高超聲速風洞鉸鏈力矩試驗技術研究進展

向立光，舒海峰，許曉斌

中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力研究所，綿陽 621000

0 引 言

舵面控制是飛行器姿態控制的主要方法之一。在飛行器舵面設計時，舵面轉軸所受力矩大小和舵面壓力中心所處位置是確定舵面氣動外形與轉軸（鉸鏈軸）位置，進而確定舵機功率的關鍵。鉸鏈力矩試驗的目的有：1）測量飛行器控制舵面所受的氣動力及其對舵面轉軸的力矩，獲得操縱舵面所需的機械功率，為舵機選擇提供依據；2）獲得舵面壓心的位置以及氣動力對舵面根部的彎矩大小，為確定/優化舵面氣動外形和轉軸位置、校核舵面強度提供依據[1]。

為滿足各類運載火箭、航天飛行器等的研制急需，國內外各風洞試驗部門陸續建立并發展了較為成熟的鉸鏈力矩預測與試驗技術。在鉸鏈力矩預測技術方面，自20 世紀中期開始，美國國家航空咨詢委員會就針對軸對稱外形全動舵在超聲速狀態下的舵面壓心、鉸鏈力矩等預測方法進行了深入研究[2]。自20 世紀80 年代起，Nielsen 和Goodwin 等[3-7]通過大量風洞試驗和理論分析，充分考慮舵–體干擾、舵–舵干擾、縫隙效應等可能對舵面鉸鏈力矩產生干擾的因素，總結出一套適用于軸對稱外形全動舵鉸鏈力矩預測的工程算法，該算法適用的攻角和舵偏角范圍較寬，可用于亞跨超及以上速度范圍的舵面鉸鏈力矩特性預先評估。在此基礎上，Landers[8]又提出了一種適用于超聲速且針對鴨式布局導彈鴨翼鉸鏈力矩大小及其壓心位置預測的算法。SandersⅢ開發了AERODSN 和MISSILE2A 算法，用于超聲速導彈的全動尾翼氣動力/力矩特性工程預測。AERODSN 算法基于細長體無黏流理論，考慮舵–體之間的干擾，其適用于小攻角、舵面根稍比0～1、馬赫數從亞聲速到超聲速的范圍。 MISSILE2A算法基于等效攻角理論，綜合考慮攻角導致的洗流干擾、攻角側滑角之間的耦合作用干擾、渦流影響等非線性因素，適用于攻角0°～45°、馬赫數0.8～3.0 范圍[9]。對比結果表明：攻角小于4°時，AERODSN算法預測的舵面法向力系數與風洞試驗結果的偏差在10%以內，而MISSILE2A 算法的法向力系數預測值則與試驗結果偏差20%～70%，攻角超過4°后則恰好相反；對于舵面壓心和鉸鏈力矩系數，2 種算法的預測值較為接近，與試驗結果的偏差均在10%～20%范圍內。在試驗技術研究方面，荷蘭國家航空航天實驗室開發出一種標準化、可模塊替換的遠程自動變舵偏角技術。通過該技術，可將不同氣動外形的舵面或部件、不同設計載荷及尺寸的鉸鏈力矩天平嵌入到模塊中，再通過小型電機等可遠程控制的裝置，在風洞外即可改變舵面或部件的偏轉角，可有效節約模型加工及時間成本，更有利于高質量試驗數據的獲取和試驗效率的提高[10]。目前，沒有發現歐美其他研究單位在相關試驗技術方面有公開發表的文獻資料。

為支撐我國新型高超聲速飛行器研制需求，從20 世紀80 年代起，中國空氣動力研究與發展中心相繼在Φ0.5 m 和Φ1 m 高超聲速風洞中開展了相關研究工作。陳麗等[11]研究了不同鉸鏈力矩天平布局及結構形式、戰術導彈彈身等直段適當截短對尾舵的氣動特性影響，有效提高了戰術導彈操縱面最大鉸鏈力矩的測量精準度。潘華燁等[12]對適用于高速風洞的鉸鏈力矩天平進行了系統的梳理，對高超聲速風洞鉸鏈力矩天平的研制具有一定借鑒意義。本文作者及團隊對多種不同氣動布局的高超聲速飛行器進行了舵面鉸鏈力矩測量試驗裝置及天平設計、天平防隔熱方法探索等工作，發展了高超聲速鉸鏈力矩試驗技術[13-17]。中國航天空氣動力技術研究院開展了來流溫度對鉸鏈力矩測量結果影響研究[18]，發展了帶發動機進氣道導彈的鉸鏈力矩試驗方法[19]，并具備了在Φ0.5 m 高超聲速風洞中同時測量左右兩片水平全動舵氣動力的試驗能力[20-21]。大連理工大學高勝南[22]發展了壓電式舵面鉸鏈力矩測量裝置，為脈沖風洞發展鉸鏈力矩試驗技術提供了參考技術途徑。

