么 虹, 才 義, 徐志福

(中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 遼寧 沈陽 110034)

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細(xì)長體導(dǎo)彈高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)技術(shù)研究

么 虹, 才 義*, 徐志福

(中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 遼寧 沈陽 110034)

隨著導(dǎo)彈技術(shù)的發(fā)展，導(dǎo)彈的種類越來越多，細(xì)長體導(dǎo)彈不斷出現(xiàn)，對(duì)高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)也提出了相應(yīng)特殊的要求。相比于常規(guī)布局導(dǎo)彈，細(xì)長體導(dǎo)彈高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)面臨著角度天平無法在模型內(nèi)腔安裝、動(dòng)態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩小導(dǎo)致測(cè)量精度低等技術(shù)問題。為實(shí)現(xiàn)細(xì)長體導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量，在FL-1風(fēng)洞中建立了一套滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量機(jī)構(gòu)，相比于原始機(jī)構(gòu)，進(jìn)行了三方面改造：運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換形式由“導(dǎo)軌”形式變?yōu)椤皟?nèi)外環(huán)”形式、角度天平從模型內(nèi)腔后移置尾支桿末端、測(cè)力天平采用特殊的結(jié)構(gòu)形式設(shè)計(jì)。試驗(yàn)結(jié)果顯示，同一模型、不同機(jī)構(gòu)、不同期的重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果一致性較好，證明了試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的可靠性。目前，該裝置已成功應(yīng)用于某長細(xì)比達(dá)18的導(dǎo)彈型號(hào)試驗(yàn)任務(wù)，試驗(yàn)精度滿足型號(hào)要求。

細(xì)長體導(dǎo)彈；滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)；精確測(cè)量；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

動(dòng)導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)是采用強(qiáng)迫或自由振蕩設(shè)備模擬飛行器的剛體運(yùn)動(dòng)模態(tài)獲取動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，是最早研究的單自由度試驗(yàn)技術(shù)。在實(shí)踐中，動(dòng)導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果越來越重要，已成為飛行動(dòng)力學(xué)模態(tài)分析最具

可靠性的數(shù)據(jù)來源[1-4]。

在高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)技術(shù)方面，國外已建立了相對(duì)成熟的基于強(qiáng)迫振動(dòng)法或自由振動(dòng)法的動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)體系，試驗(yàn)精度約為10%[5-7]。國內(nèi)各研究單位也在跨聲速風(fēng)洞及高超聲速風(fēng)洞發(fā)展了多套動(dòng)態(tài)試驗(yàn)設(shè)備，建立了種類比較齊全的飛行器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究平臺(tái)，適用于飛機(jī)、導(dǎo)彈、飛船返回艙等各類飛行器[8-10]。隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，模型外形更趨多樣化，傳統(tǒng)的高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)振動(dòng)機(jī)構(gòu)已經(jīng)不能完全滿足風(fēng)洞試驗(yàn)要求，特別是近年大量出現(xiàn)的細(xì)長體導(dǎo)彈[11]，而目前國內(nèi)外針對(duì)大長細(xì)比導(dǎo)彈高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)相關(guān)研究文獻(xiàn)卻很少。

在高速風(fēng)洞內(nèi)實(shí)現(xiàn)大長細(xì)比導(dǎo)彈動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)難度很大，這是因?yàn)閺椛碇睆叫?，模型?nèi)腔空間有限，角度天平無足夠的安裝空間，常規(guī)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)已不適用；此外，由于導(dǎo)彈類飛行器的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)量級(jí)相對(duì)較小，對(duì)機(jī)構(gòu)本身的機(jī)械阻尼和天平的靈敏度要求較高，精準(zhǔn)測(cè)量滾轉(zhuǎn)力矩困難[12-13]。

為滿足細(xì)長體導(dǎo)彈對(duì)高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)提出的型號(hào)需求，實(shí)現(xiàn)細(xì)長體導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量，氣動(dòng)院研制了新型滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)振動(dòng)機(jī)構(gòu)，成功測(cè)量了某長細(xì)比達(dá)18的導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)，試驗(yàn)精度滿足型號(hào)要求。

1 滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)改造

常規(guī)布局導(dǎo)彈長細(xì)比低于10，彈體較粗，對(duì)于該類型導(dǎo)彈，國內(nèi)外各研究單位已進(jìn)行了大量型號(hào)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)，其所采用的傳統(tǒng)滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的測(cè)力和角度天平位于模型腔內(nèi)，該種形式機(jī)構(gòu)的可靠性已得到了充分認(rèn)可[5-10]。本文所采用的新型滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)振動(dòng)機(jī)構(gòu)，結(jié)合細(xì)長體導(dǎo)彈試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃透咚賱?dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)的特點(diǎn)[11]，在原始動(dòng)導(dǎo)數(shù)機(jī)構(gòu)的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了3個(gè)方面的改造。

