柵格舵氣動(dòng)與操縱特性高速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究

陳建中，趙忠良，涂正光，蔣明華，易國(guó)慶，楊海泳

（1.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100084；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng)621000；3.中國(guó)航天科工集團(tuán)第九總體設(shè)計(jì)部，武漢 430040）

柵格舵氣動(dòng)與操縱特性高速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究

陳建中1，2，趙忠良2，涂正光3，蔣明華2，易國(guó)慶2，楊海泳2

（1.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100084；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng)621000；3.中國(guó)航天科工集團(tuán)第九總體設(shè)計(jì)部，武漢 430040）

為研究飛行器單獨(dú)柵格舵全尺寸模型氣動(dòng)特性，考核、驗(yàn)證舵控系統(tǒng)操縱性能，在FL－24風(fēng)洞（1.2m×1.2m）開展了專項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)研究。首次在國(guó)內(nèi)高速風(fēng)洞建立了全尺寸柵格舵高速風(fēng)洞試驗(yàn)平臺(tái)，主要內(nèi)容包括：風(fēng)洞大載荷側(cè)壁支撐裝置設(shè)計(jì)、高速風(fēng)洞模型保護(hù)裝置設(shè)計(jì)、高靈敏度氣動(dòng)測(cè)試天平研制、模型風(fēng)載條件下變形測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力測(cè)量與數(shù)據(jù)處理方法等。該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了模型氣動(dòng)與舵控系統(tǒng)以及氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)一體化試驗(yàn)驗(yàn)證，為柵格舵尾翼布局飛行器相關(guān)專業(yè)設(shè)計(jì)及飛行試驗(yàn)提供了重要試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

柵格舵；風(fēng)洞試驗(yàn)；操縱特性；一體化；試驗(yàn)驗(yàn)證

V211.73

A

0 引 言

柵格舵是由外部框架和內(nèi)部眾多的薄格壁布置成框架形式或蜂窩形式的空間多升力面系統(tǒng)，具有弦向壓心變化小，失速舵偏角大，可以在較寬M數(shù)范圍內(nèi)調(diào)整升力線斜率等諸多優(yōu)點(diǎn)［1－3］。俄羅斯、美國(guó)以及歐洲一些西方發(fā)達(dá)國(guó)家在柵格舵的氣動(dòng)、控制以及制造工藝方面均較為成熟，并在諸如R－77中距空空導(dǎo)彈（見圖1）、“圓點(diǎn)－U”戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈、Sparrow AIM－7M等武器型號(hào)中得到了成功應(yīng)用。

柵格舵作為一種新型氣動(dòng)控制舵面，在國(guó)內(nèi)自主研制的空間飛行器中的應(yīng)用尚屬空白，對(duì)其氣動(dòng)性能，尤其是舵控系統(tǒng)操縱性能缺乏工程實(shí)用經(jīng)驗(yàn)。為研究飛行器單獨(dú)柵格舵的氣動(dòng)特性，評(píng)估舵控系統(tǒng)操縱性能，在FL－24風(fēng)洞建立了全尺寸柵格舵高速風(fēng)洞試驗(yàn)平臺(tái)，并開展了相應(yīng)試驗(yàn)技術(shù)研究。該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了模型氣動(dòng)與舵控系統(tǒng)以及氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)一體化試驗(yàn)驗(yàn)證，為柵格舵尾翼布局飛行器相關(guān)專業(yè)設(shè)計(jì)及飛行試驗(yàn)提供了重要試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

圖1 俄制R77空空導(dǎo)彈Fig.1 R77air－to－air missile made in Russian

1 模型與試驗(yàn)設(shè)備

1.1 模型

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?∶1鋼質(zhì)蜂窩式柵格舵模型，其中柵格壁與框架呈45°。模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段中采用側(cè)壁支撐方式安裝，為消除洞壁邊界層干擾，柵格距洞壁高度為40mm。模型在風(fēng)洞中的安裝見圖2，圖中模型略掉了具體的柵格結(jié)構(gòu)。

