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

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。

在風洞試驗中，需要對導(dǎo)彈的旋轉(zhuǎn)運動進行模擬。對于炮彈類旋轉(zhuǎn)武器，由于長細比較小，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20 000 r/min)[22-23]；而對于大長細比導(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)。

本文對大長細比旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動主動控制技術(shù)進行研究，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)彈進行風洞動態(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)(由微型電機和傳動軸組成)，并與模型進行一體化設(shè)計，達到對模型轉(zhuǎn)速進行主動控制的效果。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 大長細比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動主動控制技術(shù)

在風洞試驗中模擬旋轉(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。受風洞模型彈體直徑的限制，大長細比旋轉(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)。微型電機安裝于旋轉(zhuǎn)組件內(nèi)，電機傳動軸伸出旋轉(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)進行頻譜分析和濾波處理。

以模型已經(jīng)穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)而風洞尚未啟動時的天平數(shù)據(jù)作為天平空載基準點，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 風洞試驗

2.1 試驗風洞與模型

試驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD-12風洞中開展。風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)安裝于風洞中，使用皮錘敲擊彈身(天平校心附近)，使試驗系統(tǒng)進行強迫振動。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)速進行模擬，并可根據(jù)要求進行控制，且轉(zhuǎn)速連續(xù)可調(diào)，轉(zhuǎn)速可以達到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[14-18]在FM-3標模動態(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量級的超聲速風洞中，采用微型驅(qū)動系統(tǒng)，旋轉(zhuǎn)運動組件與模型進行一體化設(shè)計，可以對大長細比導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)運動進行主動控制，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。