Φ1 m高超聲速風(fēng)洞小滾轉(zhuǎn)力矩測量技術(shù)

趙俊波, 梁 彬, 付增良, 張 旭, 張石玉

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

再入飛行器再入過程中由于氣動燒蝕和侵蝕的作用，氣動外形呈現(xiàn)小不對稱特征，從而產(chǎn)生較小量級的滾轉(zhuǎn)力矩。在此小量級滾轉(zhuǎn)力矩作用下，當(dāng)飛行器滾轉(zhuǎn)速率與俯仰速率接近時易發(fā)生滾轉(zhuǎn)共振現(xiàn)象，極大降低飛行性能[1-2]；當(dāng)飛行器滾轉(zhuǎn)速率接近零時, 將導(dǎo)致落點精度下降；同時也可能由于配平迎角過大而產(chǎn)生過大的橫向過載，帶來結(jié)構(gòu)強度方面的問題。如何準(zhǔn)確地測定此小量級滾轉(zhuǎn)力矩, 為再入飛行器的滾控設(shè)計提供依據(jù)顯得尤為重要。

但是，由于燒蝕產(chǎn)生的外形小不對稱所引起的滾轉(zhuǎn)力矩非常小，平均滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)低至10-6～10-5量級，波動量低至10-3～10-4量級，所以測量難度非常大，傳統(tǒng)靜態(tài)天平測量方法難以滿足要求。針對小滾轉(zhuǎn)力矩試驗測量的這一難點，國內(nèi)外作出了一定的研究工作[3-14]。在研究早期，Williams[4]以圓錐模型等作為研究對象，試驗給出了燒蝕的產(chǎn)生和變化結(jié)果，并采用直接測量方式確認(rèn)了燒蝕產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩作用。隨著測量技術(shù)的不斷發(fā)展，為了對小滾轉(zhuǎn)力矩進(jìn)行精確測量，其中一種思路是固定天平測量法，對測量天平進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，提高滾轉(zhuǎn)力矩量的測量精度。如蔣忠東等[5]、王樹民等[6]采用氣浮軸承與固定天平相結(jié)合的方式，天平僅受到滾轉(zhuǎn)力矩量的作用，避免了天平強度和靈敏度間的矛盾，實現(xiàn)了固定姿態(tài)模型的小滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)測量。劉明霞等[7]、于衛(wèi)青等[8,9]、秦永明等[10]利用滾珠軸承、簡支梁等機構(gòu)對測量天平進(jìn)行結(jié)構(gòu)改進(jìn)，抑制其他五個測量單元干擾的同時減小摩擦阻尼對滾轉(zhuǎn)力矩單元的影響，從而達(dá)到提高滾轉(zhuǎn)力矩測量靈敏度的目的。Wang等[11]采用復(fù)合式結(jié)構(gòu)，在提高滾轉(zhuǎn)力矩量測量的同時兼顧了其他分量的測量。另一種思路是自由滾轉(zhuǎn)測量法，如白葵等[12]利用基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗方法，實現(xiàn)了平均小滾轉(zhuǎn)氣動力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)測量。趙俊波等[13-14]在基于氣浮軸承系統(tǒng)試驗技術(shù)的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步獲取了滾轉(zhuǎn)靜力矩的周期性動態(tài)波動量。

由于設(shè)備條件所限，上述針對再入飛行器小量級滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)測量試驗研究工作均在Φ0.5 m量級高超聲速風(fēng)洞中展開，且各自具有一定的局限性：固定天平測量方式測量精度較低，且不能兼顧滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)的測量；傳統(tǒng)氣浮軸承自由滾轉(zhuǎn)測量方式試驗迎角范圍較小，最大迎角約6°。隨著對再入戰(zhàn)略武器有效突防要求的不斷提高，再入飛行器型號的不斷創(chuàng)新發(fā)展，研制過程中出現(xiàn)了大口徑風(fēng)洞、大迎角范圍試驗測量的迫切需求，隨之出現(xiàn)氣動載荷增加、模型轉(zhuǎn)動慣量增大等問題以及一系列衍生技術(shù)難題。

