趙俊波,高 清,付增良,付天厚,梁 彬,張石玉

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

滾轉組合式軸承彈性鉸鏈研究及應用*

趙俊波,高 清,付增良,付天厚,梁 彬,張石玉

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

為滿足升力體高超聲速飛行器大氣動載荷、低振動頻率滾轉動態(tài)特性的測量要求,研制了滾轉組合式軸承彈性鉸鏈機構。設計將軸承和彈性鉸鏈并聯(lián),由軸承抵抗大的氣動載荷,由彈性鉸鏈精確測量模型滾轉角的變化,解決了一體式鉸鏈面臨的承載能力和振動頻率的矛盾。將該機構先后應用于升力體高超聲速飛行器的滾轉動態(tài)特性試驗和戰(zhàn)術導彈亞跨聲速低振動頻率的滾轉阻尼試驗,均獲得良好的試驗結果。

滾轉阻尼;軸承;彈性鉸鏈;升力體;戰(zhàn)術導彈;風洞試驗

0 引言

動態(tài)風洞試驗的關鍵技術之一是模型運動歷程的精確測量。彈性鉸由于能精確測量運動過程中模型系統(tǒng)姿態(tài)的微小變化,是測量技術的首選[1]。通常,自由振動試驗中采用的彈性鉸鏈為一體式,其優(yōu)點是連接環(huán)節(jié)少,測量信號穩(wěn)定。但對于低減縮頻率飛行器的滾轉動導數(shù)測量而言,若要降低試驗模型天平系統(tǒng)的振動頻率,需減小彈性梁厚度。由于一體式滾轉彈性鉸鏈中彈性梁是主要氣動載荷承載部位,從安全考慮,彈性梁厚度不能無限制減小。因此,對于一體式滾轉彈性鉸鏈,振動頻率與承載能力之間的矛盾,嚴重限制了對低減縮頻率飛行器滾轉動導數(shù)的試驗模擬能力,尤其是對于氣動載荷大、滾轉減縮頻率低的升力體高超聲速飛行器,該矛盾尤為突出。通過研制機構解決該問題的國內外文獻較少。

為解決該矛盾,文中開展了滾轉組合式軸承彈性鉸鏈的研究及應用工作。所研究的組合式鉸鏈機構將軸承與傳統(tǒng)滾轉彈性鉸鏈并聯(lián),由軸承抵抗大的軸向和法向氣動載荷,彈性鉸鏈的彈性梁厚度可大幅減小,從而降低天平剛度和模型天平系統(tǒng)的振動頻率。

1 組合式軸承彈性鉸鏈機構的研制

飛行器的動態(tài)特性試驗要求滾轉鉸鏈必須滿足以下要求[2]:系統(tǒng)的機械阻尼要小于模型的氣動阻尼;感受到的動態(tài)氣動力應與鉸鏈的應變量呈線性關系;鉸鏈感受應變的部分必須有足夠的剛度,同時應使俯仰和偏航方向的載荷卸載;連接件間間隙盡可能的小,間隙造成振動誤差不能影響試驗精度。除以上常規(guī)要求外,升力體高超聲速飛行器的滾轉動態(tài)特性試驗特別要求鉸鏈具有大抗載荷能力、低振動頻率和用于小氣動量捕捉的高測量精度。

文中基于前期研究經驗,先后設計了兩套組合式軸承彈性鉸鏈機構(圖1),其中一套是深溝球軸承、止推軸承和彈性鉸鏈的組合,另一套是直線軸承和彈性鉸鏈的組合。

設計中,彈性鉸鏈和軸承間通過中心支撐桿并聯(lián)組合。這種組合方式使軸承和中心支撐桿成為軸向和法向氣動力載荷的主要承載元件,使彈性梁厚度可降低,由此實現(xiàn)低減縮頻率的模擬。具體的,在滾轉彈性鉸鏈和軸承組合系統(tǒng)中,軸承外圈與彈性鉸鏈和模型相連,內圈與中心支撐桿相連,由此將模型承受的軸向和法向氣動載荷通過軸承傳遞到中心支撐桿,從而實現(xiàn)彈性鉸鏈的彈性梁載荷卸載;彈性鉸鏈一端與中心支撐桿(即軸承內圈)相連,另一端與軸承外圈及模型相連,由于軸承放開了滾轉自由度,因此可以在彈性鉸鏈作用下模擬飛行器滾轉方向的動態(tài)往復運動。位于外層的彈性鉸鏈除包含4片一體式彈性梁外,在與每個固定彈性梁45°方向,同時布置4片可拆卸彈性梁?？刹鹦稄椥粤旱牟牧虾秃穸瓤梢愿淖?從而可以調節(jié)模型-天平系統(tǒng)的固有頻率,使之可以模擬更廣飛行范圍的減縮頻率特性。彈性鉸鏈的作用除了可精確測量模型的滾轉運動(精確到1/60°)外,還可以輔助軸向力卸載,提高軸承的止推效能。

