高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展

向立光，舒海峰，許曉斌

中國空氣動力研究與發(fā)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(tài)控制的主要方法之一。在飛行器舵面設(shè)計(jì)時(shí)，舵面轉(zhuǎn)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(zhuǎn)軸（鉸鏈軸）位置，進(jìn)而確定舵機(jī)功率的關(guān)鍵。鉸鏈力矩試驗(yàn)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(zhuǎn)軸的力矩，獲得操縱舵面所需的機(jī)械功率，為舵機(jī)選擇提供依據(jù)；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(yōu)化舵面氣動外形和轉(zhuǎn)軸位置、校核舵面強(qiáng)度提供依據(jù)[1]。

為滿足各類運(yùn)載火箭、航天飛行器等的研制急需，國內(nèi)外各風(fēng)洞試驗(yàn)部門陸續(xù)建立并發(fā)展了較為成熟的鉸鏈力矩預(yù)測與試驗(yàn)技術(shù)。在鉸鏈力矩預(yù)測技術(shù)方面，自20 世紀(jì)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(tài)下的舵面壓心、鉸鏈力矩等預(yù)測方法進(jìn)行了深入研究[2]。自20 世紀(jì)80 年代起，Nielsen 和Goodwin 等[3-7]通過大量風(fēng)洞試驗(yàn)和理論分析，充分考慮舵–體干擾、舵–舵干擾、縫隙效應(yīng)等可能對舵面鉸鏈力矩產(chǎn)生干擾的因素，總結(jié)出一套適用于軸對稱外形全動舵鉸鏈力矩預(yù)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(yù)先評估。在此基礎(chǔ)上，Landers[8]又提出了一種適用于超聲速且針對鴨式布局導(dǎo)彈鴨翼鉸鏈力矩大小及其壓心位置預(yù)測的算法。SandersⅢ開發(fā)了AERODSN 和MISSILE2A 算法，用于超聲速導(dǎo)彈的全動尾翼氣動力/力矩特性工程預(yù)測。AERODSN 算法基于細(xì)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(shù)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(dǎo)致的洗流干擾、攻角側(cè)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(shù)0.8～3.0 范圍[9]。對比結(jié)果表明：攻角小于4°時(shí)，AERODSN算法預(yù)測的舵面法向力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的偏差在10%以內(nèi)，而MISSILE2A 算法的法向力系數(shù)預(yù)測值則與試驗(yàn)結(jié)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(shù)，2 種算法的預(yù)測值較為接近，與試驗(yàn)結(jié)果的偏差均在10%～20%范圍內(nèi)。在試驗(yàn)技術(shù)研究方面，荷蘭國家航空航天實(shí)驗(yàn)室開發(fā)出一種標(biāo)準(zhǔn)化、可模塊替換的遠(yuǎn)程自動變舵偏角技術(shù)。通過該技術(shù)，可將不同氣動外形的舵面或部件、不同設(shè)計(jì)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(jī)等可遠(yuǎn)程控制的裝置，在風(fēng)洞外即可改變舵面或部件的偏轉(zhuǎn)角，可有效節(jié)約模型加工及時(shí)間成本，更有利于高質(zhì)量試驗(yàn)數(shù)據(jù)的獲取和試驗(yàn)效率的提高[10]。目前，沒有發(fā)現(xiàn)歐美其他研究單位在相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)方面有公開發(fā)表的文獻(xiàn)資料。

