秦永明，田曉虎，董金剛

（中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074）

對(duì)于無翼／舵布局導(dǎo)彈而言，安裝非對(duì)稱布置的電纜罩和吊掛，會(huì)引起較小量值的滾轉(zhuǎn)力矩，這可能導(dǎo)致導(dǎo)彈落點(diǎn)精度下降等事故。通?？刹捎蔑L(fēng)洞試驗(yàn)方法測量此滾轉(zhuǎn)力矩，為導(dǎo)彈滾控設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

對(duì)于飛行器滾轉(zhuǎn)力矩的測量，第一種方法可考慮采用內(nèi)式應(yīng)變天平，但是由于天平要承受除滾轉(zhuǎn)力矩外其它分量載荷，各分量間存在干擾效應(yīng)，要在其它大量級(jí)分量載荷作用下準(zhǔn)確測量小量級(jí)滾轉(zhuǎn)力矩，要求其它分量與滾轉(zhuǎn)力矩量程比值足夠大，從天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)形式、強(qiáng)度和剛度等方面考慮存在較大難度，另外滾轉(zhuǎn)力矩Mx單元分辨率和靈敏度有限，即使同期重復(fù)性試驗(yàn)的Mx量值也可能有較大的分散度。第二種方法可采用內(nèi)、外結(jié)合式天平，用常規(guī)六分量天平測量除Mx外其他分量，而采用專用外式單分量部件天平測量滾轉(zhuǎn)力矩，但由于外式天平的采用會(huì)對(duì)底部流場有較大干擾，尤其是在亞、跨聲速情況下，不利影響可能會(huì)加劇。第三種方法可采用氣浮軸承或液體軸承支撐模型，利用軸承自身旋轉(zhuǎn)阻尼小的特點(diǎn)，通過模型自由滾轉(zhuǎn)和光學(xué)測量系統(tǒng)測量轉(zhuǎn)速的時(shí)間歷程，進(jìn)而計(jì)算出滾轉(zhuǎn)力矩，這種方法雖然精度很高，但通常試驗(yàn)復(fù)雜、難度大、時(shí)間長、成本高［1－5］。

理論上，可以利用小阻尼軸承支撐模型，并承受模型除滾轉(zhuǎn)力矩外其他分量載荷，可僅將滾轉(zhuǎn)力矩傳遞給單分量天平，來測量小量級(jí)滾轉(zhuǎn)力矩。如果選用氣浮軸承支撐，雖然此時(shí)Mx單元的靈敏度可以設(shè)計(jì)得很高，但結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，且在攻角不為0時(shí)的復(fù)雜載荷的作用下，氣浮軸承內(nèi)外環(huán)氣隙會(huì)發(fā)生變化，影響測量精度。本文利用高精密機(jī)械軸承支撐系統(tǒng)加專用小滾轉(zhuǎn)力矩單分量天平，建立了小滾轉(zhuǎn)力矩測量裝置，并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明，該裝置能夠測量小量級(jí)滾轉(zhuǎn)力矩，具有較高的經(jīng)濟(jì)型和準(zhǔn)確性。

1 小載荷滾轉(zhuǎn)力矩測量技術(shù)

本文小滾轉(zhuǎn)力矩測量裝置主要由機(jī)械軸承組成的支撐系統(tǒng)、專用單分量小滾轉(zhuǎn)力矩天平和自動(dòng)滾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)三部分組成，如圖1所示。

圖1 小滾轉(zhuǎn)力矩測量裝置

1.1 軸承支撐系統(tǒng)

理論上，軸承支撐能用于承擔(dān)除滾轉(zhuǎn)力矩以外的所有載荷，并將滾轉(zhuǎn)力矩傳遞給專用小滾轉(zhuǎn)力矩天平。本文采用的機(jī)械軸承支撐結(jié)構(gòu)示意圖見圖2，其外殼體組件用于連接試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃吞炱剑侵苯痈惺苣Ｐ蜌鈩?dòng)力的部件，它從外到內(nèi)依次通過外圈軸承、轉(zhuǎn)動(dòng)內(nèi)套組件及內(nèi)圈軸承支撐在中心軸組件上，系統(tǒng)具有很好的剛性，能夠?qū)较蜉d荷和軸向載荷傳遞給支桿。