1.1 運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換形式改造

運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換部件用于傳動(dòng)驅(qū)動(dòng)力矩，工作環(huán)境復(fù)雜，負(fù)載大，因此必須有足夠的強(qiáng)度和剛度來保證試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的可靠運(yùn)行[12]。

原始滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)機(jī)構(gòu)(圖1、圖2)的運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換原理：驅(qū)動(dòng)電機(jī)通過減速器帶動(dòng)偏心輪連續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)，偏心輪在滑塊的滑槽里運(yùn)動(dòng)，由于滑塊通過軸承固定在水平方向的導(dǎo)軌上，滑塊只能在水平方向上運(yùn)動(dòng)?；瑝K零件的前端是一個(gè)滑輪，傳動(dòng)軸后端是一個(gè)弧形滑槽，該滑輪在弧形滑槽里水平運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)傳動(dòng)軸往復(fù)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

圖1 原始滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)機(jī)構(gòu)Fig.1 Original roll oscillation mechanism in roll

圖2 改造前運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換部件Fig.2 Key parts of the original mechanism

地面調(diào)試結(jié)果顯示，原始機(jī)構(gòu)角度振動(dòng)曲線對(duì)稱性及正弦性較差(圖4)。分析原因認(rèn)為：偏心輪帶動(dòng)弧形滑槽實(shí)現(xiàn)正弦滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的原理是可行的，但受加工水平限制，弧形滑槽的加工精度達(dá)不到設(shè)計(jì)要求。此外，機(jī)構(gòu)自振頻率低(約6 Hz)，造成滾轉(zhuǎn)方向振動(dòng)穩(wěn)定性不足。

對(duì)于常規(guī)飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ停捎跐L轉(zhuǎn)阻尼較大[13-15]，振動(dòng)不穩(wěn)定帶來的誤差對(duì)試驗(yàn)結(jié)果影響有限，然而，對(duì)于細(xì)長體導(dǎo)彈，由于待測(cè)滾轉(zhuǎn)力矩小，滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)量值小，小振動(dòng)不穩(wěn)定對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響可能是致命的。為了實(shí)現(xiàn)小滾轉(zhuǎn)阻尼模型的標(biāo)準(zhǔn)正弦滾轉(zhuǎn)振動(dòng)，對(duì)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換部件改造成如下方案(圖3)。

圖3 改造后運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換部件Fig.3 Key parts of the modified mechanism

改造后運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換原理：內(nèi)環(huán)通過滾針軸承安裝在外環(huán)上，內(nèi)環(huán)可在外環(huán)內(nèi)自由轉(zhuǎn)動(dòng)。內(nèi)環(huán)下端為滑槽，上端為輸出軸，滑槽和輸出軸組成繞內(nèi)環(huán)中心轉(zhuǎn)動(dòng)的杠桿。電機(jī)前端的偏心軸帶動(dòng)內(nèi)環(huán)滑槽繞內(nèi)環(huán)中心左右擺動(dòng)，內(nèi)環(huán)滑槽左右擺動(dòng)通過內(nèi)環(huán)杠桿傳動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)檩敵鲚S繞內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)心的左右擺動(dòng)。內(nèi)環(huán)輸出軸帶動(dòng)傳動(dòng)軸連接件滑槽左右擺動(dòng)，進(jìn)一步轉(zhuǎn)化為傳動(dòng)軸繞外環(huán)軸線方向上的滾轉(zhuǎn)往復(fù)振動(dòng)。

改造后的滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)機(jī)構(gòu)加工難度減小，精度易保證，剛度提高，振動(dòng)平穩(wěn)，角度天平輸出信號(hào)穩(wěn)定、光順，對(duì)稱性、正弦性良好(圖4)。

圖4 運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換部件改造前/后模型滾轉(zhuǎn)角度對(duì)比曲線Fig.4 Comparision of roll anglefrom the old and new mechanism

1.2 角度天平改造

本次細(xì)長體導(dǎo)彈試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛷楏w細(xì)，內(nèi)腔空間狹小，僅可容納測(cè)力天平，無角度天平的安裝空間。針對(duì)此問題，新型滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)將角度天平安裝在模型內(nèi)腔外、支桿末端，其一端與傳動(dòng)軸連接，另一端與支桿連接，一動(dòng)一靜，從而實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角測(cè)量(圖5)。