本文在近年來Φ0.5 m量級風(fēng)洞以氣浮軸承為核心建立的低阻尼自由滾轉(zhuǎn)測量試驗技術(shù)的研究工作[13-14]基礎(chǔ)上，針對大口徑風(fēng)洞進(jìn)行了試驗系統(tǒng)的優(yōu)化改進(jìn)和創(chuàng)新，發(fā)展了Φ1 m高超聲速風(fēng)洞再入飛行器小滾轉(zhuǎn)氣動力矩測量試驗技術(shù)，并完成試驗?zāi)Ｐ透唏R赫數(shù)、大迎角條件下多個狀態(tài)點的小滾轉(zhuǎn)力矩精細(xì)化測量試驗研究。

1 試驗系統(tǒng)

Φ1 m高超聲速風(fēng)洞再入飛行器小滾轉(zhuǎn)氣動力測量試驗系統(tǒng)如圖1所示，主要由風(fēng)洞、氣浮軸承、測控系統(tǒng)和模型構(gòu)成，其中氣浮軸承和測控系統(tǒng)是試驗系統(tǒng)的主要組成部分。

風(fēng)洞試驗前，首先對氣浮軸承供氣使其正常工作，同時利用軸承中的渦輪將軸承轉(zhuǎn)子和與轉(zhuǎn)子固連的模型驅(qū)動至試驗所需轉(zhuǎn)速，然后開始進(jìn)行風(fēng)洞試驗。在試驗吹風(fēng)過程中測量系統(tǒng)采集模型轉(zhuǎn)速變化過程數(shù)據(jù)，最后通過試驗數(shù)據(jù)辨識獲得模型滾轉(zhuǎn)力矩和滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)。

1.1 風(fēng)洞

本文研究工作在中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所的Φ1 m高超聲速風(fēng)洞(FD-30)中進(jìn)行。風(fēng)洞噴管出口直徑1m，采用高壓下吹-真空抽吸的運行方式，試驗馬赫數(shù)范圍為4～10，具有運行參數(shù)范圍寬、運行時間長、口徑大等優(yōu)點，利于特種試驗的開展[15-16]。

1.2 壓差式氣浮軸承

氣浮軸承作為試驗系統(tǒng)的核心設(shè)備，優(yōu)點在于摩擦阻尼極小，能夠在小量級滾轉(zhuǎn)力矩的測量中將摩擦阻尼的干擾最大程度降低，但抗載荷能力較弱。當(dāng)風(fēng)洞口徑較大時，縮比模型尺寸增大使得風(fēng)洞試驗中有量綱氣動載荷成倍增加，氣浮軸承抗載荷能力不足造成旋轉(zhuǎn)不暢、卡死等問題，甚至損壞氣浮軸承，導(dǎo)致試驗失敗。因此在大口徑風(fēng)洞中進(jìn)行試驗，需要氣浮軸承具有較好的抗載荷能力。本文在傳統(tǒng)氣浮軸承的基礎(chǔ)上進(jìn)行了優(yōu)化改進(jìn)，設(shè)計加工了適用于Φ1 m高超聲速風(fēng)洞、具有較好抗載荷能力的大尺寸壓差式氣浮軸承。

壓差式氣浮軸承實物在風(fēng)洞中安裝照片如圖2所示。基本原理如圖3所示，由于氣浮軸承轉(zhuǎn)子和定子之間縫隙約為0.05 mm，供氣后形成一層合適的薄空氣膜，因此軸承阻尼極低。軸承內(nèi)部氣膜面分為前后氣膜面和周向氣膜面，保證了轉(zhuǎn)子的浮起和軸向、周向定位。