為支撐我國新型高超聲速飛行器研制需求，從20 世紀(jì)80 年代起，中國空氣動力研究與發(fā)展中心相繼在Φ0.5 m 和Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞中開展了相關(guān)研究工作。陳麗等[11]研究了不同鉸鏈力矩天平布局及結(jié)構(gòu)形式、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈彈身等直段適當(dāng)截短對尾舵的氣動特性影響，有效提高了戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈操縱面最大鉸鏈力矩的測量精準(zhǔn)度。潘華燁等[12]對適用于高速風(fēng)洞的鉸鏈力矩天平進(jìn)行了系統(tǒng)的梳理，對高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩天平的研制具有一定借鑒意義。本文作者及團(tuán)隊(duì)對多種不同氣動布局的高超聲速飛行器進(jìn)行了舵面鉸鏈力矩測量試驗(yàn)裝置及天平設(shè)計(jì)、天平防隔熱方法探索等工作，發(fā)展了高超聲速鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)[13-17]。中國航天空氣動力技術(shù)研究院開展了來流溫度對鉸鏈力矩測量結(jié)果影響研究[18]，發(fā)展了帶發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道導(dǎo)彈的鉸鏈力矩試驗(yàn)方法[19]，并具備了在Φ0.5 m 高超聲速風(fēng)洞中同時(shí)測量左右兩片水平全動舵氣動力的試驗(yàn)?zāi)芰20-21]。大連理工大學(xué)高勝南[22]發(fā)展了壓電式舵面鉸鏈力矩測量裝置，為脈沖風(fēng)洞發(fā)展鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)提供了參考技術(shù)途徑。

文獻(xiàn)[23]指出，常用的鉸鏈力矩風(fēng)洞試驗(yàn)方法主要有3 種：單獨(dú)翼面半模型鉸鏈力矩試驗(yàn)方法、全機(jī)半模型鉸鏈力矩試驗(yàn)方法和全機(jī)模型鉸鏈力矩試驗(yàn)方法。在高超聲速風(fēng)洞中，由于存在激波–激波干擾、激波–邊界層干擾、邊界層轉(zhuǎn)捩等一系列復(fù)雜流動現(xiàn)象[24-26]，只有采用全機(jī)模型鉸鏈力矩試驗(yàn)方法才能更真實(shí)地模擬飛行器的飛行狀態(tài)，由此獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)才更加可靠。

鉸鏈力矩天平常用的結(jié)構(gòu)形式主要有片式和桿式（環(huán)式）2 種[27]。其中，片式天平主要用于測量遠(yuǎn)離飛行器模型主體、厚度較薄的后緣舵氣動力/力矩；桿式（環(huán)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(jié)構(gòu)形式也并不完全局限于上述2 種。根據(jù)天平相對于舵面轉(zhuǎn)軸的位置關(guān)系，鉸鏈力矩試驗(yàn)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(fēng)洞相比，在高超聲速風(fēng)洞中開展鉸鏈力矩試驗(yàn)主要面臨以下4 個(gè)難題：1）尺寸小。與常規(guī)天平的尺寸相比，由于受模型內(nèi)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(fēng)洞中往往需要采用全機(jī)模型鉸鏈力矩試驗(yàn)方法，縮比后模型內(nèi)腔空間較低速和亞跨超聲速風(fēng)洞模型變得更小，從而給天平的強(qiáng)度和剛度設(shè)計(jì)、應(yīng)變片的選擇以及貼片等都帶來較大難度。2）結(jié)構(gòu)復(fù)雜。通常情況下，至少需要將鉸鏈力矩天平設(shè)計(jì)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(dāng)天平坐標(biāo)系與舵面坐標(biāo)系不一致時(shí)，還必須考慮測量天平的軸向力以實(shí)現(xiàn)上述3 個(gè)主要舵面氣動力分量的測量。與此同時(shí)，天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)還必須與舵偏角變換裝置設(shè)計(jì)一體考慮，確保舵偏角變換準(zhǔn)確、方便。3）載荷不匹配。為減小舵機(jī)功率和操縱系統(tǒng)所占機(jī)體空間，舵面轉(zhuǎn)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(shè)計(jì)的難度。4）溫度效應(yīng)。在高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗(yàn)時(shí)，為防止來流冷凝影響試驗(yàn)質(zhì)量，必須對來流進(jìn)行加熱。熱氣流對試驗(yàn)裝置的長時(shí)間沖刷易導(dǎo)致天平本體溫度上升，產(chǎn)生熱結(jié)構(gòu)應(yīng)力，天平測量橋路的電阻值和靈敏度系數(shù)發(fā)生變化，產(chǎn)生溫度效應(yīng)。必須通過適當(dāng)措施減小溫度效應(yīng)對試驗(yàn)結(jié)果的影響。上述4 點(diǎn)中前3 點(diǎn)均與試驗(yàn)裝置的布局形式和天平結(jié)構(gòu)相關(guān)，第4 點(diǎn)天平溫度效應(yīng)除與裝置布局、天平結(jié)構(gòu)相關(guān)外，還與天平貼片組橋方式相關(guān)。因此，發(fā)展高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)，主要應(yīng)從試驗(yàn)裝置布局方式、天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和減小天平溫度效應(yīng)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(lǐng)域國內(nèi)外發(fā)展成果的基礎(chǔ)上，本文作者及團(tuán)隊(duì)在Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞上開展了鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)研究工作。經(jīng)過十余年的探索和技術(shù)積累，Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞已經(jīng)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(yàn)?zāi)芰Α?/p>