文獻[23]指出，常用的鉸鏈力矩風洞試驗方法主要有3 種：單獨翼面半模型鉸鏈力矩試驗方法、全機半模型鉸鏈力矩試驗方法和全機模型鉸鏈力矩試驗方法。在高超聲速風洞中，由于存在激波–激波干擾、激波–邊界層干擾、邊界層轉捩等一系列復雜流動現象[24-26]，只有采用全機模型鉸鏈力矩試驗方法才能更真實地模擬飛行器的飛行狀態，由此獲得的試驗數據才更加可靠。

鉸鏈力矩天平常用的結構形式主要有片式和桿式（環式）2 種[27]。其中，片式天平主要用于測量遠離飛行器模型主體、厚度較薄的后緣舵氣動力/力矩；桿式（環式）天平主要用于全動舵、體襟翼以及靠近模型主體的后緣舵氣動力/力矩測量。由于飛行器的舵面布局多種多樣，因此，天平的結構形式也并不完全局限于上述2 種。根據天平相對于舵面轉軸的位置關系，鉸鏈力矩試驗裝置布局可以分為2 種：橫軸式（天平軸線與模型縱軸垂直或有一斜角）和縱軸式（天平軸線與模型縱軸重合或平行）。

與低速和亞跨超聲速風洞相比，在高超聲速風洞中開展鉸鏈力矩試驗主要面臨以下4 個難題：1）尺寸小。與常規天平的尺寸相比，由于受模型內腔空間的限制，鉸鏈力矩天平的外形尺寸相對較小，而在高超聲速風洞中往往需要采用全機模型鉸鏈力矩試驗方法，縮比后模型內腔空間較低速和亞跨超聲速風洞模型變得更小，從而給天平的強度和剛度設計、應變片的選擇以及貼片等都帶來較大難度。2）結構復雜。通常情況下，至少需要將鉸鏈力矩天平設計為三分量，即能夠測量舵面的法向力、對舵軸的鉸鏈力矩以及對舵根的彎矩。當天平坐標系與舵面坐標系不一致時，還必須考慮測量天平的軸向力以實現上述3 個主要舵面氣動力分量的測量。與此同時，天平結構設計還必須與舵偏角變換裝置設計一體考慮，確保舵偏角變換準確、方便。3）載荷不匹配。為減小舵機功率和操縱系統所占機體空間，舵面轉軸位置確定一般選在舵面弦向壓心附近，以盡可能減小鉸鏈力矩，因此，全動舵的鉸鏈力矩一般比彎矩小得多，這在一定程度上又增大了天平設計的難度。4）溫度效應。在高超聲速風洞氣動力試驗時，為防止來流冷凝影響試驗質量，必須對來流進行加熱。熱氣流對試驗裝置的長時間沖刷易導致天平本體溫度上升，產生熱結構應力，天平測量橋路的電阻值和靈敏度系數發生變化，產生溫度效應。必須通過適當措施減小溫度效應對試驗結果的影響。上述4 點中前3 點均與試驗裝置的布局形式和天平結構相關，第4 點天平溫度效應除與裝置布局、天平結構相關外，還與天平貼片組橋方式相關。因此，發展高超聲速風洞鉸鏈力矩試驗技術，主要應從試驗裝置布局方式、天平結構設計和減小天平溫度效應的措施等方面入手開展研究工作。

從“十一五”開始，在借鑒該領域國內外發展成果的基礎上，本文作者及團隊在Φ1 m 高超聲速風洞上開展了鉸鏈力矩試驗技術研究工作。經過十余年的探索和技術積累，Φ1 m 高超聲速風洞已經具備滿足全動舵、后緣舵、體襟翼等多種不同形式操縱面氣動特性測量需求的高超聲速鉸鏈力矩試驗能力。

