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    旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈風(fēng)洞動態(tài)測力試驗技術(shù)研究

    2020-09-21 02:56:02董金剛金佳林李廣良秦永明馬漢東
    實驗流體力學(xué) 2020年4期
    關(guān)鍵詞:模型

    董金剛, 金佳林, 李廣良, 秦永明, 馬漢東

    (中國航天空氣動力技術(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稱因素對飛行性能的不利影響,從而簡化導(dǎo)彈控制系統(tǒng)[2-5]。經(jīng)過半個多世紀(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布局和滾轉(zhuǎn)彈體單通道控制模式[2-3,8-9],在飛行時彈體沿縱軸高速旋轉(zhuǎn),鴨舵作高速動態(tài)偏轉(zhuǎn)。國內(nèi)外研究者對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的氣動特性進(jìn)行了大量研究[10-18],結(jié)果表明:鴨舵產(chǎn)生的渦流場與彈體、尾翼相互干擾,受彈體旋轉(zhuǎn)運動及舵面動態(tài)偏轉(zhuǎn)運動的影響,呈現(xiàn)較強的非定常氣動效應(yīng),空氣動力學(xué)特性非常復(fù)雜。

    20世紀(jì)90年代以來,美國NASA及Raytheon公司圍繞具體型號開展了一系列旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動態(tài)氣動力測量試驗研究[19-21]。受風(fēng)洞試驗條件限制,國內(nèi)僅開展了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈在簡單旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的靜態(tài)氣動力風(fēng)洞測量試驗,試驗對象僅限于單獨彈體或簡單翼身組合體。

    在風(fēng)洞試驗中,需要對導(dǎo)彈的旋轉(zhuǎn)運動進(jìn)行模擬。對于炮彈類旋轉(zhuǎn)武器,由于長細(xì)比較小,試驗?zāi)P椭睆捷^大,模型內(nèi)部可以安裝空氣驅(qū)動渦輪(轉(zhuǎn)速可達(dá)20 000 r/min)[22-23];而對于大長細(xì)比導(dǎo)彈,試驗?zāi)P椭睆捷^小,旋轉(zhuǎn)運動主動驅(qū)動系統(tǒng)設(shè)計較為困難,通常采用模型尾翼斜置安裝角的方法,利用氣動力使模型自由旋轉(zhuǎn)[24],但該方法存在轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定、不易主動控制等問題。常規(guī)風(fēng)洞靜態(tài)氣動力測量技術(shù)無法得到導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)運動引起的非定常氣動特性數(shù)據(jù),需要研究在風(fēng)洞中模擬旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈運動特征以及對氣動力實現(xiàn)動態(tài)測量的試驗技術(shù)。

    本文對大長細(xì)比旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動主動控制技術(shù)進(jìn)行研究,建立旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動態(tài)測力試驗技術(shù)并對典型鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈進(jìn)行風(fēng)洞動態(tài)測力試驗。

    1 試驗技術(shù)與數(shù)據(jù)處理方法

    1.1 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動態(tài)測力技術(shù)總體方案

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

    圖1 試驗系統(tǒng)組成圖

    1.2 大長細(xì)比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動主動控制技術(shù)

    在風(fēng)洞試驗中模擬旋轉(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為飛行器特征長度,v為來流速度。由于風(fēng)洞中采用縮比模型,所以要求模型轉(zhuǎn)速比實際飛行時更高。受風(fēng)洞模型彈體直徑的限制,大長細(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,利用彈體自身氣動力使模型旋轉(zhuǎn),其缺點在于試驗過程中不能連續(xù)穩(wěn)定控制模型轉(zhuǎn)速,且轉(zhuǎn)速會隨迎角和馬赫數(shù)的改變出現(xiàn)較大波動。

    圖2 試驗流程

    主動旋轉(zhuǎn)模型結(jié)構(gòu)以及實物如圖3和4所示。模型外形與實際導(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)傳動軸伸出旋轉(zhuǎn)組件端面與模型連接,另一端與測力天平連接并以支桿固定安裝。試驗時,以微型電機(jī)驅(qū)動模型高速旋轉(zhuǎn),旋轉(zhuǎn)組件固定不轉(zhuǎn),模型所受氣動力通過軸承傳遞至測力天平。

    圖3 主動旋轉(zhuǎn)模型結(jié)構(gòu)圖

    圖4 導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)組件實物圖

    為確保模型高速旋轉(zhuǎn)時不發(fā)生抖動,沿模型軸向設(shè)計了2處配重調(diào)節(jié)位置,方便對模型進(jìn)行軸向質(zhì)量分布調(diào)節(jié)。在模型集成安裝完成后,使用動平衡試驗臺調(diào)節(jié)動平衡,動平衡精度為7 g·mm。