1 試驗(yàn)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(zhuǎn)軸線正交，若測量舵的偏轉(zhuǎn)角需調(diào)整時(shí)，可使天平處于固定狀態(tài)，僅需改變測量舵的姿態(tài)。但天平校準(zhǔn)中心測得的氣動力需要通過復(fù)雜的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換才能換算得到所需的舵面氣動力。舵面坐標(biāo)系Oxdydzd見圖1。因此，必須將天平設(shè)計(jì)成至少五分量（無天平側(cè)向力）才能可靠地獲得舵面法向力、鉸鏈力矩和彎矩。文獻(xiàn)[28]在Φ1 m 高超聲速風(fēng)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(shí)測量了全機(jī)、2 個(gè)升降舵和1 個(gè)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(zhuǎn)軸同軸，同時(shí)變角度

如圖2 所示的橫軸式布局，其天平軸線與舵面偏轉(zhuǎn)軸線共線，改變舵偏角時(shí)，天平與測量舵同時(shí)偏轉(zhuǎn)。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(biāo)系移軸轉(zhuǎn)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(zhuǎn)

舵面靠近機(jī)體下表面，模型內(nèi)部展向和軸向尺寸較大，縱向尺寸較小。鑒于上述特點(diǎn)，將天平設(shè)計(jì)成扁平的“板狀”結(jié)構(gòu)，充分利用模型內(nèi)腔的展向空間，如圖3 所示。通過加工不同預(yù)置偏角舵面的方式實(shí)現(xiàn)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(jīng)過天平與舵面的坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換得到。因此，需要將天平設(shè)計(jì)為五分量（無天平軸向力）。舵面轉(zhuǎn)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?。┰谔炱阶鴺?biāo)系和舵面坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)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(jī)外形的體襟翼靠近機(jī)體下表面且轉(zhuǎn)軸緊貼機(jī)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(zhuǎn)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(yàn)過程中保持不動，通過更換預(yù)置角度的舵面實(shí)現(xiàn)舵偏角的變換，天平校準(zhǔn)中心測得的值需要通過坐標(biāo)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(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

鉸鏈力矩試驗(yàn)裝置的布局多種多樣，天平的結(jié)構(gòu)形式也不盡相同。

2.1 縱軸式布局典型天平結(jié)構(gòu)

因試驗(yàn)時(shí)要同時(shí)測量全機(jī)的氣動力，沿模型展向的空間被常規(guī)六分量測力裝置占據(jù)，只能將鉸鏈力矩天平沿模型軸向布置（圖1）。然而，舵面的轉(zhuǎn)軸距離模型底部較近，采用常規(guī)桿式天平（軸向力元件在設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)成“矩形框”串聯(lián)“三片梁”的布局形式（如圖5 所示天平1，Oxtytzt為天平坐標(biāo)系），“矩形框”左右兩側(cè)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(zhuǎn)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(yù)留了相對較大的貼片空間。