1 試驗裝置布局方式

1.1 縱軸式布局

縱軸式布局如圖1 所示，天平軸線與舵面偏轉軸線正交，若測量舵的偏轉角需調整時，可使天平處于固定狀態，僅需改變測量舵的姿態。但天平校準中心測得的氣動力需要通過復雜的坐標轉換才能換算得到所需的舵面氣動力。舵面坐標系Oxdydzd見圖1。因此，必須將天平設計成至少五分量（無天平側向力）才能可靠地獲得舵面法向力、鉸鏈力矩和彎矩。文獻[28]在Φ1 m 高超聲速風洞上首次采用1 臺主天平和3 臺縱軸式布局的鉸鏈力矩天平同時測量了全機、2 個升降舵和1 個方向舵的氣動力。

圖1 縱軸式布局Fig. 1 Vertical-axial layout

1.2 橫軸式布局

橫軸式布局可以分為2 種方式：

1）天平與舵面轉軸同軸，同時變角度

如圖2 所示的橫軸式布局，其天平軸線與舵面偏轉軸線共線，改變舵偏角時，天平與測量舵同時偏轉。天平測量獲得的氣動力和鉸鏈力矩即為舵面氣動力和鉸鏈力矩，天平測量所得彎矩通過簡單的坐標系移軸轉換即可得到舵面氣動力對舵根的彎矩。因此，使用三分量天平即可獲得舵面的法向力、鉸鏈力矩和彎矩。

圖2 橫軸式布局1Fig. 2 Horizontal-axial layout 1

2）天平不動，舵面偏轉

舵面靠近機體下表面，模型內部展向和軸向尺寸較大，縱向尺寸較小。鑒于上述特點，將天平設計成扁平的“板狀”結構，充分利用模型內腔的展向空間，如圖3 所示。通過加工不同預置偏角舵面的方式實現舵偏角變換，天平保持不動，舵面所受的法向力、軸向力和對舵根的彎矩需要經過天平與舵面的坐標系轉換得到。因此，需要將天平設計為五分量（無天平軸向力）。舵面轉軸與天平鉸鏈力矩測量元件的水平對稱面重合，避免了鉸鏈力矩測量值（量值較小）在天平坐標系和舵面坐標系之間的轉換。

圖3 橫軸式布局2Fig. 3 Horizontal-axial layout 2

1.3 其他布局

與常見的后緣舵或全動舵不同，類航天飛機外形的體襟翼靠近機體下表面且轉軸緊貼機體底部，無法采用常見的橫軸式和縱軸式布局形式。為解決上述問題，提出的解決方案為：采用天平軸線和舵面轉軸處于不同平面但相互垂直的類縱軸式布局方式，如圖4 所示。與縱軸式布局相似，天平在試驗過程中保持不動，通過更換預置角度的舵面實現舵偏角的變換，天平校準中心測得的值需要通過坐標平移換算成舵面的氣動力。

圖4 類縱軸式布局Fig. 4 Quasi-vertical-axial layout

2 天平結構設計

鉸鏈力矩試驗裝置的布局多種多樣，天平的結構形式也不盡相同。

2.1 縱軸式布局典型天平結構

因試驗時要同時測量全機的氣動力，沿模型展向的空間被常規六分量測力裝置占據，只能將鉸鏈力矩天平沿模型軸向布置（圖1）。然而，舵面的轉軸距離模型底部較近，采用常規桿式天平（軸向力元件在設計中心、其他四分量元件對稱布置在軸向力元件前后）的布局方式無法滿足尺寸限制要求。因此，將天平設計成“矩形框”串聯“三片梁”的布局形式（如圖5 所示天平1，Oxtytzt為天平坐標系），“矩形框”左右兩側壁用于測量舵面軸向力和偏航力矩，“三片梁”用于測量舵面法向力、滾轉力矩和俯仰力矩（即鉸鏈力矩），測量元件尺寸為25 mm×20 mm×20 mm（長×寬×高），有效縮短了天平的長度，并預留了相對較大的貼片空間。

