王 明，但 聃，陳 麗

（1.成都飛機設(shè)計研究所，成都 610041；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

飛機機身上有不少艙門，例如起落架艙艙門、貨艙艙門、內(nèi)埋武器艙艙門等。飛機研制過程中，正確預(yù)計這類部件的氣動載荷十分重要，一方面艙門收放系統(tǒng)的設(shè)計需要氣動載荷的大小和變化規(guī)律，以便研制艙門作動器及相關(guān)控制系統(tǒng)；另一方面，艙門的氣動載荷也是艙門及其相關(guān)結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析的必要輸入條件。目前可以采用數(shù)值計算或風(fēng)洞試驗的方法確定這類部件的氣動載荷。但艙門內(nèi)表面結(jié)構(gòu)往往十分復(fù)雜，數(shù)值模擬十分困難。如圖1所示的F－22內(nèi)埋武器艙艙門，內(nèi)表面的加強筋結(jié)構(gòu)縱橫交錯，無論是網(wǎng)格生成還是流動模擬都十分困難，所以通常還是采用風(fēng)洞試驗的手段確定其氣動載荷。

確定部件氣動載荷的風(fēng)洞試驗方法有測壓試驗和部件測力試驗。目前成熟的測壓試驗仍然采用打孔測壓完成，通過在艙門的內(nèi)外表面布置測壓管，獲得艙門表面的壓力分布，從而得到艙門的氣動載荷分布，將其積分可得到艙門部件的總載荷。該方法的優(yōu)點是能夠同時得到集中和分布的氣動載荷，且在測壓點足夠多時，集中的氣動載荷也能夠達到較好的精度；缺點是由于艙門內(nèi)表面結(jié)構(gòu)太過復(fù)雜，若要布置測壓管，就必須簡化艙門表面結(jié)構(gòu)，難以準確地模擬艙門內(nèi)表面。

部件測力試驗技術(shù)也比較成熟。隨著小天平技術(shù)的不斷發(fā)展，現(xiàn)在可以研制出尺寸很小的應(yīng)變天平，最小的桿式天平直徑可達3mm，片式天平也早已用于工程實際了。部件測力試驗的優(yōu)點是不受艙門表面結(jié)構(gòu)影響，可以較為精確地模擬真實飛機的艙門外形。所以艙門類部件的氣動載荷多用部件測力試驗確定。尤其是當(dāng)艙門處于打開狀態(tài)，即內(nèi)表面暴露在氣流中時，部件測力試驗可以得到比測壓試驗更好的結(jié)果。

圖1 F－22的內(nèi)埋武器艙艙門Fig.1 Weapon bay door on F－22

但部件測力試驗也有缺點。部件測力試驗結(jié)果只有總載荷，沒有分布載荷，若艙門結(jié)構(gòu)設(shè)計或收放系統(tǒng)設(shè)計需要分布載荷，一般只能根據(jù)工程經(jīng)驗配套構(gòu)造相應(yīng)分布載荷，配套構(gòu)造的原則是分布載荷的積分結(jié)果就是部件測力試驗結(jié)果。雖然這樣做缺乏理論依據(jù)，但從實際應(yīng)用的情況來看，效果還是不錯的。解決這一問題的最好辦法是既做部件測力試驗，也做表面測壓試驗。雖然當(dāng)艙門處于打開狀態(tài)時，測壓試驗結(jié)果不一定準確，但將其作為氣動載荷分布的參考依據(jù)是有價值的。

作者一直從事飛機載荷設(shè)計研究工作，具有多次的部件測力和部件測壓試驗經(jīng)驗。在實際工作中，我們發(fā)現(xiàn)了飛機艙門類部件測力的一個固有問題，即當(dāng)艙門處于關(guān)閉狀態(tài)時，由于部件測力試驗要求所測部件與周邊結(jié)構(gòu)留有縫隙，可能給試驗帶來較大誤差的問題。

1 問題的提出

傳統(tǒng)上，一般采用艙門部件測力試驗結(jié)果作為計算艙門氣動載荷及艙門鉸鏈力矩的依據(jù)，無論艙門是打開狀態(tài)還是關(guān)閉狀態(tài)。

部件測力試驗和操縱面鉸鏈力矩試驗、外掛物測力試驗的原理相似，都是用應(yīng)變式小天平測量某個部件的氣動特性，要求所測部件與相鄰結(jié)構(gòu)留有不大于1mm 的縫隙［1－2］。

工程界已經(jīng)研究了操縱面鉸鏈力矩試驗中的縫隙是否會對試驗結(jié)果造成影響的問題。文獻［3］采用低速風(fēng)洞試驗和商用CFD軟件，研究了安定面和舵面之間的縫隙對舵面鉸鏈力矩特性的影響，結(jié)論是：在小尺寸風(fēng)洞試驗中，縫隙對鉸鏈力矩的影響不很顯著，但是仍然需要加以考慮。文獻［4］在高速風(fēng)洞里研究了全動舵面與機身之間的縫隙對舵面壓心位置的影響，結(jié)論是：縫隙對壓心位置影響很大，特別是當(dāng)全動舵面與機身之間的縫隙大于1mm時，影響則更大，但當(dāng)縫隙小于1mm時，對壓心位置的影響明顯減小。這些研究進一步證明了目前使用的操縱面鉸鏈力矩試驗方法是有效的，因為按照風(fēng)洞試驗的要求，舵面與周邊結(jié)構(gòu)的縫隙不會大于1mm。在這種情況下，縫隙雖然對試驗結(jié)果有影響但不明顯，或者說試驗結(jié)果足以滿足工程要求。