圖2 模型及安裝方式示意圖Fig.2 Model and installing pattern sketch map

1.2 風(fēng)洞及測(cè)試天平

FL－24風(fēng)洞系試驗(yàn)段截面尺寸為1.2m×1.2m的跨超聲速半回流暫沖式風(fēng)洞。該風(fēng)洞跨聲速試驗(yàn)段長(zhǎng)3.6m，由左右開閉比為21.4%的直孔壁板和上下開閉比為4.3%的60°斜孔壁板組成；超聲速試驗(yàn)段長(zhǎng)2.1m，四壁均為實(shí)壁，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4～3.0。

為氣動(dòng)力測(cè)量研制了專用半模支撐天平，天平的靜校精、準(zhǔn)度均滿足試驗(yàn)要求。

2 試驗(yàn)技術(shù)研究方案

2.1 技術(shù)指標(biāo)要求

本項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)研究在FL－24風(fēng)洞主要實(shí)現(xiàn)以下技術(shù)指標(biāo)：

（1）滿足單獨(dú)柵格舵全尺寸模型靜、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能測(cè)量要求；

（2）實(shí)現(xiàn)舵控系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)考核以及模型在風(fēng)載條件下的變形測(cè)量；

（3）馬赫數(shù)范圍：M＝0.4～3.0，舵偏角（振幅）范圍：α＝－8°～8°，動(dòng)態(tài)舵偏頻率：f＝0.5～2Hz；其中α和f隨M 變化略有變化。

2.2 試驗(yàn)平臺(tái)構(gòu)建方案

試驗(yàn)平臺(tái)設(shè)計(jì)是該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)研究的主要內(nèi)容，見圖3，其中模型支撐系統(tǒng)與保護(hù)裝置以及模型氣動(dòng)性能測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)是試驗(yàn)平臺(tái)研制的關(guān)鍵。

圖3 試驗(yàn)平臺(tái)分解示意圖Fig.3 Experimentation platform decomposition sketch map

2.2.1 模型側(cè)壁支撐系統(tǒng)設(shè)計(jì)

側(cè)壁支撐系統(tǒng)設(shè)計(jì)的主要難點(diǎn)在于模型法向力較大，采用天平自由端同時(shí)支撐模型和舵控系統(tǒng)，再固連到天平支座的方式（見圖3），估算作用在天平固支端的力矩將達(dá)到20000N·m。為避免在較大力矩作用下，支撐裝置被破壞，首先在天平的設(shè)計(jì)中，天平兩個(gè)端面采用法蘭盤連接方式，代替了傳統(tǒng)的錐連接，盡可能縮短了懸臂的長(zhǎng)度；其次，在支座的設(shè)計(jì)中采用了內(nèi)徑為Φ400mm的圓筒結(jié)構(gòu)，并在外圍焊接加強(qiáng)肋以增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，各危險(xiǎn)部件應(yīng)力最大截面的有限元分析結(jié)果顯示，安全系數(shù)均在8以上。這種支撐結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高，重量輕，便于安裝，可為高速風(fēng)洞大載荷半模支撐裝置設(shè)計(jì)提供參考。

2.2.2 模型保護(hù)裝置設(shè)計(jì)

高速暫沖式風(fēng)洞模型和支撐裝置的保護(hù)歷來(lái)是一大難題。柵格舵在制造加工過(guò)程中，無(wú)論采用線切割還是焊接工藝，在模型局部地方都容易造成應(yīng)力集中，風(fēng)洞啟動(dòng)／關(guān)車過(guò)程中，模型容易受沖擊載荷而損壞。針對(duì)柵格舵的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，經(jīng)過(guò)反復(fù)論證，采用了一套電動(dòng)缸作為保護(hù)裝置的作動(dòng)機(jī)構(gòu)。在風(fēng)洞啟動(dòng)／關(guān)車前，由電動(dòng)缸的頂桿（頭部加裝橡皮墊塊，增加摩擦力）伸出給模型自由端面適當(dāng)?shù)膲毫?，起到約束作用，流場(chǎng)穩(wěn)定后快速收回。通過(guò)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，該裝置能夠起到卸沖擊載荷、保護(hù)模型的作用，但是如果電動(dòng)缸的功率太小容易造成頂桿在風(fēng)載條件下伸出和收回時(shí)卡住，該保護(hù)方式需要在現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行調(diào)試。