圖5 天平1Fig. 5 Balance 1

試驗時，舵面的法向力載荷為軸向力的6 倍多，滾轉力矩和俯仰力矩載荷為偏航力矩的20 倍，各分量載荷嚴重不匹配。為此，將軸向力與偏航力矩元件組合設計在靠近測量舵一端，且前后兩側均采用鉸鏈連接以盡量增大偏航力矩的電壓輸出；其他三分量采用三片梁形式（靠近模型尾部），中間梁測量法向力和滾轉力矩，兩側小梁測量俯仰力矩。天平1的設計量程如表1 所示，其中，A 為軸向力，N 為法向力，Mx為滾轉力矩，My為偏航力矩，Mz為俯仰力矩。

表1 天平1 的設計量程Table 1 Measuring range of balance 1

采用有限元軟件對各分量進行計算，如圖5 所示，非測量元件部分網格大小為1.52 mm，測量元件網格大小為0.385 mm，網格總數為169453 個，節點總數為257111 個。

圖6 為天平1 各分量作用下測量元件的應變云圖。各測量元件應變量計算值如表2 所示。計算結果表明：采用“矩形框”串聯“三片梁”的布局形式能夠在確保天平具有足夠剛度的同時獲得合適的應變量。

圖6 天平1 各分量應變云圖Fig. 6 Strain contours of balance 1

表2 天平1 各測量元件的應變量計算值Table 2 Strain values of balance 1

2.2 橫軸式布局典型天平結構

1）天平與舵面同時變角度

測量元件采用“曲回梁”形式（如圖7 所示天平2），測量舵面的法向力、對舵軸的鉸鏈力矩以及相對于舵根的滾轉力矩。天平測量元件的尺寸為Φ22 mm×19 mm（直徑×長度）。此布局形式的主要優點是：大幅縮短了沿天平軸線方向的尺寸，合理利用了模型尾部展向空間，可實現模型左右兩側舵面氣動力的同時測量；不需測量舵面軸向力，簡化了天平結構；天平軸線與舵面轉軸重合，且天平與測量舵同時偏轉，天平測量的法向力和鉸鏈力矩即為舵面的氣動力，不需要進行坐標系轉換；各分量的靈敏度較為協調。其不足之處是：曲回梁內部空間較小、貼片難度大，結構較復雜，加工難度大。天平2 的設計量程和應變量計算值如表3 所示。

表3 天平2 的設計量程和應變量計算值Table 3 Measuring range and strain values of balance 2

圖7 天平2Fig. 7 Balance 2

2）天平不動，舵面偏轉

圖8 給出了另一種“橫軸式”布局的天平（天平3）結構形式。天平3 采用兩組片梁式結構串聯組合而成。靠近測量舵的一組片梁用來測量舵面的軸向力和偏航力矩，另一組片梁測量舵面的法向力、滾轉力矩和鉸鏈力矩。舵面轉軸與天平鉸鏈力矩測量元件的水平對稱面重合，避免了鉸鏈力矩測量值在天平坐標系和舵面坐標系之間的轉換。這種結構的優點是充分利用了沿模型軸向和展向的內腔空間，盡可能減小了沿模型縱向的尺寸，可實現舵軸靠近腹部、背部等外表面或縱向尺寸較薄的飛行器舵面氣動力的有效測量。其不足之處是片梁內部空間較小、貼片難度大，片梁結構較復雜、設計難度大。天平3 的設計量程和應變量計算值如表4 所示，其中Z 為天平側向力。

圖8 天平3Fig. 8 Balance 3

表4 天平3 的設計量程和應變量計算值Table 4 Measuring range and strain values of balance 3

2.3 其他布局典型天平結構

圖9 給出了用于測量類航天飛機外形體襟翼氣動力的天平結構（天平4）。天平4 采用環式結構，測量三分量（舵面法向力、軸向力和鉸鏈力矩）。采用此結構的主要優點是：盡可能地利用了模型內腔相對較大的空間，增大了天平的剛度和尺寸，增加了天平熱容量，降低了溫度效應的影響；天平結構相對簡單，降低了貼片和加工難度。

圖9 天平4Fig. 9 Balance 4

表5 給出了天平4 的設計量程和應變量計算值。從表中可以看到，天平對舵面法向力（即天平軸向）和鉸鏈力矩的應變較大，而對舵面軸向力（即天平法向）的應變較小。因此，在測量舵面氣動力時可能會造成一定誤差。

