薛棟，劉金，王歡，尹晉濤，江春茂，袁先士

(1.西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所，陜西 西安 710065；2.中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引言

動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)(簡(jiǎn)稱動(dòng)導(dǎo)數(shù))是飛行器氣動(dòng)力/力矩系數(shù)對(duì)無量綱旋轉(zhuǎn)角速度或姿態(tài)角變化率的導(dǎo)數(shù)，是飛機(jī)、導(dǎo)彈等飛行器設(shè)計(jì)導(dǎo)航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)以及對(duì)飛行器進(jìn)行動(dòng)態(tài)品質(zhì)分析所必需的重要原始數(shù)據(jù)[1-2]。以往，高機(jī)動(dòng)性戰(zhàn)斗機(jī)等軍用航空飛行器對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)需求較多，要求也更高，而彈箭類兵器對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)需求較少，一般采用工程經(jīng)驗(yàn)公式給出估算值。近年來，隨著彈箭兵器向著精確制導(dǎo)化、高度智能化、打擊遠(yuǎn)程化方向發(fā)展，新一代彈箭兵器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)對(duì)動(dòng)穩(wěn)定特性的精確預(yù)測(cè)也提出了較高的要求[3-4]。

由于軍事用途和作戰(zhàn)形式的差異，相比于飛機(jī)類航空飛行器，彈箭兵器具有以下獨(dú)特的氣動(dòng)特性：

1)彈箭兵器多采用旋轉(zhuǎn)飛行方案。制導(dǎo)炮彈、遠(yuǎn)程火箭彈、高速動(dòng)能彈、末敏子彈等彈箭兵器通過繞自身縱軸旋轉(zhuǎn)，使其可用一個(gè)控制通道完成俯仰和偏航方向控制，而且旋轉(zhuǎn)飛行還可消除推力偏心、質(zhì)量偏心、氣動(dòng)偏心等不利影響，可提高彈箭兵器射擊精度，減少彈丸空間散布[5-6]。旋轉(zhuǎn)模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)參數(shù)如何預(yù)測(cè)，旋轉(zhuǎn)彈動(dòng)穩(wěn)定性與不旋轉(zhuǎn)彈有多大差異，成為旋轉(zhuǎn)彈箭兵器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性評(píng)估需要解決的重要問題之一。

2)彈箭兵器多數(shù)具有較大的長(zhǎng)細(xì)比。防空導(dǎo)彈、簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭、潛射導(dǎo)彈等，多為小口徑、細(xì)長(zhǎng)體外形。這類飛行器進(jìn)行俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)模型彈尾尺寸較小，模型俯仰振動(dòng)過程中尾部易與支桿發(fā)生接觸，因此需研制新型的俯仰振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置以解決此類模型難以開展俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)的難題。

3)彈箭兵器飛行速域跨度較大。彈箭兵器從發(fā)射、助推、平飛、攻擊各個(gè)階段，覆蓋亞聲速、跨聲速、超聲速，甚至達(dá)到高超聲速，飛行馬赫數(shù)跨度較大，這對(duì)彈箭動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)機(jī)構(gòu)提出了更高的要求，進(jìn)行高速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)要能承擔(dān)高馬赫數(shù)下的沖擊載荷，機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)要可靠穩(wěn)定，信號(hào)干擾小。

4)彈箭兵器通常具有較小氣動(dòng)阻尼力矩。由于彈箭兵器升力面和操縱面一般較小，相應(yīng)的氣動(dòng)阻尼力矩也較小，這對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量系統(tǒng)提出了很大的挑戰(zhàn)。需要精心匹配動(dòng)態(tài)天平載荷、減少實(shí)驗(yàn)裝置體積、降低非接觸干擾、合理設(shè)計(jì)濾波方式等，通過多種手段提高測(cè)量精準(zhǔn)度，降低動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)不確定度。

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)是獲取動(dòng)導(dǎo)數(shù)參數(shù)的重要手段之一。針對(duì)彈箭兵器氣動(dòng)特點(diǎn)以及項(xiàng)目研發(fā)需求，專門為CG-01高速風(fēng)洞研制了一套動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，該系統(tǒng)包含3個(gè)不同的實(shí)驗(yàn)裝置(中小長(zhǎng)細(xì)比(L/d<15，L為彈長(zhǎng)，d為彈徑)模型實(shí)驗(yàn)裝置、大長(zhǎng)細(xì)比(L/d≥15)模型俯仰振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置和旋轉(zhuǎn)彈模型實(shí)驗(yàn)裝置)、控制子系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集子系統(tǒng)和數(shù)據(jù)處理子系統(tǒng)。