圖2 壓差式氣浮軸承Fig.2 Photo of differential pressure gas bearing

圖3 壓差式氣浮軸承原理Fig.3 Principle of differential pressure gas bearing

壓差式氣浮軸承充分利用模型內(nèi)腔增大的空間，增加了軸承內(nèi)部氣膜總面積，提高氣浮軸承的抗法向載荷能力。同時，將前后氣膜面設(shè)計為前小后大，利用前后氣膜面氣浮面積差異帶來的壓差(圖3)，進(jìn)一步提高軸承的抗軸向載荷能力。表1中給出了傳統(tǒng)氣浮軸承與大尺寸壓差式氣浮軸承的性能對比。表1中可以看到，兩種氣浮軸承轉(zhuǎn)速下降速率近似，阻尼性能無明顯差別。壓差式氣浮軸承的承載能力遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)氣浮軸承，特別是軸向承載能力優(yōu)勢明顯。同時由于軸承整體和氣膜面尺寸的增大，壓差式氣浮軸承的供壓需求也相應(yīng)增大，但可用供壓壓力范圍較小。原因在于供壓壓力較小時不足以支持轉(zhuǎn)子正常浮起工作，而供壓壓力較大時前后氣膜面面積差異帶來的壓力差使得在無風(fēng)測試狀態(tài)下對轉(zhuǎn)子產(chǎn)生較大的向前作用力，造成前氣膜面變薄，超出理想工作范圍。這里需要說明的是，由于氣浮軸承為精密器件，超負(fù)荷運轉(zhuǎn)、抱死、磕碰等行為極易造成內(nèi)部氣膜接觸面損傷，導(dǎo)致性能下降甚至損壞。為保護(hù)氣浮軸承，性能測試時未進(jìn)行重復(fù)性測試，且未試探其臨界工作狀態(tài)，測試結(jié)果僅為單次近似結(jié)果。同時，無風(fēng)測試狀態(tài)和風(fēng)洞試驗狀態(tài)下氣浮軸承工況存在差別，性能測試僅具有對比定性和初步分析作用，并非風(fēng)洞試驗時的實際工作性能。但是，在風(fēng)洞試驗前進(jìn)行氣浮軸承無風(fēng)狀態(tài)性能測試非常關(guān)鍵，不僅能夠估算氣浮軸承承載、阻尼、供壓范圍等基本性能，為風(fēng)洞試驗提供重要參考；還能起到試驗前的系統(tǒng)調(diào)試作用，及時發(fā)現(xiàn)和解決異常現(xiàn)象，確保風(fēng)洞試驗順利開展。

表1 傳統(tǒng)式與大尺寸壓差式氣浮軸承性能對比Table 1 Comparison of properties of different gas bearing

另外，軸承后端安裝了可以進(jìn)行正、反向氣流驅(qū)動的渦輪機構(gòu)，通過對氣路的控制能夠方便的對模型轉(zhuǎn)向和轉(zhuǎn)速進(jìn)行控制。同時，針對以往研究中出現(xiàn)的風(fēng)洞低壓或近似真空環(huán)境下氣浮軸承承載能力下降的問題，在氣浮軸承中新設(shè)計了阻氣裝置，盡量減弱外界環(huán)境對軸承性能的影響(圖2)。同時，由于整體尺寸的增大，對氣浮軸承的加工精度提出了更高要求。

1.3 測控系統(tǒng)

如圖1所示，測控系統(tǒng)硬件設(shè)備主要包括多孔光柵和光電傳感器、供氣管路、控制柜和數(shù)據(jù)采集計算機等。測控系統(tǒng)主要實現(xiàn)氣路的控制和試驗數(shù)據(jù)的采集功能，其工作原理與文獻(xiàn)[13]類似，本文簡述如下：中壓氣源經(jīng)控制柜分三路分別實現(xiàn)氣浮軸承內(nèi)部氣膜供氣和正反向渦輪驅(qū)動。多孔光柵和試驗?zāi)Ｐ途踢B于軸承轉(zhuǎn)子上，試驗時多孔光柵和模型隨轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)，而固定于定子上的光電傳感器保持不動。光電傳感器根據(jù)和光柵間相對運動生成電壓信號，并由數(shù)據(jù)采集計算機采集(圖1)。其中，光柵孔對應(yīng)低電壓信號(約0 mV)，反之為高電壓信號(約5000 mV)。根據(jù)信號采集頻率、光柵孔間隔角度等系統(tǒng)信息，可通過電壓信號計算獲得模型轉(zhuǎn)動角速度隨時間的變化(圖4)。