圖5 天平1Fig. 5 Balance 1

試驗(yàn)時(shí)，舵面的法向力載荷為軸向力的6 倍多，滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩載荷為偏航力矩的20 倍，各分量載荷嚴(yán)重不匹配。為此，將軸向力與偏航力矩元件組合設(shè)計(jì)在靠近測量舵一端，且前后兩側(cè)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(zhuǎn)力矩，兩側(cè)小梁測量俯仰力矩。天平1的設(shè)計(jì)量程如表1 所示，其中，A 為軸向力，N 為法向力，Mx為滾轉(zhuǎn)力矩，My為偏航力矩，Mz為俯仰力矩。

表1 天平1 的設(shè)計(jì)量程Table 1 Measuring range of balance 1

采用有限元軟件對各分量進(jìn)行計(jì)算，如圖5 所示，非測量元件部分網(wǎng)格大小為1.52 mm，測量元件網(wǎng)格大小為0.385 mm，網(wǎng)格總數(shù)為169453 個(gè)，節(jié)點(diǎn)總數(shù)為257111 個(gè)。

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

圖6 天平1 各分量應(yīng)變云圖Fig. 6 Strain contours of balance 1

表2 天平1 各測量元件的應(yīng)變量計(jì)算值Table 2 Strain values of balance 1

2.2 橫軸式布局典型天平結(jié)構(gòu)

1）天平與舵面同時(shí)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(zhuǎn)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(yōu)點(diǎn)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(shí)現(xiàn)模型左右兩側(cè)舵面氣動力的同時(shí)測量；不需測量舵面軸向力，簡化了天平結(jié)構(gòu)；天平軸線與舵面轉(zhuǎn)軸重合，且天平與測量舵同時(shí)偏轉(zhuǎn)，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(jìn)行坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換；各分量的靈敏度較為協(xié)調(diào)。其不足之處是：曲回梁內(nèi)部空間較小、貼片難度大，結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，加工難度大。天平2 的設(shè)計(jì)量程和應(yīng)變量計(jì)算值如表3 所示。

表3 天平2 的設(shè)計(jì)量程和應(yīng)變量計(jì)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(zhuǎn)

圖8 給出了另一種“橫軸式”布局的天平（天平3）結(jié)構(gòu)形式。天平3 采用兩組片梁式結(jié)構(gòu)串聯(lián)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(zhuǎn)力矩和鉸鏈力矩。舵面轉(zhuǎn)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(biāo)系和舵面坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換。這種結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)是充分利用了沿模型軸向和展向的內(nèi)腔空間，盡可能減小了沿模型縱向的尺寸，可實(shí)現(xiàn)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(nèi)部空間較小、貼片難度大，片梁結(jié)構(gòu)較復(fù)雜、設(shè)計(jì)難度大。天平3 的設(shè)計(jì)量程和應(yīng)變量計(jì)算值如表4 所示，其中Z 為天平側(cè)向力。

圖8 天平3Fig. 8 Balance 3

表4 天平3 的設(shè)計(jì)量程和應(yīng)變量計(jì)算值Table 4 Measuring range and strain values of balance 3

2.3 其他布局典型天平結(jié)構(gòu)

圖9 給出了用于測量類航天飛機(jī)外形體襟翼氣動力的天平結(jié)構(gòu)（天平4）。天平4 采用環(huán)式結(jié)構(gòu)，測量三分量（舵面法向力、軸向力和鉸鏈力矩）。采用此結(jié)構(gòu)的主要優(yōu)點(diǎn)是：盡可能地利用了模型內(nèi)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(yīng)的影響；天平結(jié)構(gòu)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(shè)計(jì)量程和應(yīng)變量計(jì)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(yīng)變較大，而對舵面軸向力（即天平法向）的應(yīng)變較小。因此，在測量舵面氣動力時(shí)可能會造成一定誤差。

表5 天平4 的設(shè)計(jì)量程和應(yīng)變量計(jì)算值Table 5 Measuring range and strain values of balance 4