1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及原理分析

1.1 實(shí)驗(yàn)裝置

實(shí)驗(yàn)裝置是動(dòng)導(dǎo)數(shù)系統(tǒng)最為關(guān)鍵的組成部分，主要由激勵(lì)系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)、測(cè)量裝置等組成。

1.1.1 中小長(zhǎng)細(xì)比模型實(shí)驗(yàn)裝置

中小長(zhǎng)細(xì)比模型實(shí)驗(yàn)裝置采用強(qiáng)迫振動(dòng)法在某一自由度下模擬飛行器剛體運(yùn)動(dòng)模態(tài)，實(shí)現(xiàn)模型滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航運(yùn)動(dòng)。滾轉(zhuǎn)振動(dòng)裝置如圖1所示，電機(jī)經(jīng)減速器和聯(lián)軸器驅(qū)動(dòng)偏心軸轉(zhuǎn)動(dòng)，偏心軸驅(qū)動(dòng)擺動(dòng)筒帶動(dòng)傳動(dòng)軸繞中心軸線滾轉(zhuǎn)振動(dòng)，五分量測(cè)力天平和角位移測(cè)量元件分別測(cè)量運(yùn)動(dòng)過程中的動(dòng)態(tài)載荷和滾轉(zhuǎn)振動(dòng)角位移。俯仰和偏航振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)原理相同，如圖2所示，傳動(dòng)軸一端設(shè)計(jì)有偏心凸輪，將電機(jī)的連續(xù)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)化為往復(fù)運(yùn)動(dòng)，驅(qū)動(dòng)天平和模型簡(jiǎn)諧振動(dòng)。

圖1 滾轉(zhuǎn)振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置

圖2 俯仰/偏航振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置

1.1.2 大長(zhǎng)細(xì)比模型俯仰振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置

高速風(fēng)洞俯仰振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置其運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)通常布置在模型內(nèi)部[7-11]，模型相對(duì)固定支桿存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)，這就要求模型尾部與支桿之間要預(yù)留足夠的間隙，模型長(zhǎng)細(xì)比越大，其間隙就越大，常規(guī)俯仰振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置(如圖 2所示)不太適用于小口徑、細(xì)長(zhǎng)體模型實(shí)驗(yàn)。為此采用尾部強(qiáng)迫振動(dòng)方式，將運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)于支桿尾部，激勵(lì)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)模型和支桿作為整體俯仰振動(dòng)，支桿和模型之間不存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)，如此可最大限度的減少模型內(nèi)壁與支桿之間的間隙。以600 mm彈長(zhǎng)的模型、20 mm桿徑的天平計(jì)算，常規(guī)俯仰振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置至少需保證40 mm的彈徑，而尾振動(dòng)方式彈徑可減少至26 mm，即模型長(zhǎng)細(xì)比可由15提升至23.

大長(zhǎng)細(xì)比模型俯仰振動(dòng)實(shí)驗(yàn)裝置(簡(jiǎn)稱尾振動(dòng)裝置)如圖3所示。通過偏心軸帶動(dòng)滑塊沿弧形滑軌上下往復(fù)運(yùn)動(dòng)，從而帶動(dòng)支桿和模型實(shí)現(xiàn)俯仰振動(dòng)。在設(shè)計(jì)天平、支桿和模型的尺寸時(shí)綜合考慮，保證天平的校準(zhǔn)中心和模型的質(zhì)心位于弧形滑軌的圓心處，即確保動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)天平校心、模型質(zhì)心、俯仰轉(zhuǎn)心三心重合，以減少實(shí)驗(yàn)過程中的慣性力，同時(shí)避免力矩轉(zhuǎn)換帶來數(shù)據(jù)修正誤差，從而提高實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量。

動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算需要獲取力信號(hào)和角位移信號(hào)之間的相位差，因此角位移的精確測(cè)量至關(guān)重要。相比于常規(guī)的天平-彈性鉸鏈動(dòng)導(dǎo)數(shù)裝置，尾振動(dòng)裝置角位移測(cè)量元件設(shè)計(jì)于支桿尾端，外形如圖4所示，通過惠斯通電橋?qū)崿F(xiàn)角位移→拉/壓應(yīng)變→電壓的物理信號(hào)轉(zhuǎn)變。圖5所示為無風(fēng)狀態(tài)下測(cè)量的俯仰力矩Mz與角位移θ，Mz與θ具有較高的同步測(cè)量精度，相位差小于0.2°，曲線符合標(biāo)準(zhǔn)的正弦變化規(guī)律。