在前期Φ0.5 m風(fēng)洞自由滾轉(zhuǎn)測量試驗技術(shù)的研究工作[13-14]中，完成了對模型轉(zhuǎn)速變化曲線周期性波動規(guī)律的測量，但并未對模型滾轉(zhuǎn)角位置進(jìn)行精確定位和測量。為了滿足再入飛行器日益增長的設(shè)計需求和試驗技術(shù)發(fā)展需求，本文測控系統(tǒng)中光柵進(jìn)行了改進(jìn)，準(zhǔn)確獲取了試驗中模型滾轉(zhuǎn)角的位置變化信息。采用了1個較小的光柵孔作為模型滾轉(zhuǎn)角度定位，起到標(biāo)識作用。如圖4所示差異化多孔光柵機構(gòu)，寬度較小的光柵孔與模型對稱面之間相對位置已知。試驗過程中通過追蹤小光柵孔的位置實現(xiàn)模型對稱面方位的辨識，從而實現(xiàn)氣動力測量與模型滾轉(zhuǎn)位置的精確匹配。標(biāo)識孔的標(biāo)識作用可在原始電壓數(shù)據(jù)上輕易識別標(biāo)志點位置，進(jìn)而在模型轉(zhuǎn)速變化曲線上對模型滾轉(zhuǎn)角位置進(jìn)行一一對應(yīng)標(biāo)識(圖4)。除標(biāo)識孔外，光柵板共有72個孔，每孔角度間隔為5°。

圖4 多孔光柵和原始電壓信號Fig.4 Grating and original voltage signals

1.4 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

根據(jù)風(fēng)洞噴管堵塞比要求以及氣浮軸承尺寸等限制，確定本文試驗?zāi)Ｐ涂s比和尺寸。本文中所采用的研究對象為自主設(shè)計的非軸對稱再入飛行器模型，底部直徑200 mm，模型示意圖如圖5所示。為達(dá)到準(zhǔn)確測量再入飛行器燒蝕作用造成的小滾轉(zhuǎn)力矩的研究目的，試驗?zāi)Ｐ头譃闊o燒蝕外形和燒蝕外形。

圖5 模型示意圖Fig.5 Sketch of model

本文中，由于風(fēng)洞口徑和模型尺寸較大，若采用鋼、鋁等常用材料進(jìn)行加工，模型滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量大幅增大，將嚴(yán)重影響試驗結(jié)果的氣動參數(shù)辨識，無法保證預(yù)期試驗效果(詳細(xì)分析和結(jié)果見2.2節(jié))。因此，為了避免高超聲速風(fēng)洞中高溫等惡劣條件對模型造成的損傷，同時兼顧試驗?zāi)Ｐ蜐L轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量較小的設(shè)計要求，模型后部主體材料為碳纖維復(fù)合材料整體編織，頭部材料為硬鋁。

為計算無量綱滾轉(zhuǎn)氣動力參數(shù)，必須對模型滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量進(jìn)行測量。由于試驗過程中模型與氣浮軸承轉(zhuǎn)子固連，實際滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量為試驗?zāi)Ｐ秃蜌飧≥S承轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動慣量之和。本文采用附加質(zhì)量法[3]對模型和氣浮軸承轉(zhuǎn)子的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量進(jìn)行準(zhǔn)確測量，測量結(jié)果如表2所示。

表2 滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量測量結(jié)果Table 2 Measurement results of rolling moment of inertia

2 試驗原理和性能預(yù)估

2.1 試驗原理

根據(jù)以往的研究結(jié)果[13]，再入飛行器基本外形的不對稱及再入燒蝕造成的小不對稱導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)靜力矩隨滾轉(zhuǎn)角變化而變化，傳統(tǒng)將小滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)視為常數(shù)的氣動建模方法無法精細(xì)化描述小不對稱滾轉(zhuǎn)力矩的周期性變化情況，首先應(yīng)建立能夠合理描述滾轉(zhuǎn)靜力矩周期性變化的滾轉(zhuǎn)運動控制方程模型：

(1)

其中:P為模型轉(zhuǎn)速，I為模型滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量，D為模型底部直徑，v為來流速度，q為來流動壓，s為模型底部面積，ClP為滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)，Cl0為滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)，A為滾轉(zhuǎn)靜力矩周期性波動幅值，φ為模型滾轉(zhuǎn)角位置。該氣動模型在前期的研究[13]中已得到工程估算和試驗結(jié)果的驗證。

在氣動力建模的基礎(chǔ)上，利用最小二乘法結(jié)合動力學(xué)仿真分析方法，采用打靶法不斷迭代接近試驗曲線，設(shè)立合理的判據(jù)，最終獲得滾轉(zhuǎn)氣動力矩的平均量和動態(tài)變化量。詳細(xì)的數(shù)據(jù)辨識方法和流程與文獻(xiàn)[13]一致，本文不再贅述。該數(shù)據(jù)分析技術(shù)在進(jìn)行數(shù)據(jù)辨識和分析的同時還能對試驗結(jié)果進(jìn)行有效驗證，監(jiān)測試驗異常現(xiàn)象。模型轉(zhuǎn)速隨時間變化的結(jié)果中，體現(xiàn)了風(fēng)洞試驗曲線和數(shù)據(jù)分析仿真模擬曲線的一致性，將在后文試驗結(jié)果與分析中給出。