3 減小天平溫度效應(yīng)的措施

在Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞上開展鉸鏈力矩試驗(yàn)，減小天平溫度效應(yīng)的主要方法包括：1）在試驗(yàn)裝置方案設(shè)計(jì)時(shí)，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?qū)嵯禂?shù)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(dǎo)的影響；2）在電路組橋時(shí)，將同一橋路的應(yīng)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(bǔ)償法”減小天平溫度效應(yīng)，即通過天平溫度效應(yīng)試驗(yàn)，獲得天平的溫度效應(yīng)特性，然后在測量橋路中串聯(lián)溫敏電阻或溫敏絲，在一定溫度變化范圍內(nèi)可有效降低天平溫度效應(yīng)。對于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞應(yīng)變天平，一般需要在室溫至80 ℃溫度范圍內(nèi)對天平進(jìn)行零點(diǎn)溫度飄移補(bǔ)償。若模型內(nèi)腔空間充足，可以考慮加裝隔熱板，進(jìn)一步減小天平的溫度效應(yīng)。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(nèi)。

4 角度變換方式

鉸鏈力矩試驗(yàn)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(shè)計(jì)加工試驗(yàn)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(yōu)點(diǎn)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(nèi)腔空間必須足夠大。

方式二：加工不同預(yù)制偏角的測量舵。其優(yōu)點(diǎn)是加工精度容易保證；缺點(diǎn)是每個(gè)舵偏角對應(yīng)一個(gè)測量舵，加工量大、成本高、更換不方便。

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

在Φ1 m 高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩試驗(yàn)中，上述3 種角度變換方式都有應(yīng)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(shí)偏轉(zhuǎn)的布局。天平與舵面同時(shí)偏轉(zhuǎn)，測量數(shù)據(jù)不需要進(jìn)行復(fù)雜的坐標(biāo)系轉(zhuǎn)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(zhǔn)

目前常用的鉸鏈力矩天平校準(zhǔn)方法有2 種：

方法一：校準(zhǔn)中心與舵面受力中心接近，偏置于天平之外，如圖10 所示。設(shè)計(jì)了專用加載頭（圖11），其長寬尺寸與舵面相當(dāng)，加載頭的中心與典型試驗(yàn)狀態(tài)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(shè)計(jì)有4 個(gè)加載點(diǎn)，以便天平校準(zhǔn)時(shí)實(shí)現(xiàn)法向力、滾轉(zhuǎn)力矩和鉸鏈力矩的正負(fù)向加載；為便于偏航力矩的加載，可將天平和加載頭同時(shí)繞天平軸線向下滾轉(zhuǎn)90°，并在加載頭中心前后方向2 個(gè)孔處設(shè)計(jì)“V”字形的鋼絲掛槽；軸向力則可通過在加載頭后端面設(shè)計(jì)加載點(diǎn)來實(shí)現(xiàn)校準(zhǔn)[28]。由于校準(zhǔn)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(jìn)行多元加載，獲得各測量元件的交叉干擾系數(shù)。表6 給出了天平1 的靜校結(jié)果。

圖10 天平1 校準(zhǔn)照片F(xiàn)ig. 10 Calibration of balance 1

圖11 天平1 校準(zhǔn)加載頭Fig. 11 Load adapter of balance 1

表6 天平1 靜校結(jié)果Table 6 Calibration accuracy of balance 1

方法二：校準(zhǔn)中心與天平電氣中心重合。校準(zhǔn)裝置與常規(guī)天平校準(zhǔn)裝置相同。若天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(jìn)行多元加載。表7 給出了天平4 的靜校結(jié)果。

表7 天平4 靜校結(jié)果Table 7 Calibration accuracy of balance 4

6 典型狀態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)及結(jié)果

6.1 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的Φ1 m高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行。風(fēng)洞噴管出口直徑1 m，通過更換噴管可實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)4、5、6、7、8，飛行高度20～60 km（不同馬赫數(shù)對應(yīng)的高度范圍有所不同）的狀態(tài)模擬，試驗(yàn)時(shí)間可達(dá)30 s。