圖5 新型滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)振動(dòng)機(jī)構(gòu)Fig.5 New roll oscillation mechanism of dynamic stability derivatives measurement

該改造在解決角度天平安裝空間不足的同時(shí)也帶來了一些副作用：

1) 由于模型距離角度天平較遠(yuǎn)，受傳動(dòng)軸運(yùn)動(dòng)時(shí)的彈性變形影響，角度天平測(cè)量滾轉(zhuǎn)角與模型實(shí)際滾轉(zhuǎn)角存在一定的偏差，此偏差可通過地面靜加載校準(zhǔn)的方式獲得支桿彈性變形影響修正公式，對(duì)角度測(cè)量值進(jìn)行靜態(tài)標(biāo)定修正，從而得到消除。進(jìn)行靜態(tài)標(biāo)定修正主要目的是消除角位移幅值變化對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量的影響。實(shí)際進(jìn)行靜態(tài)角度修正操作時(shí)，為減少修正帶來的人為誤差，利用同一角度天平，首先在天平末端進(jìn)行幾十個(gè)周期測(cè)量，提取每個(gè)周期角度幅值，以獲取模型角位移平均幅值的“真實(shí)值A(chǔ)”(天平末端沒有支桿彈性變形影響，可認(rèn)為測(cè)量值即為真實(shí)值)；然后再在支桿末端，以同樣方式獲得角位移平均幅值“B”；再將二者比值A(chǔ)/B(約為1.018)帶入未修正角度天平公式(1)，即可獲得修正后的角度天平公式(2)，修正前后角度曲線對(duì)比(圖6)，幅值差量約為1.8%，修正前后對(duì)比公式如下：

其中，X為角度天平測(cè)量電壓值,V。

圖6 修正前后角度曲線對(duì)比Fig.6 Comparision of roll angle with and without treatment

2) 傳動(dòng)軸的彈性變形同時(shí)也會(huì)帶來動(dòng)態(tài)影響——角度天平測(cè)量的滾轉(zhuǎn)角與模型實(shí)際滾轉(zhuǎn)角之間產(chǎn)生的相位差，但該影響屬于系統(tǒng)誤差，通過有風(fēng)條件振動(dòng)得到的阻尼扣除無風(fēng)條件的機(jī)械阻尼即可消除。

1.3 測(cè)力天平改造

動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)力天平的設(shè)計(jì)除了要考慮靜態(tài)承載能力和測(cè)量精度外，還需考慮動(dòng)態(tài)測(cè)量精度，這就要求天平響應(yīng)快、靈敏度高、抗干擾能力強(qiáng)。

滾轉(zhuǎn)力矩作為本項(xiàng)試驗(yàn)最重要的測(cè)量值，由于導(dǎo)彈彈翼/舵面展長小，待測(cè)滾轉(zhuǎn)力矩量值小，為提高測(cè)量精準(zhǔn)度，采用特殊的結(jié)構(gòu)形式和有限元優(yōu)化方法對(duì)天平進(jìn)行了重新設(shè)計(jì)、加工。主要特點(diǎn)如下：

1) 在滿足強(qiáng)度要求的前提下，選取剛度適中的滾轉(zhuǎn)力矩元，最大限度提高滾轉(zhuǎn)方向靈敏度；

2) 為滿足縱向力偏大、橫向力偏小的特點(diǎn)，天平測(cè)量元件選取長寬比較大的截面結(jié)構(gòu)；

3) 采用干擾較小的矩形長邊端面測(cè)量滾轉(zhuǎn)應(yīng)力。

2 數(shù)據(jù)采集與處理

本次試驗(yàn)采用PXI動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)(圖7)對(duì)動(dòng)態(tài)信號(hào)進(jìn)行采集、處理。采樣率為5000 Hz，低通濾波截止頻率設(shè)為20 Hz。信號(hào)經(jīng)由放大器、濾波器，由A/D端口進(jìn)入PXI，生成數(shù)字信號(hào)。

試驗(yàn)過程中，由于風(fēng)洞中存在氣流脈動(dòng)、非定常氣動(dòng)力等因素，會(huì)對(duì)天平測(cè)量帶來噪聲影響，特別是對(duì)小阻尼模型試驗(yàn)，由于電壓信號(hào)弱，傳統(tǒng)濾波器消除噪聲的方法會(huì)使其失真較大。因此，選用合理的數(shù)據(jù)采集與處理方法是動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)中的一個(gè)關(guān)鍵。本次試驗(yàn)過程中，采用PXI動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)可以有效消除噪聲及其它信號(hào)的干擾，最大限度保留原始電壓信號(hào)，給出“干凈”的力(力矩)和角度信號(hào)(圖8)，保證導(dǎo)數(shù)提取的精準(zhǔn)度。