2.2 試驗系統(tǒng)性能預(yù)估

在大口徑風(fēng)洞中進(jìn)行試驗時，隨著風(fēng)洞口徑和模型尺寸增大，模型滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量和有量綱氣動載荷等參數(shù)與小口徑風(fēng)洞試驗相比有明顯區(qū)別，結(jié)合模型轉(zhuǎn)速、來流動壓等其他影響模型轉(zhuǎn)動運動試驗條件的綜合作用下，模型轉(zhuǎn)速變化曲線特征相應(yīng)發(fā)生改變。風(fēng)洞試驗時，若各因素設(shè)計或選擇不合理，將造成模型轉(zhuǎn)速變化曲線可辨識度降低，直接影響試驗的測量能力和精度。

為了在Φ1 m高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行有效的試驗，保證試驗曲線的可辨識度，特別是精確測量和辨識滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)波動幅值和任意周向角位置的滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)，本文研究中在試驗方案設(shè)計階段創(chuàng)新引入了試驗系統(tǒng)的性能預(yù)估，進(jìn)一步指導(dǎo)完成系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計。主要方法是通過動力學(xué)仿真手段在試驗前期進(jìn)行了仿真模擬試驗。根據(jù)仿真結(jié)果綜合分析了滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量、模型轉(zhuǎn)速、來流動壓和氣動載荷等多種因素與試驗曲線可辨識度間關(guān)系，最終給出了綜合性性能預(yù)估結(jié)果。

圖6 試驗性能預(yù)估結(jié)果Fig.6 Prediction of test performance

綜合考慮上述分析結(jié)果，在大口徑風(fēng)洞中進(jìn)行試驗，選擇合理的試驗條件和方案尤其重要，試驗系統(tǒng)的性能預(yù)估和優(yōu)化設(shè)計是必不可少的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。首先如1.4節(jié)所述，在選取合適的模型縮比基礎(chǔ)上，采用輕質(zhì)的碳纖維復(fù)合材料作為模型加工的主要材料，同時調(diào)整模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)分布，在保證結(jié)構(gòu)強度、模型實際滾轉(zhuǎn)軸心與氣浮軸承轉(zhuǎn)心重合的前提下最大限度降低模型轉(zhuǎn)動慣量(表2)。同時，風(fēng)洞試驗時，對試驗動壓和轉(zhuǎn)速測量范圍進(jìn)行了合理選擇，大部分狀態(tài)點分為高、低多個轉(zhuǎn)速測量段分別進(jìn)行試驗，兼顧了滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)平均值、滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)與滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)周期性變化量的有效辨識。

最終，風(fēng)洞試驗表明，試驗現(xiàn)象和試驗結(jié)果與前期性能預(yù)估結(jié)果完全一致，試驗方案合理有效，試驗中不僅保證了滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)平均值和滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)的準(zhǔn)確測量，還成功對任意周向角位置的滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)瞬時量進(jìn)行了測量和辨識，對轉(zhuǎn)速測量范圍的合理分配也顯著減少了風(fēng)洞試驗次數(shù)，提高了風(fēng)洞試驗效率。試驗結(jié)果將在后文中詳細(xì)列出和分析。

3 試驗結(jié)果與分析

本文研究中，試驗馬赫數(shù)Ma=6.0，試驗迎角α=0°、2°、4°、6°、8°、10°，來流動壓q=16.2 kPa，來流速度v=900 m/s。試驗時模型角速度變化范圍約為500～50 r/min(包括高、低轉(zhuǎn)速車次)。

圖7以無燒蝕外形模型為例顯示了典型試驗狀態(tài)下各車次的模型轉(zhuǎn)速變化曲線、平均轉(zhuǎn)速變化曲線和仿真轉(zhuǎn)速變化曲線(便于對比，仿真曲線僅在轉(zhuǎn)速波動明顯時給出)。圖中可見：同試驗狀態(tài)下不同轉(zhuǎn)速段模型轉(zhuǎn)速變化規(guī)律一致，試驗具有良好的重復(fù)性和連續(xù)性。