6.2 典型狀態(tài)試驗(yàn)及結(jié)果

6.2.1 縱軸式布局

縱軸式布局（圖1）模型同時(shí)采用2 臺天平1（圖5），分別測量左、右升降舵的氣動力。試驗(yàn)馬赫數(shù)5，總壓1.00 MPa，總溫345 K，舵偏角δ分別為?20°、?10°、0°和10°，數(shù)據(jù)處理方法及典型狀態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果見文獻(xiàn)[28]。通過選用中溫應(yīng)變計(jì)并在組橋時(shí)進(jìn)行橋路補(bǔ)償，天平的溫度效應(yīng)得到了有效抑制，舵面氣動力變化合理、規(guī)律性較好，且相同舵偏角時(shí)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(yàn)條件與測量方法

馬赫數(shù)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(shí)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(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

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

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

3）典型狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

圖12 為天平2 的Mx，t分量（滾轉(zhuǎn)力矩分量）的試驗(yàn)過程電壓U 輸出隨時(shí)間t 的變化曲線?？梢姡涸囼?yàn)前后天平零點(diǎn)電壓一致、回零較好；在各個(gè)攻角停留時(shí)，天平電壓信號平穩(wěn)，說明溫度效應(yīng)得到了有效抑制，所采用減小天平溫度效應(yīng)的方法是可行的。

圖12 橫軸式布局1 典型狀態(tài)試驗(yàn)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(cè)滑角時(shí)不同舵偏角狀態(tài)試驗(yàn)曲線。模型是左右面對稱的，從試驗(yàn)結(jié)果看，左右舵氣動力一致性較好。法向力系數(shù)CN，d隨攻角α和舵偏角δ增大而增大；彎矩系數(shù)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(fù)舵偏角時(shí)的鉸鏈力矩系數(shù)CMj，d量值很小，CMj，d–α曲線非線性較強(qiáng)。

圖13 橫軸式布局1 典型狀態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線Fig. 13 Wind tunnel test curves of horizontal-axial layout 1

在不重新拆裝試驗(yàn)裝置的條件下連續(xù)進(jìn)行了3 次重復(fù)性試驗(yàn)，舵偏角均為10°。圖14 給出了重復(fù)性試驗(yàn)的鉸鏈力矩系數(shù)曲線。舵面法向力系數(shù)、鉸鏈力矩系數(shù)和彎矩系數(shù)的重復(fù)性精度均優(yōu)于0.50%。

圖14 橫軸式布局1 典型狀態(tài)重復(fù)性試驗(yàn)鉸鏈力矩系數(shù)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(yàn)條件

馬赫數(shù)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(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

當(dāng)天平保持不動，只轉(zhuǎn)舵面時(shí)，天平坐標(biāo)系的力/力矩與舵面坐標(biāo)系的力/力矩的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系為：

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

在進(jìn)行試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)時(shí)，Δy 設(shè)計(jì)為0。因此，式（4）可簡化為：

3）典型狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

圖15 為天平3 的Mx，t分量試驗(yàn)過程電壓輸出曲線。試驗(yàn)前后天平零點(diǎn)電壓一致、回零較好、信號臺階平穩(wěn)，溫度效應(yīng)較小，可忽略不計(jì)。

圖15 橫軸式布局2 典型狀態(tài)試驗(yàn)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(tài)試驗(yàn)曲線。CN，d和CMw，d均隨攻角和舵偏角增大而增大，并均表現(xiàn)出一定的非線性，舵偏角越大非線性越強(qiáng)。CMj，d具有更強(qiáng)的非線性。

圖16 橫軸式布局2 典型狀態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線Fig. 16 Wind tunnel test curves of horizontal-axial layout 2