圖7 PXI動(dòng)態(tài)采集與處理系統(tǒng)Fig.7 PXI dynamic acquisition system

圖8 PXI處理前后的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.8 Comparison of experimental data with and without treatment

數(shù)據(jù)處理過程中，由VB語言開發(fā)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)處理軟件可對(duì)原始數(shù)據(jù)進(jìn)行分析、判別，對(duì)數(shù)據(jù)壞點(diǎn)進(jìn)行剔除，并選擇合理的數(shù)值積分區(qū)域，處理結(jié)果穩(wěn)定、可靠。此外，該軟件還可對(duì)模型的靜導(dǎo)數(shù)進(jìn)行提取計(jì)算。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

FL-1風(fēng)洞為半回流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面尺寸為0.6 m×0.6 m。本次試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4～0.95，迎角范圍為-6°～10°，側(cè)滑角范圍為0°～7°。

3.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑椤癤”型彈翼/舵面布局導(dǎo)彈模型，縮比為1∶12，彈翼/舵面展弦比均小于1，長度為500 mm，鋁制，等直段直徑為28 mm，長細(xì)比約為18，尾噴口直徑為17 mm，質(zhì)量為0.5 kg，滾轉(zhuǎn)方向上的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量約為1×10-4kg·m2。

3.3 試驗(yàn)結(jié)果

圖9給出了地面調(diào)試空振試驗(yàn)結(jié)果，可以看到，滾轉(zhuǎn)力矩曲線和角度曲線均呈現(xiàn)良好的正弦規(guī)律，力矩-角度曲線線性度良好，接近直線，表明該滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)本身機(jī)械阻尼較小(實(shí)測(cè)空振阻尼導(dǎo)數(shù)約為-1×10-4～-3×10-4)，振動(dòng)特性良好。

圖9 空振試驗(yàn)結(jié)果Fig.9 Wind-off experimental results

由于新機(jī)構(gòu)首次使用，試驗(yàn)初始，利用往期某常規(guī)布局導(dǎo)彈試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了機(jī)構(gòu)可靠性驗(yàn)證試驗(yàn)，試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.6，試驗(yàn)結(jié)果見圖10?？梢钥闯?，除12°迎角外，滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)變化規(guī)律一致，且量值相當(dāng)，證明了新試驗(yàn)機(jī)構(gòu)可靠，試驗(yàn)數(shù)據(jù)可信，可以承接型號(hào)試驗(yàn)。

圖10 機(jī)構(gòu)可靠性驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果，f=12Fig.10 Experimental results of mechanism reliability verification，f=12

圖11所示為本期重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果，可以看出在迎角-4°～4°范圍內(nèi)，滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)重復(fù)性誤差約15%，這是由于此次試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臐L轉(zhuǎn)力矩非常小，動(dòng)態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩也是小量，從圖9中可以看出動(dòng)態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩振幅約為0.03 Nm，其幅值僅為天平設(shè)計(jì)載荷(1 Nm)的3%，在如此苛刻的條件下，取得的尚可接受的重復(fù)性結(jié)果間接證明了振動(dòng)機(jī)構(gòu)穩(wěn)定、可靠以及天平的優(yōu)異性能。

圖11 Ma=0.8，f=12，重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果Fig.11 Ma=0.8，f=12，repeated experimental curve

圖12所示為不同模型狀態(tài)/不同馬赫數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果，模型狀態(tài)1為巡航構(gòu)型(無助推器)，模型狀態(tài)2為助推構(gòu)型(有助推器)?？梢钥闯鲈谠囼?yàn)工況下，動(dòng)導(dǎo)數(shù)均為負(fù)值，沒有出現(xiàn)導(dǎo)數(shù)變號(hào)情況。這是由于彈翼展弦比小，后掠角大，在試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)流場(chǎng)沒有出現(xiàn)大的分離，結(jié)合圖13中的靜態(tài)力結(jié)果分析，在試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)，模型法向力基本是隨迎角線性增加，表明機(jī)翼上的流動(dòng)以附著流為主，而滾轉(zhuǎn)阻尼主要來源于左右彈翼當(dāng)?shù)赜遣煌a(chǎn)生的升力不同所帶來的滾轉(zhuǎn)力矩。所以在試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)，滾轉(zhuǎn)阻尼隨迎角變化不大。

圖12 f=12，不同模型狀態(tài)/不同馬赫數(shù)試驗(yàn)結(jié)果Fig.12 Experimental results of different states and Math numbers，f=12

