某復雜構型導彈高速風洞部件測力實驗研究

李方吉,高 超,李為群,操小龍,李 強,張 悅,王俊蘭

(1.西北工業大學 航空學院,西安 710072; 2.中國空氣動力研究與發展中心,四川 綿陽 621000; 3.北京機電工程研究所,北京 100074)

0 引 言

部件測力風洞實驗能夠獲得比部件組拆以及測壓實驗更為合理可靠的結果，是獲取飛行器部件相互氣動干擾和各部件氣動特性最直接、最有效的方法，所獲得的氣動力數據能夠作為飛行器布局優化、結構設計和強度校核的主要依據[1-2]。

對于飛機部件測力實驗而言，由于機翼載荷很大，且壓心位置遠離飛機縱向對稱面，產生的附加滾轉力矩很大，機翼天平定位比較困難，模型加工難度相對較大，在傳統觀念中，飛機部件測力實驗難度較大[3]；但由于飛機構型相對固定，機身空間和機翼厚度較大，長期積累的實驗經驗已經能夠為飛機研制提供很好的技術支持了。在中國空氣動力研究與發展中心高速風洞中，徐伯生、屠恒章、陸文祥、李熙佩和彭超等[4-7]對較多種類飛機的部件以及外掛物的氣動特性進行了深入研究，并建立了較為完善的部件及外掛物測力實驗技術。

近年來，導彈發展速度越來越快，隨著構型的復雜化以及對結構可靠性要求的提高，測壓實驗和數值計算已不能很好地滿足導彈結構設計要求了，因而，必須通過風洞實驗為結構設計提供可靠的原始依據。與飛機有所不同，導彈部件測力實驗具有自身的特點和難點，如導彈構型復雜、長細比較大以及部件外形多種多樣，使得模型設計、天平設計安裝、間隙分配以及數據處理等面臨極大挑戰；而且導彈類型及其布局的新穎性和特殊性，使得導彈多天平部件測力技術通用性不強；此外，國外公開的研究資料相對較少，可借鑒的經驗不多。

近期，中國航天空氣動力技術研究院閆衛峰、劉進征和張江等[8]對某導彈類飛行器進行了多天平部件測力實驗研究，成功獲得了彈頭、進氣道、尾翼和控制舵的部件氣動特性，為導彈部件多天平測力實驗技術研究積累了較好的經驗。圖1給出了實驗模型示意圖。

圖1 實驗模型示意圖

與該項目相比，本項導彈部件測力實驗具有一系列自身的特點和難點：一是保護罩分斷面較大，如何獲得如此大分斷面部件的氣動特性數據，或者說是否需要以及怎樣對測力實驗結果進行修正是方案制定面臨的首要問題，而且沒有任何經驗可供參考；二是測力部件較多，而且外形特殊，給天平設計和安裝帶來極大的困難，特別是受部件外形尺寸的限制，彈身中部位置左側翼、大整流罩和小整流罩測力天平只能同時都安裝在彈身內，天平和模型設計以及相關線纜的布置極具挑戰性；三是左側翼為少見的窄條翼測力部件，縫隙效應對于左側翼氣動特性數據的獲取有重要影響，必須科學合理地對縫隙效應進行控制；四是模型強度和模型空間之間的矛盾十分突出，如何在有限彈體空間條件下對模型進行優化，是保證實驗安全和提高實驗效率的關鍵。

本文對以上面臨的難點和采取的關鍵技術措施進行了闡述，并對實驗結果進行了簡要分析。

1 實驗總體方案

實驗選擇在中國空氣動力研究與發展中心高速所2m×2m超聲速風洞(FL-28風洞)進行，這樣能夠將模型比例放大，模擬更真實，模型設計、天平安裝以及相關線纜的布置等更容易實現。

FL-28風洞是一座直流、暫沖型、引射式超聲速風洞，實驗段截面尺寸為2m×2m，實驗M數范圍為1.5～4.25。該風洞口徑大，技術設備先進，流場品質好，為本項研究提供了良好的設備基礎。本次實驗是FL-28風洞建成后，首次開展的多天平部件測力實驗，具有重要的標志性意義。