2.2.3 氣動(dòng)載荷條件下模型變形測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

在試驗(yàn)段左側(cè)壁板預(yù)留了兩個(gè)光學(xué)玻璃觀測(cè)窗口，通過(guò)采用專業(yè)的照明措施，由高速攝影儀記錄模型自由端面上某些特定標(biāo)示線在法向、軸向及扭轉(zhuǎn)方向變形情況隨時(shí)間歷程的變化曲線，并結(jié)合舵控系統(tǒng)的同步時(shí)標(biāo)信號(hào)，從而獲得模型自由端面在不同氣動(dòng)載荷作用下的變形情況。

2.2.4 模型姿態(tài)角控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

模型姿態(tài)角由舵機(jī)實(shí)時(shí)控制，舵控信號(hào)和電位計(jì)反饋信號(hào)同時(shí)由舵控計(jì)算機(jī)和高速動(dòng)態(tài)采集系統(tǒng)記錄。

2.2.5 模型靜、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能測(cè)量系統(tǒng)設(shè)計(jì)

模型氣動(dòng)性能測(cè)量系統(tǒng)由天平和動(dòng)態(tài)采集系統(tǒng)組成，其中天平是測(cè)試的關(guān)鍵元件。法向力大，鉸鏈力矩小是柵格舵的氣動(dòng)特點(diǎn)，按照模型載荷需求將難以實(shí)現(xiàn)天平各分量的匹配及強(qiáng)度和剛度需求。在天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)程中創(chuàng)新性地采用了元件串聯(lián)的方式，盡量避免大量對(duì)小量的干擾，同時(shí)適當(dāng)放大了天平鉸鏈力矩設(shè)計(jì)載荷，最終研制出的天平強(qiáng)度、剛度、靈敏度及動(dòng)態(tài)響應(yīng)能力良好，滿足試驗(yàn)的需求。

2.3 試驗(yàn)方法與流程控制

風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，由舵控系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)模型按照?qǐng)D4和圖5所示控制曲線偏轉(zhuǎn)，通過(guò)天平測(cè)量模型氣動(dòng)數(shù)據(jù)，考核舵控系統(tǒng)性能，同時(shí)由高速攝影記錄模型的變形情況，試驗(yàn)流程控制如圖6所示。需要說(shuō)明的是，高速攝影，氣動(dòng)力測(cè)量，舵控系統(tǒng)和風(fēng)洞流場(chǎng)之間同步時(shí)標(biāo)信號(hào)由高速動(dòng)態(tài)采集設(shè)備獲得的各系統(tǒng)握手信號(hào)確定，從而在數(shù)據(jù)分析中體現(xiàn)氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)和舵控系統(tǒng)的一體化驗(yàn)證。

圖4 靜態(tài)控制曲線Fig.4 Static controlling curve

圖5 動(dòng)態(tài)控制曲線Fig.5 Dynamic controlling curve

圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)流程示意圖Fig.6 Wind tunnel test flow chart

3 試驗(yàn)結(jié)果與討論

3.1 數(shù)據(jù)處理方法

動(dòng)態(tài)采集數(shù)據(jù)數(shù)字濾波后計(jì)算獲得氣動(dòng)載荷；模型法向力和軸向力方向變形，由高速攝影圖像辨識(shí)獲得；氣動(dòng)力／力矩系數(shù)在體軸系給出。曲線圖中，：法向力曲線斜率；XP：弦向壓心；mj：模型鉸鏈力矩系數(shù)；Δ：鉸鏈力矩系數(shù)單位。