圖13所示為本次試驗(yàn)中提取出的靜態(tài)力與常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)得到的靜態(tài)力結(jié)果對(duì)比，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中采用的模型比例為1∶12，而靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)中模型比例為1∶5。動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)中靜態(tài)數(shù)據(jù)的提取方法：將空振過程中和吹風(fēng)過程中每個(gè)名義迎角下的天平讀數(shù)進(jìn)行平均處理，并對(duì)應(yīng)相減，再計(jì)算得到靜態(tài)載荷?？梢钥闯觯煌Ｐ捅壤碌膬煞N試驗(yàn)結(jié)果取得了良好的一致性，一方面證明了動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量設(shè)備的可靠性，另一方面也展示了動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)對(duì)靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果的包容性：隨著動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)技術(shù)的進(jìn)一部發(fā)展，動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)中提取的靜態(tài)力與常規(guī)測(cè)力結(jié)果吻合度達(dá)到了一定的高度，試驗(yàn)精度的進(jìn)一步提升，在一定的程度范圍內(nèi)，可以兼容常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)，降低試驗(yàn)成本。

圖13 試驗(yàn)中提取出的靜態(tài)力與常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.13 Comparison of static force from dynamic test and static test

4 結(jié) 論

本次試驗(yàn)取得了良好的試驗(yàn)結(jié)果，試驗(yàn)重復(fù)性精度較高，得到的數(shù)據(jù)符合氣動(dòng)規(guī)律。證明了新型滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量機(jī)構(gòu)穩(wěn)定、可靠，成功地解決了細(xì)長體導(dǎo)彈在滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)中遇到的問題。

經(jīng)過本次試驗(yàn)技術(shù)研究，可以得到以下結(jié)論：

1) 動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)中，尤其是對(duì)導(dǎo)數(shù)量值小的試驗(yàn)，機(jī)構(gòu)振動(dòng)穩(wěn)定性直接決定著試驗(yàn)的成?。?/p>

2) 在天平支桿末端安裝角度天平，實(shí)時(shí)測(cè)量模型滾轉(zhuǎn)角的方式是可行的，可以解決角度天平無法在細(xì)長體導(dǎo)彈模型狹小的內(nèi)腔安裝的問題；

3) 改造后滾轉(zhuǎn)測(cè)力天平具有良好的抗干擾特性，能夠在天平量程小范圍內(nèi)精確測(cè)量,可測(cè)得僅為3%天平設(shè)計(jì)載荷的動(dòng)態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩。

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Investigation on testing technique of high-speed dynamic stability derivatives for slender missile

Yao Hong, Cai Yi*, Xu Zhifu

(ChineseAerodynamicResearchInstituteofAerospace,Shenyang110034,China)

With the development of designing techniques, missiles have more and more varieties, and slender missiles have been commonly designed. There are special requirements on the measurement of high-speed dynamic stability derivatives for slender missiles. In contrast to conventional missile, slender missiles during dynamic tests encounter much more technical difficulties such as no space for the installation of angular balances inside test models and low measurement precision due to small magnitude of dynamic rolling moment. A new measurement rig for dynamic stability derivatives was developed to measure the rolling derivatives exerted on a slender missile in FL-1 wind tunnel. Compared with traditional rigs, the newly developed one achieves following improvements. First, the type of motion transform was changed leading track to inner and outer circle. Second, the angular balance was moved to the sting aft from inside the model. Third, the force-measuring balance was designed with special structures.The rolling derivatives were gained successfully exerted on the missile with a length-to-width ratio of 18. In order to validate the reliability of the new rig, some validation tests were conducted on a previous mode, which already has some test results from conventional rigs. The test results show that the measurements by different rigs have an excellent repeatability for direct damping derivative.

slender missile;roll damping derivative;accurate measurement;wind tunnel test

0258-1825(2017)02-0214-06

2016-11-09;

2017-02-15

么虹(1963-)，女，沈陽人，高級(jí)工程師，研究方向：非定常試驗(yàn)技術(shù).E-mail：617162950@qq.com

才義*(1986-),男，沈陽人，工程師，研究方向：非定常試驗(yàn)技術(shù). E-mail: caiyi_21@163.com

么虹, 才義, 徐志福. 細(xì)長體導(dǎo)彈高速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)技術(shù)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(2): 214-219.

10.7638/kqdlxxb-2016.0147 Yao H, Cai Y, Xu Z F. Investigation on testing technique of high-speed dynamic stability derivatives for slender missile[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 214-219.

V211.7

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0147