為了給天平設計提供可靠的輸入條件，實驗前對各測力部件的氣動載荷進行了詳細的數值模擬，這也為實驗數據的分析提供一定的參考。

實驗模型是全金屬結構模型，由頭部、中段和尾段組成。測力部件包括保護罩、左側翼、大整流罩和小整流罩等復雜外形部件；保護罩位于模型頭部，左側翼位于模型中段左前方，大、小整流罩分別位于模型中段尾部左下方和右上方。模型全長約為2m，展向寬度約為0.5m，模型中段直徑為0.12m。模型采用尾支撐安裝在風洞中部支架上，模型零迎角在風洞中的堵塞度約為0.6％，滿足高速風洞模型設計規范[9]。

實驗采用1臺五分量(無阻力元)桿式應變天平測量保護罩載荷；采用3臺三分量桿式應變天平分別測量左側翼、大整流罩和小整流罩的法向力、俯仰力矩和滾轉力矩。采用JEW1LL迎角傳感器測量模型迎角。保護罩天平和整流罩天平采用正裝方式分別安裝在模型頭部和模型中段，左側翼天平采用倒裝方式安裝在模型中段；實驗采用JEW1LL迎角傳感器對模型迎角進行測量；通過VXI系統將天平和傳感器信號采樣、放大及模數轉換，然后傳輸到數據處理機進行處理。

2 實驗難點及關鍵技術措施

2.1保護罩測力實驗數據的修正

保護罩外形較為獨特，在部件測力實驗中極為少見。整個保護罩呈“鴨舌”狀，軸向較短、展向較寬、兩側上卷，邊緣較薄，中間較厚，最大厚度約為20mm。整個保護罩表面由若干個曲面組成；其中，分斷面由兩個曲面組成，面積達到了整個保護罩部件表面積的三分之一以上。如此大的分斷面，使我們產生了一系列疑問：保護罩在實驗時受到的載荷與部件真實氣動力是否一致；若不一致，差異是如何產生的，以及怎樣修正等。對于這一系列問題的分析和解決，需要進行積極的思維創新；而且，這一系列問題的提出本身就需要突破原有的部件測力實驗觀念。前期開展的部件測力實驗中，基本沒有涉及這些問題，這往往會使我們產生習慣性思維，即只要把部件與飛行器其它部件分離開，并將其安裝在量程合適的測力天平上，就可以直接獲得部件氣動力。

實際上，通過仔細對比分析不難發現，部件在飛行器飛行時和部件測力實驗時所受到的載荷是有一定差異的。在真實飛行時，各部件之間一般不存在分斷面，部件氣動力主要是其表面壓力綜合作用的結果。但在部件測力實驗中，為了獲得部件單獨的氣動力，必須將測力部件從連接面處與其它部件分離開來，測力部件與其它部件之間必然存在分斷面，分斷面上的壓力會對部件的受載情況產生一定的附加影響，使部件在實驗時的受載和飛行時真實氣動力存在一定差異。

本文把由于分斷面的存在而在實驗時對測力部件載荷產生的附加影響稱為分斷面效應；分斷面效應大小與分斷面大小及其形狀密切相關。

在以往機翼、平尾以及導彈舵面等部件測力實驗中，由于分斷面效應較小，沒有引起我們的關注。圖2給出了實驗時分斷面效應對機翼載荷產生的附加影響示意圖。

圖2 分斷面效應對機翼載荷的影響

由于機翼分斷面占機翼面積比例很小，分斷面效應對機翼載荷產生的附加影響并不大；而且，分斷面壓力p主要影響橫向載荷，而橫向載荷并不是我們所關心的，所以，在機翼部件測力實驗中，并沒有對分斷面效應進行修正。同樣，在平尾、垂尾以及彈翼等部件實驗中也沒有涉及分斷面效應修正問題；這往往容易使我們對部件測力實驗形成一些錯誤的觀念。

對于保護罩而言，由于分斷面較大，且在各坐標軸方向均有較大的投影，實驗時，分斷面壓力會嚴重改變保護罩各個方向的受載情況。圖3給出了分斷面壓力對保護罩載荷的影響示意圖。如此大的分斷面效應，如果不做相應修正，勢必會嚴重影響實驗數據的質量，乃至影響導彈研制的成敗。