相較兩種組合式滾轉彈性鉸鏈,圖1(b)所示組合式直線軸承彈性鉸鏈機構是將圖1(a)所示機構中的深溝球軸承、止推軸承的組合替換為直線軸承,由此既簡化了機構和連接關系,又減小了連接件間的間隙和摩擦。同時設計加入了滾轉角限位的功能,圖1(b)中,用于限位的墊片通過螺母與中心支撐桿固結,且只能在彈性鉸鏈的槽范圍活動;彈性鉸鏈通過銷與模型固接,試驗中,彈性鉸鏈隨模型產生角位移,限位墊片位置保持不變,若模型及彈性鉸鏈變形角度過大,限位墊片會碰彈性鉸鏈槽的一側,阻止其發(fā)生更大的角度變形,從而模型相對中心支撐桿的滾轉角變化范圍就被限定。對比研究表明,組合式直線軸承彈性鉸鏈承受軸向載荷和止推能力更強、機械阻尼更低(對于不同模型機械阻尼也稍有變化,基本處于10-4量級)、更具安全保障,因此后文的動態(tài)風洞試驗均采用組合式直線軸承彈性鉸鏈機構。

圖1 滾轉組合式軸承彈性鉸鏈機構

2 在升力體飛行器滾轉動態(tài)特性研究中的應用

為增大升阻比,高超聲速飛行器多采用面對稱、非圓截面布局,但此布局使飛行器的橫向壓心與俯仰壓心可能存在一定距離;又由于飛行馬赫數(shù)高,氣流加熱嚴重,為確保控制面不因高溫加熱被燒壞或變形,其控制面通常較小;因此升力體高超聲速飛行器的滾轉恢復力矩和阻尼力矩小,即滾轉減縮頻率低、氣動阻尼低。

文中研究的升力體高超聲速飛行器外形類似HTV-2,在中國航天空氣動力技術研究院FD-07風洞開展自由振蕩動態(tài)試驗[3](圖2)。表1是新研制的組合式直線軸承彈性鉸鏈與常規(guī)一體式鉸鏈的剛度及地面振動頻率的對比,與最薄的常規(guī)一體式滾轉鉸鏈相比,組合式直線軸承彈性鉸鏈機構不僅使系統(tǒng)自由振動頻率降低45%,而且由于軸承強的抗載能力及其滾轉角限位保護裝置,其在承載能力和試驗安全性方面遠超一體式鉸鏈。圖3是風洞試驗采用組合式直線軸承彈性鉸鏈機構,成功捕捉了Ma=5、α=0°升力體模型的非線性滾轉振蕩和模型采用前體微流動控制后振蕩曲線的線性改善。

圖2 模型在風洞中的安裝位置和典型狀態(tài)的試驗紋影

鉸鏈類別鉸鏈剛度/(N·m/rad)f/Hz一體式彈性梁厚度1.2mm28.499.25組合式直線軸承彈性鉸鏈加4片0.8mm活動元件12.96.38

圖3 Ma=5,α=0°模型的非線性振蕩和整流后的線性振蕩曲線

組合式直線軸承彈性鉸鏈機構在本試驗中的顯著優(yōu)勢在于它抵抗了大的氣動載荷,同時其角度限位機構確保了試驗的安全;另一方面,由于該機構的彈性梁薄,能對微小信號(信號捕捉精度為0.000 1)進行高精度捕捉。

3 在戰(zhàn)術導彈滾轉阻尼試驗中的應用

小型戰(zhàn)術導彈為了保證便攜性,滾轉控制面通常較小[4],滾轉減縮頻率低。該類導彈低振動頻率的滾轉動導數(shù)試驗存在較大困難,原因在于若要抵抗跨、超聲速高動壓和氣流振蕩,一體式鉸鏈的彈性梁必須有一定厚度,但該厚度的一體式鉸鏈往往使系統(tǒng)的振動頻率遠高于飛行器要模擬的振動頻率。通常,為了試驗安全,采用犧牲振動頻率的方法,采用較厚的一體式鉸鏈開展風洞試驗,假設低減縮頻率段內動導數(shù)的頻率效應不明顯,但在跨超聲速,尤其是氣流振蕩較劇烈的跨聲速,這種假設使飛行器控制系統(tǒng)的設計存在風險和隱患。

圖4 地面振蕩曲線與理論曲線的對比

為進一步了解組合式直線軸承彈性鉸鏈與一體式鉸鏈的區(qū)別和特點,將它們分別用于一個導彈模型比較其振動頻率和機械阻尼特征(表2)。對比發(fā)現(xiàn),組合式直線軸承彈性鉸鏈與常規(guī)用于亞跨聲速風洞最薄的一體式鉸鏈的機械阻尼在一個量級,且都比氣動阻尼小一個量級,但是直線軸承彈性鉸鏈的振動頻率較一體式彈性鉸鏈降低107%,可更為準確的模擬導彈滾轉動導數(shù)測量所需的減縮頻率。