本研究關(guān)注的是艙門部件鉸鏈力矩試驗中，縫隙是否會對試驗結(jié)果造成影響的問題，對此工程界尚無明確的說法。一般機身上艙門類部件通常使用桿式小天平測量，這樣小天平可以比較容易地安裝在艙門轉(zhuǎn)軸上。當(dāng)艙門處于打開狀態(tài)時，艙門的大部分結(jié)構(gòu)離開機身表面，除艙門轉(zhuǎn)軸側(cè)邊以外，其它側(cè)邊很容易做到與相鄰結(jié)構(gòu)不接觸，需要重點保證轉(zhuǎn)軸側(cè)邊與機身之間有不超過1mm的縫隙（參見圖2、4示意）。實際上這種情況與操縱面鉸鏈力矩試驗很類似，轉(zhuǎn)軸附近的縫隙對試驗結(jié)果影響不大，采用小天平測力能夠獲得比較滿意的結(jié)果。

但是當(dāng)艙門處于關(guān)閉狀態(tài)時，情況有所不同。部件測力試驗的原理要求艙門周邊與相鄰結(jié)構(gòu)都要有間隙，并且還要保證艙門（在受到氣動載荷的情況下）內(nèi)表面與機身也要有足夠的間隙，而在真實飛機上這些間隙是不存在的（即使有些艙門并非密封艙門）。那么這些縫隙是否會對試驗結(jié)果產(chǎn)生影響呢？

2 風(fēng)洞試驗研究

圖2是某型機機身上的一個艙門，為方便起見，稱為A艙門。為了測量A艙門的氣動載荷，既完成了部件測力試驗，也完成了艙門外表面的測壓試驗。部件測力試驗中，在轉(zhuǎn)軸上安裝小天平，測量整個艙門的氣動載荷。當(dāng)艙門處于關(guān)閉狀態(tài)時，艙門周邊與機身固定結(jié)構(gòu)留有0.8mm縫隙，艙門內(nèi)表面與機身空腔也留有足夠的縫隙。在試驗過程中通過觀察和數(shù)據(jù)監(jiān)測，保證艙門始終不會接觸到機身。

測壓試驗中，在A艙門模型外表面布置40個測壓點，測壓管外徑1mm、內(nèi)徑0.7mm，用以測量艙門外表面的壓力分布，測壓模型艙門與周邊結(jié)構(gòu)沒有縫隙。

圖2 某型機A艙門部件測力模型Fig.2 Door A force measuring experiment model

圖3給出了兩次試驗的結(jié)果曲線，兩次試驗的結(jié)果差別很大。表面測壓試驗給出的A艙門法向力系數(shù)與鉸鏈力矩系數(shù)量值較大，且隨迎角顯著變化。而部件測力試驗測量出的法向力系數(shù)和鉸鏈力矩系數(shù)很小，且?guī)缀醪浑S迎角變化。

檢查部件測力和表面測壓流程，沒有發(fā)現(xiàn)問題。天平工作正常，艙門部件與相鄰機身結(jié)構(gòu)沒有接觸的可能，壓力掃描閥和數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)也都正常。兩次模型略有不同，部件測力模型艙門周邊有0.8mm縫隙，而測壓模型沒有明顯縫隙。經(jīng)分析認為部件測力與表面測壓得出的A艙門法向力和鉸鏈力矩的區(qū)別是縫隙造成的。

圖3 某型機A艙門兩種風(fēng)洞試驗的法向力系數(shù)和鉸鏈力矩系數(shù)Fig.3 Door A normal force and hinge moment by different experiments

圖4是另一型飛機上的一個艙門，稱之為B艙門。采用與A艙門相同的方法，再一次研究了處于關(guān)閉狀態(tài)的艙門模型，周邊的縫隙對部件測力試驗結(jié)果的影響。B艙門的部件測力模型狀態(tài)與A艙門類似，部件測力模型艙門周邊有0.8mm縫隙，而測壓模型沒有明顯縫隙，布置了20個測壓點。

圖5畫出了B艙門部件測力試驗與表面測壓試驗的結(jié)果曲線。圖3和5的結(jié)果表明，B艙門的試驗結(jié)果與A艙門類似，部件測力與表面測壓的結(jié)果差別較大，甚至部件氣動力隨迎角呈現(xiàn)相反的變化趨勢。

圖5 某型機B艙門兩種風(fēng)洞試驗鉸鏈力矩系數(shù)Fig.5 Door B normal force and hinge moment by different experiments