對(duì)于采用機(jī)械軸承支撐形式而言，軸承的機(jī)械阻尼和承載能力很重要。要測量無翼／舵布局導(dǎo)彈小量級(jí)滾轉(zhuǎn)力矩，需要盡量降低軸承系統(tǒng)的摩擦阻力，合理地設(shè)計(jì)支撐結(jié)構(gòu)。本文采用的軸承支撐中，外圈軸承在電機(jī)、偶數(shù)個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)內(nèi)套和換向輪組成的驅(qū)動(dòng)、傳動(dòng)和換向機(jī)構(gòu)作用下兩兩等速反向轉(zhuǎn)動(dòng)，這樣一方面使軸承的摩擦阻尼變成較靜摩擦阻尼小得多的動(dòng)摩擦阻尼，另一方面由于軸承摩擦阻尼量等值反向，所以基本實(shí)現(xiàn)了摩擦阻尼的相互抵消，減少了軸承摩擦阻尼對(duì)小滾轉(zhuǎn)力矩測量的干擾。另外，在動(dòng)態(tài)環(huán)境下，也可縮短天平的響應(yīng)時(shí)間。

圖2 軸承支撐結(jié)構(gòu)示意圖

1.2 小滾轉(zhuǎn)力矩單分量天平

本文使用的專用單分量小滾轉(zhuǎn)力矩天平采用“米”字梁結(jié)構(gòu)，梁厚度1.5mm，對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩有足夠的靈敏度，以滿足小滾轉(zhuǎn)力矩的高精度測量?？紤]到軸承間隙必然會(huì)使軸承支撐將部分其它載荷傳遞給天平，為克服這些載荷的影響，在應(yīng)變梁兩端設(shè)置了彈性鉸鏈結(jié)構(gòu)，彈性鉸鏈結(jié)構(gòu)在徑向、軸向上均很薄，在周向上則較寬，從而可實(shí)現(xiàn)在傳遞滾轉(zhuǎn)力矩的同時(shí)，彈性鉸鏈通過徑向、軸向的變形卸載相應(yīng)載荷，以減小這些載荷對(duì)Mx的干擾。同時(shí)，為防止天平在安裝和試驗(yàn)過程中出現(xiàn)的滾轉(zhuǎn)力矩過大而損壞天平，在天平滾轉(zhuǎn)力矩彈性元件之間采用了限位結(jié)構(gòu)，以限制彈性元件的最大變形量。天平結(jié)構(gòu)圖見圖3。

圖3 天平結(jié)構(gòu)示意圖

1.3 自動(dòng)滾轉(zhuǎn)尾支撐機(jī)構(gòu)

無翼／舵布局導(dǎo)彈滾動(dòng)力矩對(duì)滾動(dòng)角變化非常敏感，因而工程設(shè)計(jì)中需要得到小滾轉(zhuǎn)力矩隨滾轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律，試驗(yàn)中需要測量不同滾轉(zhuǎn)角下模型的滾轉(zhuǎn)力矩。采用傳統(tǒng)滾轉(zhuǎn)角變化方式進(jìn)行試驗(yàn)，如果滾轉(zhuǎn)角變化間隔較大，將不能準(zhǔn)確獲得滾轉(zhuǎn)力矩隨滾轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律，變化間隔過小，工作量過大，試驗(yàn)成本高。為了經(jīng)濟(jì)、準(zhǔn)確地獲得各攻角下不同滾轉(zhuǎn)角的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，專門研制了一套自動(dòng)滾轉(zhuǎn)控制尾支撐機(jī)構(gòu)，如圖4所示。該機(jī)構(gòu)兩端分別連接支桿與支架，能實(shí)現(xiàn)在滾轉(zhuǎn)自由度上的連續(xù)滾轉(zhuǎn)和自動(dòng)控制，能實(shí)現(xiàn)±180°的連續(xù)滾轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速可調(diào)，定位精度1′。同時(shí)為該機(jī)構(gòu)專門設(shè)計(jì)了一套控制程序，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)滾轉(zhuǎn)速率的控制，實(shí)時(shí)反饋角度信息，并具有限位功能。

