細長體導彈高速動導數試驗技術研究

么 虹, 才 義, 徐志福

(中國航空工業空氣動力研究院, 遼寧 沈陽 110034)

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細長體導彈高速動導數試驗技術研究

么 虹, 才 義*, 徐志福

(中國航空工業空氣動力研究院, 遼寧 沈陽 110034)

隨著導彈技術的發展，導彈的種類越來越多，細長體導彈不斷出現，對高速動導數試驗也提出了相應特殊的要求。相比于常規布局導彈，細長體導彈高速動導數試驗面臨著角度天平無法在模型內腔安裝、動態滾轉力矩小導致測量精度低等技術問題。為實現細長體導彈滾轉動導數測量，在FL-1風洞中建立了一套滾轉動導數測量機構，相比于原始機構，進行了三方面改造：運動轉換形式由“導軌”形式變為“內外環”形式、角度天平從模型內腔后移置尾支桿末端、測力天平采用特殊的結構形式設計。試驗結果顯示，同一模型、不同機構、不同期的重復性試驗結果一致性較好，證明了試驗機構的可靠性。目前，該裝置已成功應用于某長細比達18的導彈型號試驗任務，試驗精度滿足型號要求。

細長體導彈；滾轉阻尼導數；精確測量；風洞試驗

0 引 言

動導數風洞試驗是采用強迫或自由振蕩設備模擬飛行器的剛體運動模態獲取動穩定性導數，是最早研究的單自由度試驗技術。在實踐中，動導數風洞試驗結果越來越重要，已成為飛行動力學模態分析最具

可靠性的數據來源[1-4]。

在高速動導數試驗技術方面，國外已建立了相對成熟的基于強迫振動法或自由振動法的動導數試驗體系，試驗精度約為10%[5-7]。國內各研究單位也在跨聲速風洞及高超聲速風洞發展了多套動態試驗設備，建立了種類比較齊全的飛行器動態氣動特性試驗研究平臺，適用于飛機、導彈、飛船返回艙等各類飛行器[8-10]。隨著航空航天技術的發展，模型外形更趨多樣化，傳統的高速動導數振動機構已經不能完全滿足風洞試驗要求，特別是近年大量出現的細長體導彈[11]，而目前國內外針對大長細比導彈高速動導數試驗相關研究文獻卻很少。

在高速風洞內實現大長細比導彈動導數試驗難度很大，這是因為彈身直徑小，模型內腔空間有限，角度天平無足夠的安裝空間，常規動導數試驗機構已不適用；此外，由于導彈類飛行器的滾轉阻尼導數量級相對較小，對機構本身的機械阻尼和天平的靈敏度要求較高，精準測量滾轉力矩困難[12-13]。

為滿足細長體導彈對高速動導數試驗提出的型號需求，實現細長體導彈滾轉動導數測量，氣動院研制了新型滾轉動導數振動機構，成功測量了某長細比達18的導彈的滾轉動導數，試驗精度滿足型號要求。

1 滾轉動導數試驗機構改造

常規布局導彈長細比低于10，彈體較粗，對于該類型導彈，國內外各研究單位已進行了大量型號動導數試驗，其所采用的傳統滾轉動導數試驗機構的測力和角度天平位于模型腔內，該種形式機構的可靠性已得到了充分認可[5-10]。本文所采用的新型滾轉動導數振動機構，結合細長體導彈試驗模型和高速動導數試驗的特點[11]，在原始動導數機構的基礎上，進行了3個方面的改造。

1.1 運動轉換形式改造

運動轉換部件用于傳動驅動力矩，工作環境復雜，負載大，因此必須有足夠的強度和剛度來保證試驗機構的可靠運行[12]。

原始滾轉動導數機構(圖1、圖2)的運動轉換原理：驅動電機通過減速器帶動偏心輪連續轉動，偏心輪在滑塊的滑槽里運動，由于滑塊通過軸承固定在水平方向的導軌上，滑塊只能在水平方向上運動。滑塊零件的前端是一個滑輪，傳動軸后端是一個弧形滑槽，該滑輪在弧形滑槽里水平運動，帶動傳動軸往復滾轉運動。