測壓試驗中艙門外表面布置的測壓點密度較大，甚至超過普通翼面上的測壓點密度，且布置均勻，位置合理。根據(jù)工程經(jīng)驗，這樣積分的集中氣動載荷準確性很高。所以我們認為部件測力與表面測壓得出的B艙門法向力和鉸鏈力矩的區(qū)別，是部件測力試驗中縫隙造成的試驗誤差。

為了驗證分析結(jié)論，用透明膠將艙門周邊縫隙封堵后重新試驗。需要說明的是，由于艙門受力后可能產(chǎn)生彈性變形，封堵時留有余量，天平可以測出“部分”甚至“大部分”氣動載荷。雖然透明膠的粘貼會傳力，此時的天平測值并不能完全反映艙門載荷，但用于縫隙效應(yīng)的定性研究還是可行的。

將封堵縫隙后的試驗結(jié)果繪制在圖6上，見圖6中的“部件測力，周邊無縫”曲線。可以看出，封堵縫隙后的部件測力試驗結(jié)果與測壓試驗的積分結(jié)果吻合較好，曲線的變化趨勢相同，數(shù)值上有一定差別，這個差別應(yīng)該主要是由封堵縫隙的透明膠傳力引起的。該試驗結(jié)果說明，縫隙對處于關(guān)閉狀態(tài)的艙門類部件的小天平測力產(chǎn)生不利影響，小天平測力數(shù)據(jù)不能正確反映艙門氣動載荷，這是由于縫隙的存在使得艙門附近的氣流竄流引起的。

圖6 B艙門試驗?zāi)Ｐ涂p隙對法向力系數(shù)和鉸鏈力矩系數(shù)的影響Fig.6 Gap effect on normal force and hinge moment

3 對現(xiàn)象的討論

從上述試驗現(xiàn)象可以看出，工程上一直使用的測量艙門關(guān)閉狀態(tài)下艙門載荷與鉸鏈力矩的兩種方法，部件測力方法和表面測壓方法分別給出的載荷結(jié)果相差很大，甚至符號相反。為什么會出現(xiàn)這樣的現(xiàn)象呢？根據(jù)多次試驗結(jié)果，提出了這樣一個解釋：表面測壓試驗測得的是艙門外表面壓力系數(shù)分布。而壓力系數(shù)的定義是當(dāng)?shù)仂o壓和來流靜壓的差與動壓的比值。當(dāng)積分外表面壓力系數(shù)得到部件載荷與鉸鏈力矩時，實際上默認了艙門內(nèi)表面處的氣體壓力等于來流壓力。這對大多數(shù)艙門的情況是基本適用的。即使某些艙門內(nèi)部氣體壓力并不等于來流壓力（如充壓艙室的艙門），也可以通過扣除艙內(nèi)壓力與來流靜壓的差值來獲得準確的艙門載荷。

而部件測力試驗測得的是模型艙門內(nèi)外表面壓差形成的載荷。當(dāng)部件測力模型艙門關(guān)閉時，模型艙門內(nèi)部空腔氣體處于“死流區(qū)”，流動速度很低甚至幾乎靜止。根據(jù)靜止流體的壓力傳導(dǎo)規(guī)律，這時艙門內(nèi)側(cè)氣體的壓強應(yīng)與縫隙處的外部流場壓強相同，這樣模型艙門內(nèi)外側(cè)壓強接近，通過部件測力試驗測得的模型艙門上的氣動力就非常小了。這與飛機的真實情況是不同的。所以采用部件測力方法測量關(guān)閉狀態(tài)下的艙門載荷是不夠準確的。

4 結(jié) 論

（1）采用部件測力試驗方法確定艙門類部件處于打開狀態(tài)下的氣動載荷的方法是比較可靠的，縫隙寬度小于1mm時，縫隙的存在不會給試驗結(jié)果帶來較大誤差；

（2）采用部件測力試驗方法確定艙門類部件處于關(guān)閉狀態(tài)下的氣動載荷時應(yīng)該十分謹慎，縫隙的存在可能使試驗結(jié)果產(chǎn)生較大誤差，甚至得出不正確的試驗結(jié)果；

（3）需要進一步定量研究縫隙大小對部件測力試驗結(jié)果的影響，在用部件測力試驗方法確定處于關(guān)閉狀態(tài)下的艙門類部件的氣動載荷時，應(yīng)想辦法消除縫隙效應(yīng)，這將對模型設(shè)計與加工帶來很大困難；

（4）目前技術(shù)條件下，建議采用表面測壓的方法得出處于關(guān)閉狀態(tài)下的艙門類部件的氣動載荷。

［1］ 惲起麟.風(fēng)洞實驗［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2002.

［2］ 范潔川.風(fēng)洞試驗手冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［3］ 黃宗波，王勛年，章榮平.舵面鉸鏈力矩及其縫隙效應(yīng)研究［J］.實驗流體力學(xué)，2007，21（4）：1－6.

［4］ 盧堅.全動翼鉸鏈力矩實驗［J］.氣動實驗與測量控制，1990，4（3）：30－33.