圖5是采用組合式直線軸承彈性鉸鏈獲得的某軸對稱戰(zhàn)術彈在4個馬赫數(shù)下的滾轉阻尼,結果表明,滾轉阻尼隨馬赫數(shù)和攻角變化規(guī)律性良好(天平對有量綱氣動阻尼捕捉精度為0.000 1),反映了該類軸對稱導彈滾轉阻尼的變化特點[5]。

表2 兩種鉸鏈振動頻率和機械阻尼的對比

圖5 某戰(zhàn)術導彈滾轉阻尼隨馬赫數(shù)和攻角的變化

值得注意的是,組合式直線軸承彈性鉸鏈在明顯降低系統(tǒng)振動頻率的同時,機械阻尼較一體式鉸鏈并不一定增加。表3是對某無升力面的高超聲速彈頭采用上述兩支鉸鏈獲得的機械阻尼結果,采用組合式直線軸承彈性鉸鏈的機械阻尼小于一體式彈性鉸鏈的機械阻尼。

總之,組合式直線軸承彈性鉸鏈與相當?shù)囊惑w式鉸鏈機械阻尼相近,但抗載能力顯著增強,振動頻率明顯降低,所以新研制的組合式直線軸承彈性鉸鏈特別適用于氣動載荷大、振動頻率低、氣動阻尼低的滾轉動態(tài)特性風洞試驗。

表3 兩種鉸鏈振動頻率和機械阻尼的對比

4 結論

為滿足升力體高超聲速飛行器大氣動載荷、低振動頻率的試驗要求,將軸承和彈性鉸鏈結合,設計了滾轉組合式軸承彈性鉸鏈機構。研究發(fā)現(xiàn),該組合式鉸鏈因抗載能力強、且自帶滾轉角限位機構,能有效確保風洞試驗的安全;同時,由于彈性梁厚度大幅降低,其對流場微小變化的動態(tài)效應更敏感,獲得了升力體高超聲速飛行器滾轉非定常特性和小型導彈亞跨聲速高精度的滾轉動導數(shù)結果。

綜上,由于文中所研制的滾轉組合式軸承彈性鉸鏈機構抗載能力強、機械阻尼小,特別適用于大氣動載荷、低減縮頻率以及低氣動阻尼的滾轉動態(tài)特性試驗,具有廣泛的工程應用前景。

致謝:感謝李潛研究員、畢志獻研究員、秦永明研究員以及有關部門在文中工作開展過程中給予的指導與幫助!

[1] 李周復. 風洞特種試驗技術 [M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2010: 211-214.

[2] 高清. 升力體高超聲速飛行器橫側向穩(wěn)定性研究 [D]. 北京: 中國運載火箭技術研究院, 2013: 29.

[3] 高清, 趙俊波, 李潛. 類HTV-2橫側向穩(wěn)定性研究 [J]. 宇航學報, 2014, 35(6): 657-662.

[4] 李召, 宋振鐸. 某小型戰(zhàn)術導彈彈頂反安定面布局設計研究 [J]. 彈箭與制導學報, 2011, 31(5): 55-60.

[5] JENKE L M. Experimental roll damping magnus and static-stability characteristics of two slender missile configurations at high angle of attack and mach number 0.2 through 2.5: AEDC-TR-76-58[R].[S.l.:s.n.], 1976.

Research and Application of Roll Bearing With Elastic Hinge

ZHAO Junbo,GAO Qing,FU Zengliang,FU Tianhou,LIANG Bin,ZHANG Shiyu

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

To fulfill the heavy aerodynamic loads and low vibration frequency measuring requirements of hypersonic lifting aircrafts, a new apparatus of roll bearing with elastic hinge was developed. The bearing and elastic hinge were connected in parallel, and the bearing was strong enough to suffer heavy aerodynamic loads and the flexural beam was sensitive to the vibration of test model and precise for measuring the attitude variation of the model, so the contradiction of load bearing ability and reduced frequency of integrated flexure was settled. The apparatus was applied to the roll dynamic test of hypersonic lifting aircraft and roll derivatives test of a tactical missile with low vibration frequency at subsonic and transonic speeds separately, and high quality test results were obtained in both.

roll damping; bearing; elastic hinge; lifting aircraft; tactical missile; wind tunnel test

2016-01-28

國家安全重大基礎研究項目(613272);國家自然科學(青年)基金(11502263)資助

趙俊波(1979-),男,河北石家莊人,高級工程師,博士,研究方向:風洞特種試驗技術研究。

V19

A