圖3 分斷面效應對保護罩載荷的影響

為了對保護罩測力實驗結果進行修正，必須對分斷面縫隙處壓力p的分布情況進行測量，而且，壓力分布測量越準確，修正結果越可靠。在對分斷面縫隙壓力進行測量時，考慮到如果在保護罩上布置測壓點，該部件設計加工難度極大，而且，氣路的連接固定極為不便，為此，將縫隙壓力測點布置在彈體一側表面，由于縫隙較小，彈體側表面測點壓力與保護罩對應位置的壓力差異不大，完全可以用來對測力實驗結果進行修正。為了盡量縮短氣路，將PSI8400電子掃描閥模塊安裝固定在模型的頭部，采用測壓鋼管和塑料軟管將測壓點氣路連接到PSI8400電子掃描閥，這樣氣路長度縮短到0.5m以內，大大縮短了穩壓時間。實驗完成后，通過對壓力數據進行曲面積分得出了分斷面效應對各個載荷分量的影響；在部件測力實驗結果扣除影響量之后，得出了與部件真實氣動力較為一致的修正結果。

2.2復雜條件下部件天平的優化設計

天平剛度與靈敏度之間的矛盾、天平與部件的連接方式和天平校準方法是部件測力天平設計面臨的主要問題，對于導彈特別是彈體空間十分有限、部件外形比較特殊的復雜構型導彈而言，這3個問題更為突出。合適的設計量程，是天平優化設計的前提條件，為此，在制定實驗方案之前對各測力部件氣動載荷進行了數值模擬。

天平元件的設計必須兼顧剛度和靈敏度要求。為了盡量保證部件相對位置，以及防止部件與模型腔體相碰，要求部件天平具有較好的剛度，但同時又不能以降低天平精度為代價。綜合各方面的情況，天平采用矩形梁結構，材料選用高強度馬氏體時效鋼00Ni18Co8Mo5TiAl。根據部件載荷，利用Ansys軟件，采用有限元方法，對天平強度、剛度和靈敏度進行分析，最大限度地保證天平強度和剛度，并不斷優化元件布局，使天平各個元靈敏度輸出合理，滿足實驗精度要求。

由于保護罩和整流罩外形特殊，測力天平必須結合部件外形特點，采取特殊的連接結構。經過不斷優化，最后確定了較為合理的連接形式。天平固定端設計成1∶5的錐，采用鍵進行定位，螺栓拉緊；天平自由端設計成面與測力部件進行連接，采用圓柱銷進行定位，螺栓固緊。

根據特殊的連接方式，對保護罩和整流罩天平校準方式作了一定調整。為滿足天平校準要求，設計了專用校準接頭和校準滑塊，將天平固定端和自由端倒置進行校準；通過對校準數據進行適當處理后，得出正常安裝情況下的天平靜校結果。

圖4和5分別給出了保護罩測力天平和整流罩測力天平照片。由于大、小整流罩的載荷差別不大，兩臺天平采取完全一樣的量程進行設計，并且采用了相同的連接結構。

圖4 保護罩測力天平

圖5 大、小整流罩測力天平

由于實驗M數范圍較寬，為了進一步提高天平可靠性，還對各部件天平進行了溫度補償。校準結果表明，各測力部件天平精度均達到0.3％，天平研制是成功的。表1給出了各部件天平的靜校結果，天平研制情況見參考文獻[10-11]。

2.3左側翼的縫隙效應控制

左側翼是典型的窄條翼，長寬比達到7以上。與機翼和平尾等部件相比，實驗時，縫隙對窄條翼載荷測量的影響有所增強。

表1 部件天平靜校結果

本文把由于測力部件與其它部件之間存在縫隙而對測力部件載荷產生的影響稱為“縫隙效應”。由于縫隙效應是無法修正的，應該對模型縫隙尺寸進行嚴格控制。

在保證天平足夠精度，最大限度地提高天平強度和剛度的前提條件下，對左側翼和天平之間的連接結構和間隙尺寸進行合理優化是減小縫隙效應的有效措施。為此，我們不斷對該部件實驗方案進行優化，最終采取了如圖6所示部件方案。

左側翼和固定塊采取一體化設計，兩者連接處厚度為左側翼翼根厚度，連接的軸向長度約為200mm，占左側翼長度的1/2左右；在蓋板內側，迅速增加部件固定塊厚度，有效提高固定塊強度和剛度，并最終形成一個套筒形狀，底部以錐的形式安裝在天平上。經過反復比較和校核，左側翼和部件固定塊之間的連接長度是必要的，也是合理的。

圖6 左側翼測力實驗方案示意圖

為方便天平和部件的安裝以及蓋板修配，控制蓋板與部件的間隙，蓋板采用分體式設計，將蓋板設計成上、下蓋板，通過有限元分析和實際加載檢驗，最終確定了3個方向上的間隙尺寸。固定塊和左側翼連接處與彈身之間的軸向間隙控制在0.5mm左右，固定塊和左側翼連接處與彈身之間的展向間隙控制在0.8mm左右，固定塊和左側翼連接處與上、下蓋板之間法向間隙控制在1.5mm左右。