表5 天平4 的設計量程和應變量計算值Table 5 Measuring range and strain values of balance 4

3 減小天平溫度效應的措施

在Φ1 m 高超聲速風洞上開展鉸鏈力矩試驗，減小天平溫度效應的主要方法包括：1）在試驗裝置方案設計時，考慮在測量舵與天平之間、天平與模型主體之間加裝非金屬隔熱套或導熱系數較低的金屬隔熱套，盡量減少縫隙竄流對天平的直接作用和模型/舵面直接熱傳導的影響；2）在電路組橋時，將同一橋路的應變片貼在同一截面上，盡量避免天平測量元件溫度梯度對輸出的影響；3）采用“橋路熱輸出補償法”減小天平溫度效應，即通過天平溫度效應試驗，獲得天平的溫度效應特性，然后在測量橋路中串聯溫敏電阻或溫敏絲，在一定溫度變化范圍內可有效降低天平溫度效應。對于常規高超聲速風洞應變天平，一般需要在室溫至80 ℃溫度范圍內對天平進行零點溫度飄移補償。若模型內腔空間充足，可以考慮加裝隔熱板，進一步減小天平的溫度效應。通過采用上述措施，可以將天平的熱輸出控制在最大輸出的1%以內。

4 角度變換方式

鉸鏈力矩試驗中常用的角度變換方式有以下3 種：

方式一：如圖1 所示，鉸鏈力矩天平和測量舵通過法蘭連接，在法蘭盤上設計加工試驗所需角度的定位銷孔，通過不同定位銷孔之間的組合得到所需要的舵偏角。其優點是各零部件的連接更為可靠，舵面的安裝精度更容易得到保證，拆卸也比較方便；不足之處是對角度定位銷孔的位置加工精度要求較高，且法蘭的直徑也需要盡量大以便布置不同角度的孔，因此，模型內腔空間必須足夠大。

方式二：加工不同預制偏角的測量舵。其優點是加工精度容易保證；缺點是每個舵偏角對應一個測量舵，加工量大、成本高、更換不方便。

方式三：加工不同預制偏角的角度片。其優點是變換舵偏角比較方便，加工成本較低；缺點是裝配定位精度較前2 種方式稍低。

在Φ1 m 高超聲速風洞鉸鏈力矩試驗中，上述3 種角度變換方式都有應用。方式一用于縱軸式布局，方式二用于縱軸式布局或橫軸式中天平保持不動的布局，方式三用于橫軸式布局中天平與舵面同時偏轉的布局。天平與舵面同時偏轉，測量數據不需要進行復雜的坐標系轉換，更容易保證測量精度，是目前最常用的布局方式，因此，方式三也是目前最常用的角度變換方式。

5 天平校準

目前常用的鉸鏈力矩天平校準方法有2 種：

方法一：校準中心與舵面受力中心接近，偏置于天平之外，如圖10 所示。設計了專用加載頭（圖11），其長寬尺寸與舵面相當，加載頭的中心與典型試驗狀態下舵面壓力中心所處的位置接近。在加載頭中心附近對稱位置設計有4 個加載點，以便天平校準時實現法向力、滾轉力矩和鉸鏈力矩的正負向加載；為便于偏航力矩的加載，可將天平和加載頭同時繞天平軸線向下滾轉90°，并在加載頭中心前后方向2 個孔處設計“V”字形的鋼絲掛槽；軸向力則可通過在加載頭后端面設計加載點來實現校準[28]。由于校準中心與天平電氣中心不重合，力和力矩的相互干擾較大。因此，需要進行多元加載，獲得各測量元件的交叉干擾系數。表6 給出了天平1 的靜校結果。

圖10 天平1 校準照片Fig. 10 Calibration of balance 1

圖11 天平1 校準加載頭Fig. 11 Load adapter of balance 1

表6 天平1 靜校結果Table 6 Calibration accuracy of balance 1

方法二：校準中心與天平電氣中心重合。校準裝置與常規天平校準裝置相同。若天平結構設計合理、貼片位置控制精確，則各測量元件之間的交叉干擾較小，因此，一般不需進行多元加載。表7 給出了天平4 的靜校結果。

