旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈風(fēng)洞動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)研究

董金剛, 金佳林, 李廣良, 秦永明, 馬漢東

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈是指在飛行中繞自身縱軸連續(xù)滾轉(zhuǎn)的一類導(dǎo)彈[1]。導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)飛行可以減小各種非對(duì)稱因素對(duì)飛行性能的不利影響，從而簡(jiǎn)化導(dǎo)彈控制系統(tǒng)[2-5]。經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的發(fā)展，旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈已成為導(dǎo)彈武器的重要分支[6-7]。

旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈基本都采用鴨式氣動(dòng)布局和滾轉(zhuǎn)彈體單通道控制模式[2-3,8-9]，在飛行時(shí)彈體沿縱軸高速旋轉(zhuǎn)，鴨舵作高速動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)。國(guó)內(nèi)外研究者對(duì)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的氣動(dòng)特性進(jìn)行了大量研究[10-18]，結(jié)果表明：鴨舵產(chǎn)生的渦流場(chǎng)與彈體、尾翼相互干擾，受彈體旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)及舵面動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的影響，呈現(xiàn)較強(qiáng)的非定常氣動(dòng)效應(yīng)，空氣動(dòng)力學(xué)特性非常復(fù)雜。

20世紀(jì)90年代以來(lái)，美國(guó)NASA及Raytheon公司圍繞具體型號(hào)開展了一系列旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力測(cè)量試驗(yàn)研究[19-21]。受風(fēng)洞試驗(yàn)條件限制，國(guó)內(nèi)僅開展了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈在簡(jiǎn)單旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的靜態(tài)氣動(dòng)力風(fēng)洞測(cè)量試驗(yàn)，試驗(yàn)對(duì)象僅限于單獨(dú)彈體或簡(jiǎn)單翼身組合體。

在風(fēng)洞試驗(yàn)中，需要對(duì)導(dǎo)彈的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬。對(duì)于炮彈類旋轉(zhuǎn)武器，由于長(zhǎng)細(xì)比較小，試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭睆捷^大，模型內(nèi)部可以安裝空氣驅(qū)動(dòng)渦輪(轉(zhuǎn)速可達(dá)20 000 r/min)[22-23]；而對(duì)于大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈，試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭睆捷^小，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)主動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)較為困難，通常采用模型尾翼斜置安裝角的方法，利用氣動(dòng)力使模型自由旋轉(zhuǎn)[24]，但該方法存在轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定、不易主動(dòng)控制等問(wèn)題。常規(guī)風(fēng)洞靜態(tài)氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)無(wú)法得到導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的非定常氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，需要研究在風(fēng)洞中模擬旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)特征以及對(duì)氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)測(cè)量的試驗(yàn)技術(shù)。

本文對(duì)大長(zhǎng)細(xì)比旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)進(jìn)行研究，建立旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)并對(duì)典型鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈進(jìn)行風(fēng)洞動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)。

1 試驗(yàn)技術(shù)與數(shù)據(jù)處理方法

1.1 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)測(cè)力技術(shù)總體方案

旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示。在旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)部安裝微型驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)(由微型電機(jī)和傳動(dòng)軸組成)，并與模型進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，達(dá)到對(duì)模型轉(zhuǎn)速進(jìn)行主動(dòng)控制的效果。在傳動(dòng)軸與模型連接端，設(shè)計(jì)安裝了模型旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速和相位測(cè)量裝置，可以實(shí)時(shí)反饋模型轉(zhuǎn)速和旋轉(zhuǎn)相位。采用內(nèi)式五分量天平、動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集與處理技術(shù)對(duì)模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力進(jìn)行測(cè)量。試驗(yàn)流程如圖2所示。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)組成圖

1.2 大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)

在風(fēng)洞試驗(yàn)中模擬旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型的轉(zhuǎn)速，要求斯特勞哈爾數(shù)Sr(Strouhal number)相似，Sr=ωl/2v，其中ω為彈體繞體軸的旋轉(zhuǎn)速度，l為飛行器特征長(zhǎng)度，v為來(lái)流速度。由于風(fēng)洞中采用縮比模型，所以要求模型轉(zhuǎn)速比實(shí)際飛行時(shí)更高。受風(fēng)洞模型彈體直徑的限制，大長(zhǎng)細(xì)比旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的可控高速旋轉(zhuǎn)存在一定技術(shù)難度。常規(guī)方法是使用尾翼斜置角，利用彈體自身氣動(dòng)力使模型旋轉(zhuǎn)，其缺點(diǎn)在于試驗(yàn)過(guò)程中不能連續(xù)穩(wěn)定控制模型轉(zhuǎn)速，且轉(zhuǎn)速會(huì)隨迎角和馬赫數(shù)的改變出現(xiàn)較大波動(dòng)。