    1.3 測力天平

    試驗采用五分量環(huán)式天平設(shè)計方案,如圖5所示,中間的環(huán)形孔供模型內(nèi)安裝的微型驅(qū)動電機(jī)走線。為提高天平剛度以適用于動態(tài)測量,舍棄了軸向力測量分量。天平各分量設(shè)計載荷見表1。

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

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

    1.4 數(shù)據(jù)采集與處理方法

    采用DH5927動態(tài)測試信號分析系統(tǒng)對天平氣動力進(jìn)行動態(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(不低于360個),設(shè)計采樣頻率為20 kHz。

    試驗時,對每個迎角狀態(tài)下的天平輸出信號進(jìn)行動態(tài)采集,根據(jù)旋轉(zhuǎn)相位測量裝置的數(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。在判斷模型滾轉(zhuǎn)角0°的起始時刻后,截取2 s左右的整數(shù)個旋轉(zhuǎn)周期的數(shù)據(jù)(例如,彈體轉(zhuǎn)速5 Hz時的有效數(shù)據(jù)為10個彈體旋轉(zhuǎn)周期,15 Hz時則為30個彈體旋轉(zhuǎn)周期),再依次對動態(tài)試驗數(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)洞尚未啟動時的天平數(shù)據(jù)作為天平空載基準(zhǔn)點,用采集的2 s左右的天平信號數(shù)據(jù)的數(shù)學(xué)平均值作為天平信號零點,將各迎角的天平信號數(shù)據(jù)減去天平信號零點,通過天平地面靜校給出的天平公式矩陣計算得到對應(yīng)的各個時刻的天平載荷量,并結(jié)合風(fēng)洞測量得到的各個迎角下的氣流參數(shù),獲得相應(yīng)的氣動力系數(shù)和力矩系數(shù)。

    將得到的動態(tài)氣動力系數(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變化的動態(tài)數(shù)據(jù)。

    2 風(fēng)洞試驗

    2.1 試驗風(fēng)洞與模型

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

    試驗?zāi)P蜑榈湫网喪讲季中D(zhuǎn)導(dǎo)彈模型(如圖6所示),模型長度為1000 mm,直徑為50 mm,長細(xì)比為20。試驗中模型的旋轉(zhuǎn)方向為順航向逆時針旋轉(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),使試驗系統(tǒng)進(jìn)行強迫振動。采集天平的動態(tài)信號,分析試驗系統(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)固有頻率測試結(jié)果

    2.2 模型旋轉(zhuǎn)運動試驗結(jié)果

    圖8給出了采用旋轉(zhuǎn)運動主動控制技術(shù)與氣動力驅(qū)動技術(shù)得到的旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈風(fēng)洞試驗?zāi)P娃D(zhuǎn)速對比??梢钥闯觯褐鲃涌刂萍夹g(shù)可以得到穩(wěn)定的轉(zhuǎn)速,轉(zhuǎn)速可調(diào);而利用氣動力驅(qū)動(采用尾翼斜置方法)模型旋轉(zhuǎn)時,轉(zhuǎn)速不穩(wěn)定。大長細(xì)比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動主動控制技術(shù)通過采用微型電機(jī)驅(qū)動模型旋轉(zhuǎn),可以按照相似參數(shù)的要求對轉(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變化的對比曲線

    2.3 旋轉(zhuǎn)運動狀態(tài)下的動態(tài)測力試驗結(jié)果

    圖9為旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動狀態(tài)下的動態(tài)氣動力風(fēng)洞試驗結(jié)果。試驗中控制模型穩(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得到的動態(tài)試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。圖10為周期平均處理后的試驗結(jié)果重復(fù)性對比(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)速下的試驗數(shù)據(jù)對比(導(dǎo)彈鴨舵固定為0°)。可以看出:轉(zhuǎn)速對模型法向力系數(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,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)速對滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)影響較大,彈體旋轉(zhuǎn)運動后,試驗系統(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)模動態(tài)氣動特性研究中得到的規(guī)律一致。

    圖9 典型旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動態(tài)氣動力試驗結(jié)果

    圖10 周期平均處理后的試驗結(jié)果重復(fù)性對比

    圖11 周期平均處理后的模型不同轉(zhuǎn)速下的試驗數(shù)據(jù)對比

    3 結(jié) 論

    針對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈設(shè)計中對地面模擬旋轉(zhuǎn)運動以及動態(tài)氣動力測量的需求,開展了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈風(fēng)洞動態(tài)測力試驗技術(shù)的研究,研究結(jié)果表明:

    (1) 在1.2 m量級的超聲速風(fēng)洞中,采用微型驅(qū)動系統(tǒng),旋轉(zhuǎn)運動組件與模型進(jìn)行一體化設(shè)計,可以對大長細(xì)比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動進(jìn)行主動控制,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態(tài)數(shù)據(jù)采集與處理技術(shù),對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動態(tài)氣動力進(jìn)行了測量,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) 對試驗數(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)速對縱向氣動力影響較小。

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