圖7中結(jié)果可以看到，當(dāng)迎角為零時(圖7(a))，因滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)無周期性變化，故轉(zhuǎn)速變化曲線上無論高、低轉(zhuǎn)速范圍均未出現(xiàn)轉(zhuǎn)速波動現(xiàn)象，此時數(shù)據(jù)辨識時認(rèn)為滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)波動幅值A(chǔ)為零值。當(dāng)迎角不為零時(圖7(b、c))，在模型轉(zhuǎn)速較低的范圍，均可在轉(zhuǎn)速變化曲線上明顯體現(xiàn)出滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)周期性變化所造成的轉(zhuǎn)速波動現(xiàn)象，且迎角越大、轉(zhuǎn)速越低，轉(zhuǎn)速波動就越明顯、越有利于滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)變化量的辨識，試驗現(xiàn)象如前文2.2節(jié)所述，與前期試驗性能預(yù)估一致。因此數(shù)據(jù)處理獲取滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)波動幅值A(chǔ)時，采用較低轉(zhuǎn)速范圍的結(jié)果進(jìn)行辨識。燒蝕外形模型的試驗結(jié)果相似。

(a) α=0°

(b) α=2°

(c) α=10°圖7 無燒蝕外形模型轉(zhuǎn)速變化曲線Fig.7 Time courses of rolling rate of model of non-ablation shape

圖8 平均滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)變化曲線Fig.8 Experimental results of average rolling-

其次分析滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)ClP。圖9可見，所有試驗狀態(tài)中ClP均起到了阻礙滾轉(zhuǎn)運動的作用。迎角變化和燒蝕作用對ClP無明顯影響，ClP量值約為10-3。

圖9 滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)ClP變化曲線Fig.9 Experimental results of roll-damping moment coefficient ClP

圖10 滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)波動幅值A(chǔ)變化曲線Fig.10 Experimental results of rolling-moment coefficient amplitude A

圖11 無燒蝕外形Cl0隨滾轉(zhuǎn)角變化曲線Fig.11 Experimental results of Cl0 of non-ablation shape

4 結(jié) 論

在近年來Φ0.5 m量級高超聲速風(fēng)洞小滾轉(zhuǎn)力矩測量試驗技術(shù)研究工作基礎(chǔ)上，本文針對大口徑風(fēng)洞進(jìn)行了試驗技術(shù)的優(yōu)化改進(jìn)和創(chuàng)新，最終研究結(jié)果表明：

(1) 本文中應(yīng)用于Φ1 m高超聲速風(fēng)洞的小滾轉(zhuǎn)氣動力測量技術(shù)通過對模型和試驗系統(tǒng)的優(yōu)化改進(jìn)，解決了風(fēng)洞口徑增大帶來的氣動載荷增加、模型轉(zhuǎn)動慣量增大等問題以及一系列衍生技術(shù)難題。試驗技術(shù)測量精度高，試驗系統(tǒng)性能穩(wěn)定可靠，最大試驗迎角達(dá)到10°，實現(xiàn)了大迎角、高載荷的Φ1 m高超聲速風(fēng)洞試驗?zāi)芰Α?/p>

(2) 作為大口徑風(fēng)洞中試驗實施的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，創(chuàng)新引入了試驗系統(tǒng)的性能預(yù)估，為試驗方案優(yōu)化設(shè)計提供了重要依據(jù)，并最終得到了風(fēng)洞試驗的驗證。試驗現(xiàn)象和結(jié)果與預(yù)估結(jié)果完全一致，試驗方案合理有效，極大提高了試驗效果和效率。

(3) 試驗結(jié)果符合基本氣動特性規(guī)律，各滾轉(zhuǎn)氣動力矩系數(shù)均得到了準(zhǔn)確測量和辨識。試驗?zāi)Ｐ褪軣g作用的氣動影響在試驗中也得到了有效測量：滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)周期性波動幅值隨迎角增大而增大；迎角一致時燒蝕外形的滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)變化幅度比無燒蝕外形稍大。

致謝:感謝李潛研究員、畢志獻(xiàn)研究員、秦永明研究員以及中國航天空氣動力技術(shù)研究院空氣動力實驗與工程應(yīng)用研究所科技處在本文工作開展過程中給予的指導(dǎo)與幫助,同時感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所FD-30風(fēng)洞運行組在試驗過程中的配合與支持。