圖4 角位移測(cè)量元件

圖5 俯仰力矩Mz與角位移θ時(shí)序圖

1.1.3 旋轉(zhuǎn)彈模型實(shí)驗(yàn)裝置

當(dāng)前，國內(nèi)各大風(fēng)洞建立和運(yùn)行的均為模型單自由度運(yùn)動(dòng)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，關(guān)于模型旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下動(dòng)導(dǎo)數(shù)的實(shí)驗(yàn)測(cè)量以及旋轉(zhuǎn)對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的影響至今鮮有研究報(bào)道。目前旋轉(zhuǎn)彈氣動(dòng)評(píng)估的慣常做法仍然是通過計(jì)算流體力學(xué)(CFD)模擬或風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)給出不旋轉(zhuǎn)模型的定常氣動(dòng)參數(shù)和動(dòng)導(dǎo)數(shù)，以此建立氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫，作為旋轉(zhuǎn)彈靜態(tài)和動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能評(píng)估的依據(jù)[5, 8-11]。為了在風(fēng)洞中模擬旋轉(zhuǎn)彈真實(shí)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，測(cè)量旋轉(zhuǎn)條件下的動(dòng)導(dǎo)數(shù)，研制了針對(duì)旋轉(zhuǎn)彈的動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)裝置。

旋轉(zhuǎn)彈動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)裝置是在中小長(zhǎng)細(xì)比模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)裝置的基礎(chǔ)上增加強(qiáng)迫模型旋轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)裝置，從而實(shí)現(xiàn)模型自旋與往復(fù)振動(dòng)的耦合。旋轉(zhuǎn)模型及驅(qū)動(dòng)裝置如圖6所示，主要由旋轉(zhuǎn)彈模型、驅(qū)動(dòng)裝置和天平保護(hù)錐套構(gòu)成。旋轉(zhuǎn)彈模型進(jìn)行不同自由度實(shí)驗(yàn)時(shí)，僅需將旋轉(zhuǎn)模型及驅(qū)動(dòng)裝置裝配于圖1或圖2所示的實(shí)驗(yàn)裝置上即可實(shí)現(xiàn)“滾轉(zhuǎn)振動(dòng)+自旋”、“偏航振動(dòng)+自旋”和“俯仰振動(dòng)+自旋”的耦合運(yùn)動(dòng)。旋轉(zhuǎn)彈模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)流程如圖7所示，通過高速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)試，旋轉(zhuǎn)彈模型實(shí)驗(yàn)裝置在低馬赫數(shù)下模型自旋頻率能夠達(dá)到16 Hz，受限于電機(jī)扭矩以及滾轉(zhuǎn)阻尼作用，該裝置目前具備開展中低轉(zhuǎn)速、低馬赫數(shù)下的動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)。

圖7 旋轉(zhuǎn)彈模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)流程圖

1.2 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)以德國Beckhoff的EtherCAT現(xiàn)場(chǎng)總線技術(shù)為核心，通過EtherNet工業(yè)以太網(wǎng)實(shí)現(xiàn)主控計(jì)算機(jī)與嵌入式PC雙向通訊，通過BK系列總線耦合器實(shí)現(xiàn)嵌入式PC與伺服控制器之間的連接?，F(xiàn)場(chǎng)控制單元是Beckhoff嵌入式PC可編程控制器CX9020和過程接口單元(I/O模塊)，執(zhí)行單元是伺服驅(qū)動(dòng)器和伺服電機(jī)。控制系統(tǒng)組成圖如圖 8所示。

圖8 控制系統(tǒng)組成

1.3 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用美國NI公司的基于PXIe總線的模塊化儀器，通過PXIe-4331應(yīng)變采集板卡實(shí)現(xiàn)天平力和振動(dòng)角位移的信號(hào)采集，該系統(tǒng)具有高可靠性、易用性和靈活性等特點(diǎn)。