圖1 原始滾轉動導數機構Fig.1 Original roll oscillation mechanism in roll

圖2 改造前運動轉換部件Fig.2 Key parts of the original mechanism

地面調試結果顯示，原始機構角度振動曲線對稱性及正弦性較差(圖4)。分析原因認為：偏心輪帶動弧形滑槽實現正弦滾轉運動的原理是可行的，但受加工水平限制，弧形滑槽的加工精度達不到設計要求。此外，機構自振頻率低(約6 Hz)，造成滾轉方向振動穩定性不足。

對于常規飛行器風洞試驗模型，由于滾轉阻尼較大[13-15]，振動不穩定帶來的誤差對試驗結果影響有限，然而，對于細長體導彈，由于待測滾轉力矩小，滾轉阻尼導數量值小，小振動不穩定對試驗結果的影響可能是致命的。為了實現小滾轉阻尼模型的標準正弦滾轉振動，對運動轉換部件改造成如下方案(圖3)。

圖3 改造后運動轉換部件Fig.3 Key parts of the modified mechanism

改造后運動轉換原理：內環通過滾針軸承安裝在外環上，內環可在外環內自由轉動。內環下端為滑槽，上端為輸出軸，滑槽和輸出軸組成繞內環中心轉動的杠桿。電機前端的偏心軸帶動內環滑槽繞內環中心左右擺動，內環滑槽左右擺動通過內環杠桿傳動轉變為輸出軸繞內環轉心的左右擺動。內環輸出軸帶動傳動軸連接件滑槽左右擺動，進一步轉化為傳動軸繞外環軸線方向上的滾轉往復振動。

改造后的滾轉動導數機構加工難度減小，精度易保證，剛度提高，振動平穩，角度天平輸出信號穩定、光順，對稱性、正弦性良好(圖4)。

圖4 運動轉換部件改造前/后模型滾轉角度對比曲線Fig.4 Comparision of roll anglefrom the old and new mechanism

1.2 角度天平改造

本次細長體導彈試驗模型彈體細，內腔空間狹小，僅可容納測力天平，無角度天平的安裝空間。針對此問題，新型滾轉動導數試驗機構將角度天平安裝在模型內腔外、支桿末端，其一端與傳動軸連接，另一端與支桿連接，一動一靜，從而實現滾轉角測量(圖5)。

圖5 新型滾轉動導數振動機構Fig.5 New roll oscillation mechanism of dynamic stability derivatives measurement

該改造在解決角度天平安裝空間不足的同時也帶來了一些副作用：

1) 由于模型距離角度天平較遠，受傳動軸運動時的彈性變形影響，角度天平測量滾轉角與模型實際滾轉角存在一定的偏差，此偏差可通過地面靜加載校準的方式獲得支桿彈性變形影響修正公式，對角度測量值進行靜態標定修正，從而得到消除。進行靜態標定修正主要目的是消除角位移幅值變化對動導數測量的影響。實際進行靜態角度修正操作時，為減少修正帶來的人為誤差，利用同一角度天平，首先在天平末端進行幾十個周期測量，提取每個周期角度幅值，以獲取模型角位移平均幅值的“真實值A”(天平末端沒有支桿彈性變形影響，可認為測量值即為真實值)；然后再在支桿末端，以同樣方式獲得角位移平均幅值“B”；再將二者比值A/B(約為1.018)帶入未修正角度天平公式(1)，即可獲得修正后的角度天平公式(2)，修正前后角度曲線對比(圖6)，幅值差量約為1.8%，修正前后對比公式如下：

其中，X為角度天平測量電壓值,V。

圖6 修正前后角度曲線對比Fig.6 Comparision of roll angle with and without treatment

2) 傳動軸的彈性變形同時也會帶來動態影響——角度天平測量的滾轉角與模型實際滾轉角之間產生的相位差，但該影響屬于系統誤差，通過有風條件振動得到的阻尼扣除無風條件的機械阻尼即可消除。

1.3 測力天平改造

動導數測力天平的設計除了要考慮靜態承載能力和測量精度外，還需考慮動態測量精度，這就要求天平響應快、靈敏度高、抗干擾能力強。

滾轉力矩作為本項試驗最重要的測量值，由于導彈彈翼/舵面展長小，待測滾轉力矩量值小，為提高測量精準度，采用特殊的結構形式和有限元優化方法對天平進行了重新設計、加工。主要特點如下：