表7 天平4 靜校結果Table 7 Calibration accuracy of balance 4

6 典型狀態風洞試驗及結果

6.1 試驗設備

試驗在中國空氣動力研究與發展中心的Φ1 m高超聲速風洞中進行。風洞噴管出口直徑1 m，通過更換噴管可實現馬赫數4、5、6、7、8，飛行高度20～60 km（不同馬赫數對應的高度范圍有所不同）的狀態模擬，試驗時間可達30 s。

6.2 典型狀態試驗及結果

6.2.1 縱軸式布局

縱軸式布局（圖1）模型同時采用2 臺天平1（圖5），分別測量左、右升降舵的氣動力。試驗馬赫數5，總壓1.00 MPa，總溫345 K，舵偏角δ分別為?20°、?10°、0°和10°，數據處理方法及典型狀態的試驗結果見文獻[28]。通過選用中溫應變計并在組橋時進行橋路補償，天平的溫度效應得到了有效抑制，舵面氣動力變化合理、規律性較好，且相同舵偏角時左、右升降舵的氣動力具有較好的一致性。

6.2.2 橫軸式布局1

1）試驗條件與測量方法

馬赫數5，總壓0.45 MPa，總溫325 K，舵偏角δ分別為–10°、0°和10°。橫軸式布局1（圖2）模型同時采用2 臺天平2（圖7），分別測量左、右升降舵的氣動力。

2）試驗數據處理方法

試驗過程中，天平與測量舵同時偏轉，天平坐標系下測得的法向力和滾轉力矩（繞天平軸線的力矩）分別與舵面坐標系下的法向力和鉸鏈力矩對應，不需要經過坐標系轉換。由于天平的校準中心與舵面彎矩的參考點（即舵根與舵面轉軸的交點）不重合，因此，天平測得的彎矩Mw需要經過如下變換得到舵面坐標系下對舵根的彎矩：

式中，Δz 為天平校準中心與舵面力矩參考點間沿舵軸方向的距離。本文中，下標d 表示舵面坐標系，下標t 表示天平坐標系。

3）典型狀態試驗結果

圖12 為天平2 的Mx，t分量（滾轉力矩分量）的試驗過程電壓U 輸出隨時間t 的變化曲線。可見：試驗前后天平零點電壓一致、回零較好；在各個攻角停留時，天平電壓信號平穩，說明溫度效應得到了有效抑制，所采用減小天平溫度效應的方法是可行的。

圖12 橫軸式布局1 典型狀態試驗天平電壓輸出曲線Fig. 12 Balance voltage output curve of horizontal-axial layout 1

圖13 給出了0°側滑角時不同舵偏角狀態試驗曲線。模型是左右面對稱的，從試驗結果看，左右舵氣動力一致性較好。法向力系數CN，d隨攻角α和舵偏角δ增大而增大；彎矩系數CMw，d隨攻角α和舵偏角δ增大而增大，左右舵具有良好的對稱性；負舵偏角時的鉸鏈力矩系數CMj，d量值很小，CMj，d–α曲線非線性較強。

圖13 橫軸式布局1 典型狀態試驗數據曲線Fig. 13 Wind tunnel test curves of horizontal-axial layout 1

在不重新拆裝試驗裝置的條件下連續進行了3 次重復性試驗，舵偏角均為10°。圖14 給出了重復性試驗的鉸鏈力矩系數曲線。舵面法向力系數、鉸鏈力矩系數和彎矩系數的重復性精度均優于0.50%。

圖14 橫軸式布局1 典型狀態重復性試驗鉸鏈力矩系數曲線Fig. 14 Hinge moment coefficient curve of repeatability test of horizontal-axial layout 1

6.2.3 橫軸式布局2

1）試驗條件

馬赫數8，來流總壓5 MPa，總溫740 K，舵偏角分別為–20°、–10°和0°。橫軸式布局2（圖3）模型采用天平3（圖8）測量舵面的氣動力。

2）試驗數據處理方法

當天平保持不動，只轉舵面時，天平坐標系的力/力矩與舵面坐標系的力/力矩的坐標轉換關系為：

式中：Mj，d為舵面鉸鏈力矩，Δy 為天平校準中心與舵面力矩參考點間沿舵面法向的距離。

在進行試驗裝置設計時，Δy 設計為0。因此，式（4）可簡化為：

3）典型狀態試驗結果

圖15 為天平3 的Mx，t分量試驗過程電壓輸出曲線。試驗前后天平零點電壓一致、回零較好、信號臺階平穩，溫度效應較小，可忽略不計。

圖15 橫軸式布局2 典型狀態試驗天平電壓輸出曲線Fig. 15 Balance voltage output curve of horizontal-axial layout 2