舵偏角?20°時(shí)進(jìn)行了3 次重復(fù)性試驗(yàn)，圖17 給出了重復(fù)性試驗(yàn)的鉸鏈力矩系數(shù)曲線。法向力系數(shù)、鉸鏈力矩系數(shù)和軸向力系數(shù)的重復(fù)性精度除個(gè)別攻角外均優(yōu)于1.00%。

圖17 橫軸式布局2 典型狀態(tài)重復(fù)性試驗(yàn)鉸鏈力矩系數(shù)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(yàn)條件

馬赫數(shù)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(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

天平坐標(biāo)系的力/力矩與舵面坐標(biāo)系的力/力矩的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系為：式中，Δx 為天平校準(zhǔn)中心與舵面力矩參考點(diǎn)間沿舵面軸向的距離。

3）典型狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

圖18 為天平4 的Mz，t分量試驗(yàn)過程電壓輸出曲線。試驗(yàn)前后天平零點(diǎn)電壓一致、回零較好、信號臺階平穩(wěn)，溫度效應(yīng)較小，可忽略不計(jì)。

圖18 其他布局典型狀態(tài)試驗(yàn)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(tài)試驗(yàn)曲線。體襟翼的法向力系數(shù)CN，d和鉸鏈力矩系數(shù)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(guī)律一致。

圖19 其他布局典型狀態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線Fig. 19 Wind tunnel test curves of other layout

舵偏角10°時(shí)進(jìn)行了2 次重復(fù)性試驗(yàn)，圖20 給出了重復(fù)性試驗(yàn)的鉸鏈力矩系數(shù)曲線。重復(fù)性精度方面，法向力系數(shù)均優(yōu)于0.50%，鉸鏈力矩系數(shù)除個(gè)別攻角外均優(yōu)于1.50%，軸向力系數(shù)除個(gè)別攻角外均優(yōu)于2.00%。分析認(rèn)為，軸向力系數(shù)重復(fù)性精度相對較差是由于此試驗(yàn)狀態(tài)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(tài)重復(fù)性試驗(yàn)力矩系數(shù)曲線Fig. 20 Moment coefficient curve of repeatability test of other layout

7 結(jié)束語

經(jīng)過數(shù)十年的發(fā)展，國內(nèi)外各主要研究單位的鉸鏈力矩測量風(fēng)洞試驗(yàn)已成為一項(xiàng)非常成熟的試驗(yàn)技術(shù)，是飛行器研制過程中必不可少的重要環(huán)節(jié)。中國空氣動力研究與發(fā)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(diǎn)，發(fā)展了多種布局形式的高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩試驗(yàn)方法和試驗(yàn)裝置，研制了多種不同結(jié)構(gòu)形式的鉸鏈力矩天平，開展了減小天平溫度效應(yīng)措施、舵面角度變換方式和天平校準(zhǔn)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(fēng)洞試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，發(fā)展的高超聲速風(fēng)洞鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)能夠滿足不同飛行器控制舵面氣動力測量的需求，達(dá)到了常規(guī)測力試驗(yàn)的水平，并已成功應(yīng)用于多項(xiàng)高超聲速飛行器試驗(yàn)。

為進(jìn)一步提高本項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)在高超聲速飛行器研制中的貢獻(xiàn)度，下一步將在目前技術(shù)基礎(chǔ)上開展以下3 個(gè)方面的工作：1）進(jìn)一步優(yōu)化天平結(jié)構(gòu)，逐步完成天平接口標(biāo)準(zhǔn)化、天平量程系列化和試驗(yàn)流程規(guī)范化等工作，提高試驗(yàn)效率和數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度；2）在廣泛調(diào)研國內(nèi)外微機(jī)電行業(yè)發(fā)展近況的基礎(chǔ)上，提出可行的技術(shù)方案，發(fā)展自動變舵偏角鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)，提高試驗(yàn)效率；3）通過優(yōu)化天平結(jié)構(gòu)，提高固有頻率和天平靈敏度，解決舵面慣性力影響，逐步發(fā)展連續(xù)變舵偏角鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)。