圖2 試驗(yàn)流程

主動(dòng)旋轉(zhuǎn)模型結(jié)構(gòu)以及實(shí)物如圖3和4所示。模型外形與實(shí)際導(dǎo)彈幾何相似，模型壁厚在保證剛度的條件下盡量薄，內(nèi)部安裝旋轉(zhuǎn)組件(如圖3放大圖所示)。微型電機(jī)安裝于旋轉(zhuǎn)組件內(nèi)，電機(jī)傳動(dòng)軸伸出旋轉(zhuǎn)組件端面與模型連接，另一端與測(cè)力天平連接并以支桿固定安裝。試驗(yàn)時(shí)，以微型電機(jī)驅(qū)動(dòng)模型高速旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)組件固定不轉(zhuǎn)，模型所受氣動(dòng)力通過(guò)軸承傳遞至測(cè)力天平。

圖3 主動(dòng)旋轉(zhuǎn)模型結(jié)構(gòu)圖

圖4 導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)組件實(shí)物圖

為確保模型高速旋轉(zhuǎn)時(shí)不發(fā)生抖動(dòng)，沿模型軸向設(shè)計(jì)了2處配重調(diào)節(jié)位置，方便對(duì)模型進(jìn)行軸向質(zhì)量分布調(diào)節(jié)。在模型集成安裝完成后，使用動(dòng)平衡試驗(yàn)臺(tái)調(diào)節(jié)動(dòng)平衡，動(dòng)平衡精度為7 g·mm。

1.3 測(cè)力天平

試驗(yàn)采用五分量環(huán)式天平設(shè)計(jì)方案，如圖5所示，中間的環(huán)形孔供模型內(nèi)安裝的微型驅(qū)動(dòng)電機(jī)走線。為提高天平剛度以適用于動(dòng)態(tài)測(cè)量，舍棄了軸向力測(cè)量分量。天平各分量設(shè)計(jì)載荷見(jiàn)表1。

圖5 中空五分量環(huán)式天平結(jié)構(gòu)圖和實(shí)物

表1 天平設(shè)計(jì)載荷Table 1 Design load of balance

1.4 數(shù)據(jù)采集與處理方法

采用DH5927動(dòng)態(tài)測(cè)試信號(hào)分析系統(tǒng)對(duì)天平氣動(dòng)力進(jìn)行動(dòng)態(tài)采集。根據(jù)模型最大轉(zhuǎn)速(20 Hz)以及每旋轉(zhuǎn)1周需要的采樣點(diǎn)(不低于360個(gè))，設(shè)計(jì)采樣頻率為20 kHz。

試驗(yàn)時(shí)，對(duì)每個(gè)迎角狀態(tài)下的天平輸出信號(hào)進(jìn)行動(dòng)態(tài)采集，根據(jù)旋轉(zhuǎn)相位測(cè)量裝置的數(shù)據(jù)確定模型的滾轉(zhuǎn)角姿態(tài)，從而確定彈體的相位零點(diǎn)。在判斷模型滾轉(zhuǎn)角0°的起始時(shí)刻后，截取2 s左右的整數(shù)個(gè)旋轉(zhuǎn)周期的數(shù)據(jù)(例如，彈體轉(zhuǎn)速5 Hz時(shí)的有效數(shù)據(jù)為10個(gè)彈體旋轉(zhuǎn)周期，15 Hz時(shí)則為30個(gè)彈體旋轉(zhuǎn)周期)，再依次對(duì)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜分析和濾波處理。

以模型已經(jīng)穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)而風(fēng)洞尚未啟動(dòng)時(shí)的天平數(shù)據(jù)作為天平空載基準(zhǔn)點(diǎn)，用采集的2 s左右的天平信號(hào)數(shù)據(jù)的數(shù)學(xué)平均值作為天平信號(hào)零點(diǎn)，將各迎角的天平信號(hào)數(shù)據(jù)減去天平信號(hào)零點(diǎn)，通過(guò)天平地面靜校給出的天平公式矩陣計(jì)算得到對(duì)應(yīng)的各個(gè)時(shí)刻的天平載荷量，并結(jié)合風(fēng)洞測(cè)量得到的各個(gè)迎角下的氣流參數(shù)，獲得相應(yīng)的氣動(dòng)力系數(shù)和力矩系數(shù)。

將得到的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力系數(shù)與力矩系數(shù)進(jìn)行周期平均處理：

式中，φ為彈體滾轉(zhuǎn)角，CN,exp(φ)、CC,exp(φ)、Cl,exp(φ)分別為試驗(yàn)中法向力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨φ變化的動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)風(fēng)洞與模型

試驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-12風(fēng)洞中開展。風(fēng)洞試驗(yàn)段橫截面尺寸為1.2 m×1.2 m，試驗(yàn)馬赫數(shù)為Ma=2.0。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榈湫网喪讲季中D(zhuǎn)導(dǎo)彈模型(如圖6所示)，模型長(zhǎng)度為1000 mm，直徑為50 mm，長(zhǎng)細(xì)比為20。試驗(yàn)中模型的旋轉(zhuǎn)方向?yàn)轫樅较蚰鏁r(shí)針旋轉(zhuǎn)。