3.2 模型靜態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果

圖7 模型法向力系數(shù)隨α變化規(guī)律Fig.7 Normal force coefficients of model changing withα

圖8 模型法向力斜率隨M數(shù)變化規(guī)律Fig.8 Normal force slope of the model changing with M

3.3 模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性及舵控性能試驗(yàn)結(jié)果

圖11～16給出了M＝0.7、1.5時(shí)，不同舵面偏轉(zhuǎn)頻率、不同振幅試驗(yàn)條件下模型動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。圖中Uk：舵控信號(hào)（°）；Uf1：舵機(jī)軸電位計(jì)反饋信號(hào)（°）；Uf2：模型軸電位計(jì)反饋信號(hào)（°）；A：振幅（°）。

圖9 模型鉸鏈力矩系數(shù)隨α變化規(guī)律Fig.9 Hinge moment coefficients of the model changing withα

圖10 模型弦向壓心隨α變化規(guī)律Fig.10 Chord pressure points of the model changing withα

圖11 Uk，Uf1，Uf2，mj隨f 變化曲線（A＝0.5°，M＝0.7）Fig.11 Uk，Uf1，Uf2and mjcurves changing with f（A＝0.5°，M＝0.7）

圖12 Uk，Uf1，Uf2，mj隨f 變化曲線（A＝4°，M＝0.7）Fig.12 Uk，Uf1，Uf2and mjcurves changing with f（A＝4°，M＝0.7）

由圖11和圖14可見，在振幅為0.5°，f＝1～2Hz時(shí)，Uf1和Uk的一致性較好，Uf2除單側(cè)振幅沒有達(dá)到0.5°的要求，其余同舵控信號(hào)基本一致；由圖1 2和圖1 5可見，在振幅為4°，f＝1Hz時(shí)，Uk，Uf1，Uf2三者的一致性較好，但當(dāng)f≥1.5Hz時(shí)，Uf1和Uf2一致性較好，但隨舵控信號(hào)的跟隨性變差，且模型振幅達(dá)不到±4°；由圖13和圖16可見，當(dāng)模型振幅進(jìn)一步增加，即使舵控頻率下降，舵面偏轉(zhuǎn)的響應(yīng)也會(huì)出現(xiàn)延遲，相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)角度也會(huì)減小。

舵面動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)時(shí)，舵偏角與舵控信號(hào)不完全一致，為飛行器舵控系統(tǒng)在驅(qū)動(dòng)、傳動(dòng)及舵控程序設(shè)計(jì)提供了重要參考數(shù)據(jù)。不過(guò)，由圖11～16可見，模型鉸鏈力矩的峰值和舵面偏轉(zhuǎn)信號(hào)Uf2的峰值基本對(duì)應(yīng)，說(shuō)明模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)響應(yīng)基本不存在滯后現(xiàn)象。

圖13 Uk，Uf1，Uf2，mj隨f 變化曲線（A＝8°，M＝0.7）Fig.13 Uk，Uf1，Uf2and mjcurves changing with f（A＝8°，M＝0.7）

圖14 Uk，Uf1，Uf2，mj隨f 變化曲線（A＝0.5°，M＝1.5）Fig.14 Uk，Uf1，Uf2and mjcurves changing with f（A＝0.5°，M＝1.5）

圖15 Uk，Uf1，Uf2，mj隨f 變化曲線（A＝4°，M＝1.5）Fig.15 Uk，Uf1，Uf2and mjcurves changing with f（A＝4°，M＝1.5）

圖16 Uk，Uf1，Uf2，mj隨f 變化曲線（A＝6°，M＝1.5）Fig.16 Uk，Uf1，Uf2and mjcurves changing with f（A＝6°，M＝1.5）

