量提出的需要,提出了一種內置測量元件與外置測量元件相結合的串聯分立式新型天平結構形式。將滾轉力矩分量測量元件置于模型外部,獨立進行設計,保證了設計靈敏度,增強了抗干擾能力;將其它五個分量測量元件置于模型內部,進行整體設計,保證了綜合性能。研制的天平原理樣機滾轉力矩分量靜態校準精度為0.24%、靜態校準準度為0.44%,滾轉力矩分量風洞動校試驗精度在Ma=1.2時為σmx=0.000 2,達到了西安現代控制技術研究所彈箭兵器標模風洞試驗精度規范規定的σmx=0.000 3～0.001 6的上限指標。該天平已于2015年在FL-1風洞進行了彈箭兵器標模風洞動態校準測力試驗,取得了良好效果,解決了旋轉彈箭兵器風洞試驗微量滾轉力矩試驗精度低的問題,達到了預期目的。