圖16 給出了典型狀態試驗曲線。CN，d和CMw，d均隨攻角和舵偏角增大而增大，并均表現出一定的非線性，舵偏角越大非線性越強。CMj，d具有更強的非線性。

圖16 橫軸式布局2 典型狀態試驗數據曲線Fig. 16 Wind tunnel test curves of horizontal-axial layout 2

舵偏角?20°時進行了3 次重復性試驗，圖17 給出了重復性試驗的鉸鏈力矩系數曲線。法向力系數、鉸鏈力矩系數和軸向力系數的重復性精度除個別攻角外均優于1.00%。

圖17 橫軸式布局2 典型狀態重復性試驗鉸鏈力矩系數曲線Fig. 17 Hinge moment coefficient curve of repeatability test of horizontal-axial layout 2

6.2.4 其他布局

1）試驗條件

馬赫數7，總壓4 MPa，總溫640 K，舵偏角分別為0°、10°、20°。其他布局（圖4）模型采用天平4（圖9）測量體襟翼的氣動力。

2）試驗數據處理方法

天平坐標系的力/力矩與舵面坐標系的力/力矩的坐標轉換關系為：式中，Δx 為天平校準中心與舵面力矩參考點間沿舵面軸向的距離。

3）典型狀態試驗結果

圖18 為天平4 的Mz，t分量試驗過程電壓輸出曲線。試驗前后天平零點電壓一致、回零較好、信號臺階平穩，溫度效應較小，可忽略不計。

圖18 其他布局典型狀態試驗天平電壓輸出曲線Fig. 18 Balance voltage output curve of other layout

圖19 給出了典型狀態試驗曲線。體襟翼的法向力系數CN，d和鉸鏈力矩系數CMj，d均隨舵偏角的增大而增大，線性度較好，隨舵偏角的變化規律一致。

圖19 其他布局典型狀態試驗數據曲線Fig. 19 Wind tunnel test curves of other layout

舵偏角10°時進行了2 次重復性試驗，圖20 給出了重復性試驗的鉸鏈力矩系數曲線。重復性精度方面，法向力系數均優于0.50%，鉸鏈力矩系數除個別攻角外均優于1.50%，軸向力系數除個別攻角外均優于2.00%。分析認為，軸向力系數重復性精度相對較差是由于此試驗狀態的軸向力載荷較小、天平靈敏度不夠造成的。

圖20 其他布局典型狀態重復性試驗力矩系數曲線Fig. 20 Moment coefficient curve of repeatability test of other layout

7 結束語

經過數十年的發展，國內外各主要研究單位的鉸鏈力矩測量風洞試驗已成為一項非常成熟的試驗技術，是飛行器研制過程中必不可少的重要環節。中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所針對不同高超聲速飛行器、不同控制舵面的具體特點，發展了多種布局形式的高超聲速風洞鉸鏈力矩試驗方法和試驗裝置，研制了多種不同結構形式的鉸鏈力矩天平，開展了減小天平溫度效應措施、舵面角度變換方式和天平校準方法研究，選取典型高超聲速飛行器外形開展了鉸鏈力矩風洞試驗。風洞試驗結果表明，發展的高超聲速風洞鉸鏈力矩試驗技術能夠滿足不同飛行器控制舵面氣動力測量的需求，達到了常規測力試驗的水平，并已成功應用于多項高超聲速飛行器試驗。

為進一步提高本項試驗技術在高超聲速飛行器研制中的貢獻度，下一步將在目前技術基礎上開展以下3 個方面的工作：1）進一步優化天平結構，逐步完成天平接口標準化、天平量程系列化和試驗流程規范化等工作，提高試驗效率和數據精準度；2）在廣泛調研國內外微機電行業發展近況的基礎上，提出可行的技術方案，發展自動變舵偏角鉸鏈力矩試驗技術，提高試驗效率；3）通過優化天平結構，提高固有頻率和天平靈敏度，解決舵面慣性力影響，逐步發展連續變舵偏角鉸鏈力矩試驗技術。