1) 在滿足強度要求的前提下，選取剛度適中的滾轉力矩元，最大限度提高滾轉方向靈敏度；

2) 為滿足縱向力偏大、橫向力偏小的特點，天平測量元件選取長寬比較大的截面結構；

3) 采用干擾較小的矩形長邊端面測量滾轉應力。

2 數據采集與處理

本次試驗采用PXI動態數據采集處理系統(圖7)對動態信號進行采集、處理。采樣率為5000 Hz，低通濾波截止頻率設為20 Hz。信號經由放大器、濾波器，由A/D端口進入PXI，生成數字信號。

試驗過程中，由于風洞中存在氣流脈動、非定常氣動力等因素，會對天平測量帶來噪聲影響，特別是對小阻尼模型試驗，由于電壓信號弱，傳統濾波器消除噪聲的方法會使其失真較大。因此，選用合理的數據采集與處理方法是動導數測量試驗中的一個關鍵。本次試驗過程中，采用PXI動態數據采集與處理系統可以有效消除噪聲及其它信號的干擾，最大限度保留原始電壓信號，給出“干凈”的力(力矩)和角度信號(圖8)，保證導數提取的精準度。

圖7 PXI動態采集與處理系統Fig.7 PXI dynamic acquisition system

圖8 PXI處理前后的試驗數據對比Fig.8 Comparison of experimental data with and without treatment

數據處理過程中，由VB語言開發的動導數數據處理軟件可對原始數據進行分析、判別，對數據壞點進行剔除，并選擇合理的數值積分區域，處理結果穩定、可靠。此外，該軟件還可對模型的靜導數進行提取計算。

3 風洞試驗

3.1 試驗風洞

FL-1風洞為半回流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風洞，試驗段截面尺寸為0.6 m×0.6 m。本次試驗馬赫數范圍為0.4～0.95，迎角范圍為-6°～10°，側滑角范圍為0°～7°。

3.2 試驗模型

試驗模型為“X”型彈翼/舵面布局導彈模型，縮比為1∶12，彈翼/舵面展弦比均小于1，長度為500 mm，鋁制，等直段直徑為28 mm，長細比約為18，尾噴口直徑為17 mm，質量為0.5 kg，滾轉方向上的轉動慣量約為1×10-4kg·m2。

3.3 試驗結果

圖9給出了地面調試空振試驗結果，可以看到，滾轉力矩曲線和角度曲線均呈現良好的正弦規律，力矩-角度曲線線性度良好，接近直線，表明該滾轉動導數試驗機構本身機械阻尼較小(實測空振阻尼導數約為-1×10-4～-3×10-4)，振動特性良好。

圖9 空振試驗結果Fig.9 Wind-off experimental results

由于新機構首次使用，試驗初始，利用往期某常規布局導彈試驗模型進行了機構可靠性驗證試驗，試驗馬赫數為0.6，試驗結果見圖10。可以看出，除12°迎角外，滾轉阻尼導數變化規律一致，且量值相當，證明了新試驗機構可靠，試驗數據可信，可以承接型號試驗。

圖10 機構可靠性驗證試驗結果，f=12Fig.10 Experimental results of mechanism reliability verification，f=12

圖11所示為本期重復性試驗結果，可以看出在迎角-4°～4°范圍內，滾轉阻尼導數重復性誤差約15%，這是由于此次試驗模型的滾轉力矩非常小，動態滾轉力矩也是小量，從圖9中可以看出動態滾轉力矩振幅約為0.03 Nm，其幅值僅為天平設計載荷(1 Nm)的3%，在如此苛刻的條件下，取得的尚可接受的重復性結果間接證明了振動機構穩定、可靠以及天平的優異性能。

圖11 Ma=0.8，f=12，重復性試驗結果Fig.11 Ma=0.8，f=12，repeated experimental curve

圖12所示為不同模型狀態/不同馬赫數的試驗結果，模型狀態1為巡航構型(無助推器)，模型狀態2為助推構型(有助推器)。可以看出在試驗工況下，動導數均為負值，沒有出現導數變號情況。這是由于彈翼展弦比小，后掠角大，在試驗迎角范圍內流場沒有出現大的分離，結合圖13中的靜態力結果分析，在試驗迎角范圍內，模型法向力基本是隨迎角線性增加，表明機翼上的流動以附著流為主，而滾轉阻尼主要來源于左右彈翼當地迎角不同而產生的升力不同所帶來的滾轉力矩。所以在試驗迎角范圍內，滾轉阻尼隨迎角變化不大。