綜合連接部位暴露在氣流中的面積占左側翼面積的比例以及所處位置等方面分析，部件與天平的連接對左側翼氣動力產生的附加影響不大。

2.4有限彈體空間條件下的模型優化設計

實驗M數高、測力部件多和模型空間有限使得模型強度和模型空間之間的矛盾十分突出。實驗能否安全高效地執行，模型設計相當關鍵。

在模型各段設計中，模型中段的設計難度最大，也最為關鍵。一方面，模型中段是主要的承載部件，要求具有足夠強度；另一方面，模型中段直徑較小，而左側翼和整流罩等部件均位于模型中段，天平安裝連接必然占據較大空間，此外，模型中段還要為位于模型頭部的保護罩天平、電子掃描閥和迎角傳感器等儀器線纜預留一定空間，模型設計難度可想而知。我們對天平安裝位置、連接形式、蓋板大小和走線槽形狀等進行了精心策劃和設計，并反復進行強度校核，圓滿解決了模型強度要求和模型空間之間的矛盾。圖7 給出了模型中段示意圖。

圖7 模型中段示意圖

3 實驗結果分析

本次實驗迎角范圍為-6°～10°，側滑角范圍為-6°～6°，實驗以右手坐標系給出了各部件氣動力數據，各坐標系原點為各部件前緣尖點。修正了部件自重以及坐標系原點與天平校心不重合對力和力矩的影響。

圖8給出了保護罩縱向時的測力實驗結果、實驗修正結果和數值計算結果比較曲線。可以看出：在實驗迎角范圍內，分斷面效應較為顯著，測力實驗結果與實驗修正結果差異較大，經過修正之后的結果與數值計算結果基本一致，說明修正方法合理可行，測壓點數量合適。

圖9給出了左側翼縱向時的測力實驗結果和數值計算結果比較曲線，圖10給出了左側翼橫向時的測力實驗結果曲線。由于左側翼外形以及干擾流場相對簡單，數值計算精度較高，部件測力實驗結果與數值計算結果一致性較好，這也說明左側翼的縫隙效應得到了有效控制；而且，-6°～6°側滑角范圍內的實驗數據規律性較好，一定程度上也再次表明了實驗數據的可靠性。

圖8 保護罩實驗結果與數值計算結果比較(M=2.0)

圖9 左側翼實驗結果與數值計算結果比較(M=2.0)

圖10 左側翼橫向實驗結果(M=2.0)

圖11給出了整流罩縱向測力實驗結果和數值計算結果比較曲線。從規律上講，測力實驗結果與數值計算結果是一致的；但當大、小整流罩分別處于背風區時，測力實驗結果與數值計算結果差異較大。這可能是由于整流罩外形復雜，而且處于背風區時流場干擾嚴重，數值計算誤差可能有所增大。

圖11 整流罩實驗結果與數值計算結果比較(M=2.0)

本文對各部件實驗數據的誤差進行了初步計算，計算結果表明：M=2.0時，保護罩、左側翼以及大、小整流罩的法向力系數Cyt的不確定度分別約為0.0015、0.0035、0.0015和0.0015，能夠滿足該復雜構型導彈的研究需要。

4 結 論

(1) 通過對分斷面壓力的測量，成功地實現了對保護罩分斷面效應的合理修正，較為準確地獲得了保護罩氣動力數據，為今后類似部件氣動力數據的修正提供了一定的借鑒；

(2) 通過對天平元件布局的綜合優化，以及采取合理的部件連接方式和天平校準方式，有效解決了有限彈體空間和特殊部件外形給部件天平設計所帶來的困難和問題；

(3) 在保證天平足夠精度，最大限度地提高天平強度和剛度的前提條件下，通過對左側翼和天平之間連接結構、蓋板的合理設計，有效降低了縫隙效應對窄條翼氣動力的影響，充分保證了實驗數據的可靠性；

(4) 由于分斷面壓力分布測量質量對分斷面效應的修正效果有直接影響，在今后的實驗中，應根據具體情況，盡量多布置測壓點，盡可能多地獲得分斷面壓力分布信息，以提高分斷面效應修正質量。

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作者簡介:

李方吉(1978-)，男，貴州遵義人，碩士研究生。研究方向：實驗空氣動力學。通信地址:中國空氣動力研究與發展中心(621000)。E-mail：lfj20008@qq.com