3.4 氣動(dòng)載荷條件下模型變形測(cè)試結(jié)果

高速攝影儀記錄的結(jié)果顯示，在試驗(yàn)M數(shù)和舵偏角下，軸向力方向及端面扭轉(zhuǎn)變形非常小；法向力方向最大變形約40mm（見圖17），相對(duì)于舵展長(zhǎng)并不大（不足5%）?？梢?，在試驗(yàn)條件下模型結(jié)構(gòu)本身不會(huì)失穩(wěn)，模型變形對(duì)操縱系統(tǒng)性能的影響較小。

圖17 柵格舵端面法向位移Fig.17 Displacements in normal direction of the grid fin end face

4 結(jié) 論

通過(guò)本項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)研究發(fā)現(xiàn)：

（1）全尺寸柵格舵高速風(fēng)洞試驗(yàn)平臺(tái)滿足模型靜、動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)指標(biāo)要求，成功實(shí)現(xiàn)了模型氣動(dòng)與舵控系統(tǒng)，氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)的一體化試驗(yàn)驗(yàn)證；

（2）模型靜態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果顯示，舵面法向力在試驗(yàn)M數(shù)范圍內(nèi)隨舵偏角變化線性度良好，可以提供較大控制力；舵控系統(tǒng)性能滿足舵偏控制要求；

（3）模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性及舵控性能試驗(yàn)結(jié)果顯示，在小振幅情況下，舵隨舵控信號(hào)的跟隨性較好；在較大振幅，舵的跟隨性有一定的滯后，甚至舵偏達(dá)不到控制振幅要求，在飛行器舵控系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)、傳動(dòng)及控制程序設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)給予足夠重視；

（4）氣動(dòng)載荷條件下，模型扭轉(zhuǎn)及軸向變形較小，法向變形相對(duì)于展長(zhǎng)并不大，說(shuō)明模型的強(qiáng)度和剛度滿足要求，對(duì)舵面氣動(dòng)力及其操縱特性影響較小。

［1］C.M.貝洛齊爾科夫斯基，Л.A.奧德諾弗爾，Ю.З.薩芬，等著，王丹陽(yáng)，杜早力，劉志珩，等譯.柵格翼［M］.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院第一設(shè)計(jì)部，1994.

［2］FOURNIER E Y.Wind tunnel investigation of grid fin and conventional planar control surfaces［R］.AIAA 2001－0256.

［3］JAMES D，MILTON E，VAUGH Jr，et al.Subsonic flow CFD investigation of canard－controlled missile with planar and grid fins［R］.AIAA 2003－27，2003.

陳建中（1973－），男，四川眉山人，北京航空航天大學(xué)博士研究生。研究方向：高速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)及非定常氣動(dòng)力。通訊地址：四川綿陽(yáng)中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（621000），聯(lián)系電話：0816－2462629。

Test technique investigation for aerodynamics and controlling capability of a grid fin in high speed wind tunnel

CHEN Jian－zhong1，2，ZHAO Zhong－liang2，TU Zheng－guang3，JIANG Ming－h(huán)ua2，YI Guo－qing2，YANG Hai－yong2
（1.Beijing University of Aeronautics ＆Astronautics，Beijing 100084，China；2.China Aerodynamics Research ＆Development Center，Mianyang，Sichuan 621000，China；3.The 9thDesigning of China Aerospace Science Industry Corp，Wuhan 430040，China）

In order to investigate aerodynamics and controlling capability of a grid fin with controlling system，and examine the capability of the rudder controlling system，a special test technique was developed in FL－24（1.2m×1.2m）wind tunnel.A test platform for a full scale grid fin model was founded for the first time in high speed wind tunnel，including wind tunnel heavier load supporting device design，model protect device design，high sensitive wind tunnel balance development，model distortion measuring under wind load，and dynamic aerodynamic force test and data processing，etc.The test technique implements aerodynamics，rudder controlling system and structure integrative validation successfully.This work provided important test data for correlative specialty design and aviation experimentation of aircraft with grid fin empennage.

grid fin；wind tunnel test；capability of controlling；integrative；experimentation validate

1672－9897（2011）06－0082－06

2011－03－13；

2011－08－17

book=87,ebook=302