圖6 典型鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型

將模型與天平系統(tǒng)安裝于風(fēng)洞中，使用皮錘敲擊彈身(天平校心附近)，使試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行強(qiáng)迫振動(dòng)。采集天平的動(dòng)態(tài)信號(hào)，分析試驗(yàn)系統(tǒng)的固有頻率，可以得到模型與天平系統(tǒng)固有頻率為41 Hz，結(jié)果如圖7所示。

圖7 模型與天平系統(tǒng)固有頻率測(cè)試結(jié)果

2.2 模型旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果

圖8給出了采用旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)與氣動(dòng)力驅(qū)動(dòng)技術(shù)得到的旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ娃D(zhuǎn)速對(duì)比。可以看出：主動(dòng)控制技術(shù)可以得到穩(wěn)定的轉(zhuǎn)速，轉(zhuǎn)速可調(diào)；而利用氣動(dòng)力驅(qū)動(dòng)(采用尾翼斜置方法)模型旋轉(zhuǎn)時(shí)，轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定。大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)通過(guò)采用微型電機(jī)驅(qū)動(dòng)模型旋轉(zhuǎn)，可以按照相似參數(shù)的要求對(duì)轉(zhuǎn)速進(jìn)行模擬，并可根據(jù)要求進(jìn)行控制，且轉(zhuǎn)速連續(xù)可調(diào)，轉(zhuǎn)速可以達(dá)到20 Hz。

圖8 模型轉(zhuǎn)速ω隨迎角α變化的對(duì)比曲線

2.3 旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果

圖9為旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。試驗(yàn)中控制模型穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速為14 Hz，得到不同迎角下旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈氣動(dòng)力系數(shù)與力矩系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角變化的曲線，可以看出：導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)360°，法向力系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角呈現(xiàn)雙周期的變化規(guī)律，數(shù)據(jù)規(guī)律性良好；側(cè)向力系數(shù)與滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)規(guī)律不明顯。

2.4 動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)周期平均結(jié)果分析

采用周期平均處理方法對(duì)得到的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。圖10為周期平均處理后的試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性對(duì)比(導(dǎo)彈鴨舵固定為0°、彈體以14 Hz的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn))，圖10(a)～(c)分別為導(dǎo)彈法向力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的處理結(jié)果，可以看出數(shù)據(jù)重復(fù)性精度良好。

圖11為周期平均處理后的不同轉(zhuǎn)速下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比(導(dǎo)彈鴨舵固定為0°)。可以看出：轉(zhuǎn)速對(duì)模型法向力系數(shù)影響不大；導(dǎo)彈側(cè)向力系數(shù)呈現(xiàn)隨迎角增大而增大的趨勢(shì)，在特定迎角出現(xiàn)拐折，這一現(xiàn)象主要是由于導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)過(guò)程中出現(xiàn)的鴨舵渦與尾翼互相干擾引起的；由于本文中導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速較低，馬格努斯力較小，所以試驗(yàn)得到的側(cè)向力系數(shù)隨轉(zhuǎn)速變化規(guī)律不明顯；轉(zhuǎn)速對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)影響較大，彈體旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)后，試驗(yàn)系統(tǒng)得到的滾轉(zhuǎn)力矩中包含滾轉(zhuǎn)阻尼力矩，而滾轉(zhuǎn)阻尼力矩主要受轉(zhuǎn)速的影響。上述數(shù)據(jù)規(guī)律與文獻(xiàn)[14-18]在FM-3標(biāo)模動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性研究中得到的規(guī)律一致。

圖9 典型旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果

圖10 周期平均處理后的試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性對(duì)比

圖11 周期平均處理后的模型不同轉(zhuǎn)速下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

3 結(jié) 論

針對(duì)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中對(duì)地面模擬旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)以及動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力測(cè)量的需求，開展了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈風(fēng)洞動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)的研究，研究結(jié)果表明：

(1) 在1.2 m量級(jí)的超聲速風(fēng)洞中，采用微型驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)組件與模型進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，可以對(duì)大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行主動(dòng)控制，轉(zhuǎn)速穩(wěn)定并可連續(xù)調(diào)節(jié)。

(2) 采用環(huán)形五分量天平以及動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集與處理技術(shù)，對(duì)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力進(jìn)行了測(cè)量，導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)360°，法向力系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角呈現(xiàn)雙周期的變化規(guī)律，數(shù)據(jù)規(guī)律性良好。

(3) 對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行周期平均處理，數(shù)據(jù)重復(fù)性精度良好，導(dǎo)彈轉(zhuǎn)速對(duì)縱向氣動(dòng)力影響較小。