圖12 f=12，不同模型狀態/不同馬赫數試驗結果Fig.12 Experimental results of different states and Math numbers，f=12

圖13所示為本次試驗中提取出的靜態力與常規測力試驗得到的靜態力結果對比，動態試驗中采用的模型比例為1∶12，而靜態測力試驗中模型比例為1∶5。動導數試驗中靜態數據的提取方法：將空振過程中和吹風過程中每個名義迎角下的天平讀數進行平均處理，并對應相減，再計算得到靜態載荷。可以看出，不同模型比例下的兩種試驗結果取得了良好的一致性，一方面證明了動導數測量設備的可靠性，另一方面也展示了動導數試驗對靜態試驗結果的包容性：隨著動導數試驗技術的進一部發展，動導數試驗中提取的靜態力與常規測力結果吻合度達到了一定的高度，試驗精度的進一步提升，在一定的程度范圍內，可以兼容常規測力試驗，降低試驗成本。

圖13 試驗中提取出的靜態力與常規測力試驗結果對比Fig.13 Comparison of static force from dynamic test and static test

4 結 論

本次試驗取得了良好的試驗結果，試驗重復性精度較高，得到的數據符合氣動規律。證明了新型滾轉動導數測量機構穩定、可靠，成功地解決了細長體導彈在滾轉動導數試驗中遇到的問題。

經過本次試驗技術研究，可以得到以下結論：

1) 動導數試驗中，尤其是對導數量值小的試驗，機構振動穩定性直接決定著試驗的成敗；

2) 在天平支桿末端安裝角度天平，實時測量模型滾轉角的方式是可行的，可以解決角度天平無法在細長體導彈模型狹小的內腔安裝的問題；

3) 改造后滾轉測力天平具有良好的抗干擾特性，能夠在天平量程小范圍內精確測量,可測得僅為3%天平設計載荷的動態滾轉力矩。

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Investigation on testing technique of high-speed dynamic stability derivatives for slender missile

Yao Hong, Cai Yi*, Xu Zhifu

(ChineseAerodynamicResearchInstituteofAerospace,Shenyang110034,China)

With the development of designing techniques, missiles have more and more varieties, and slender missiles have been commonly designed. There are special requirements on the measurement of high-speed dynamic stability derivatives for slender missiles. In contrast to conventional missile, slender missiles during dynamic tests encounter much more technical difficulties such as no space for the installation of angular balances inside test models and low measurement precision due to small magnitude of dynamic rolling moment. A new measurement rig for dynamic stability derivatives was developed to measure the rolling derivatives exerted on a slender missile in FL-1 wind tunnel. Compared with traditional rigs, the newly developed one achieves following improvements. First, the type of motion transform was changed leading track to inner and outer circle. Second, the angular balance was moved to the sting aft from inside the model. Third, the force-measuring balance was designed with special structures.The rolling derivatives were gained successfully exerted on the missile with a length-to-width ratio of 18. In order to validate the reliability of the new rig, some validation tests were conducted on a previous mode, which already has some test results from conventional rigs. The test results show that the measurements by different rigs have an excellent repeatability for direct damping derivative.

slender missile;roll damping derivative;accurate measurement;wind tunnel test

0258-1825(2017)02-0214-06

2016-11-09;

2017-02-15

么虹(1963-)，女，沈陽人，高級工程師，研究方向：非定常試驗技術.E-mail：617162950@qq.com

才義*(1986-),男，沈陽人，工程師，研究方向：非定常試驗技術. E-mail: caiyi_21@163.com

么虹, 才義, 徐志福. 細長體導彈高速動導數試驗技術研究[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(2): 214-219.

10.7638/kqdlxxb-2016.0147 Yao H, Cai Y, Xu Z F. Investigation on testing technique of high-speed dynamic stability derivatives for slender missile[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 214-219.

V211.7

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0147