圖4 自動(dòng)滾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)原理圖與照片

1.4 小滾轉(zhuǎn)力矩測量裝置校準(zhǔn)結(jié)果

對(duì)研制的小滾轉(zhuǎn)力矩測量裝置進(jìn)行了地面校準(zhǔn)試驗(yàn)，該裝置設(shè)計(jì)載荷為0.1N·m，校準(zhǔn)載荷為0.1N·m，校準(zhǔn)結(jié)果表明，小滾轉(zhuǎn)力矩測量裝置絕對(duì)誤差為0.000 14N·m，精度達(dá)到了0.000 1N·m量級(jí)，較之前研制的氣浮軸承小滾轉(zhuǎn)力矩天平要低一個(gè)量級(jí)，但較常規(guī)天平卻要高很多，基本滿足試驗(yàn)需求。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)與結(jié)果分析

2.1 試驗(yàn)風(fēng)洞與模型

試驗(yàn)是在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD－12風(fēng)洞中完成的，該風(fēng)洞是一座直流暫沖式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，如圖5所示。風(fēng)洞試驗(yàn)段橫截面尺寸為1.2m×1.2m，亞跨聲速試驗(yàn)段長度為3.8m，超聲速試驗(yàn)段長度為2.4m。試驗(yàn)的馬赫數(shù)范圍為0.3～4.0。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槟碂o翼／舵布局導(dǎo)彈模型，該模型彈身電纜罩在滾轉(zhuǎn)角φ＝0°時(shí)呈“＋”字型布局，由于彈頭有上、下兩個(gè)小凸起，故在φ≠0°時(shí)，模型為不對(duì)稱狀態(tài)。

圖5 FD－12亞、跨、超三聲速風(fēng)洞

2.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

試驗(yàn)中固定攻角，利用自動(dòng)滾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)使模型滾轉(zhuǎn)角φ從0°連續(xù)變化到45°。

圖6為Ma＝3.0時(shí)，模型滾轉(zhuǎn)力矩隨滾轉(zhuǎn)角變化規(guī)律的重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果，從圖中可以看出：盡管個(gè)別滾轉(zhuǎn)角下滾轉(zhuǎn)力矩有較小差別，但數(shù)據(jù)整體上重復(fù)性很好。

圖7為Ma＝3.0時(shí)，模型在不同攻角α下滾轉(zhuǎn)力矩隨滾轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。從圖中可以看出：φ＝0°時(shí)，模型為對(duì)稱狀態(tài)，理論上Mx應(yīng)為0，實(shí)際測值也基本在零點(diǎn)；φ＝45°時(shí)，長條形的彈身電纜罩呈“X”形，彈頭上的兩個(gè)小凸起關(guān)于縱向平面不對(duì)稱，導(dǎo)致此時(shí)出現(xiàn)一個(gè)正的Mx，在大攻角時(shí)，小凸起影響尤為顯著。當(dāng)φ在0°～45°之間時(shí)，電纜罩和小突起都關(guān)于縱向平面不對(duì)稱，此時(shí)Mx受二者綜合影響，且由于長條狀電纜罩受力面更大，所以顯然對(duì)Mx的貢獻(xiàn)更大。

圖6 重復(fù)性結(jié)果對(duì)比

圖7 不同攻角下數(shù)據(jù)對(duì)比

3 結(jié)束語

本文試驗(yàn)結(jié)果表明，研制的小滾轉(zhuǎn)力矩測量裝置的精度較高，能夠滿足無翼／舵布局導(dǎo)彈的小量級(jí)滾轉(zhuǎn)力矩測量要求。雖然該裝置精度仍不及氣浮軸承天平，但研制成本相對(duì)較低，使用較為方便，且能夠?qū)崿F(xiàn)有攻角、大載荷作用下小滾轉(zhuǎn)力矩的測量，能夠滿足無翼／舵布局導(dǎo)彈工程設(shè)計(jì)對(duì)于滾動(dòng)力矩測量精度的要求，具有較高的實(shí)用性和經(jīng)濟(jì)性。

該技術(shù)可作為現(xiàn)有滾轉(zhuǎn)力矩測量技術(shù)的補(bǔ)充，共同構(gòu)建形成滿足不同量級(jí)、不同條件下小滾轉(zhuǎn)力矩測量的方法體系。

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