數(shù)據(jù)采集和分析軟件采用Labview軟件進(jìn)行開發(fā)。Labview能夠高效地與PXIe/PXI硬件兼容使用，適用于數(shù)據(jù)采集及儀器控制。動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)采集與分析軟件主界面如圖9所示，該軟件具備參數(shù)設(shè)置、信號(hào)濾波、信號(hào)采集與記錄、圖像實(shí)時(shí)顯示等功能。

圖9 數(shù)據(jù)采集與分析軟件主界面

1.4 數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)的功能是將數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集的動(dòng)態(tài)天平力和角位移信號(hào)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，通過數(shù)字濾波、互相關(guān)等數(shù)學(xué)方法獲得模型簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng)過程中的動(dòng)態(tài)力、力矩和角位移等物理量，最終獲得組合導(dǎo)數(shù)、交叉導(dǎo)數(shù)和交叉耦合導(dǎo)數(shù)等參數(shù)。整個(gè)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理的流程如圖10所示。風(fēng)洞吹風(fēng)過程中獲得的動(dòng)導(dǎo)數(shù)包含了氣動(dòng)阻尼導(dǎo)數(shù)和機(jī)械阻尼導(dǎo)數(shù)，應(yīng)在吹風(fēng)前或吹風(fēng)后測(cè)量機(jī)械阻尼導(dǎo)數(shù)，總阻尼導(dǎo)數(shù)扣除機(jī)械阻尼導(dǎo)數(shù)獲得所需的氣動(dòng)阻尼導(dǎo)數(shù)。

圖10 實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理流程

2 系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)及結(jié)果分析

2.1 Basic Finner模型

為驗(yàn)證動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的正確性和適用性，需進(jìn)行標(biāo)模實(shí)驗(yàn)。最為廣泛使用的彈箭標(biāo)模為Basic Finner模型，該標(biāo)模最早是作為炮彈、炸彈和制導(dǎo)兵器的風(fēng)洞和彈道靶實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，后來逐步發(fā)展成為彈箭氣動(dòng)力靜態(tài)實(shí)驗(yàn)、動(dòng)導(dǎo)實(shí)驗(yàn)和旋轉(zhuǎn)特性實(shí)驗(yàn)等風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)模型[12-13]。

Basic Finner模型基本型為一個(gè)尖錐形頭部、圓柱形彈身并帶有4個(gè)矩形尾翼的外形，如圖11所示，圖中所標(biāo)尺寸為無量綱尺寸，參考長(zhǎng)度為彈徑，CG為質(zhì)心位置。

圖11 Basic Finner外形圖

2.2 CG-01高速風(fēng)洞

動(dòng)導(dǎo)數(shù)標(biāo)模實(shí)驗(yàn)在兵器203所CG-01高速風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座直流暫沖式亞聲速、跨聲速、超聲速三聲速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段截面尺寸為0.6 m×0.6 m，實(shí)驗(yàn)迎角α范圍-10°～25°，該風(fēng)洞具有較寬的馬赫數(shù)模擬范圍(Ma為0.3～4.0)、較高的馬赫數(shù)控制精度(0.4≤Ma≤1.0，σMa≤0.002，σMa為馬赫數(shù)均方根誤差; 1.0

2.3 中小長(zhǎng)細(xì)比模型實(shí)驗(yàn)結(jié)果

中小長(zhǎng)細(xì)比模型在CG-01高速風(fēng)洞進(jìn)行了滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)，中小長(zhǎng)細(xì)比動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型長(zhǎng)細(xì)比為1∶10，彈徑d為40 mm.馬赫數(shù)分別為0.6、0.9、1.2和2.0，迎角分別為0°、5°和10°，每一個(gè)馬赫數(shù)進(jìn)行了3次重復(fù)性實(shí)驗(yàn)以考察實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)量精度。滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)振動(dòng)頻率為12 Hz，振幅為3°左右；俯仰/偏航振動(dòng)頻率為10 Hz，振幅為1°左右。每個(gè)狀態(tài)點(diǎn)采樣時(shí)間為4 s，采集頻率5 000 Hz，低通濾波截止頻率30 Hz.

圖12中3張圖分別展示了滾轉(zhuǎn)振動(dòng)過程中滾轉(zhuǎn)力矩Mx與滾轉(zhuǎn)振動(dòng)角γ時(shí)序圖、Mx頻譜圖和遲滯環(huán)，實(shí)驗(yàn)狀態(tài)Ma=1.2、α=0°.由于氣動(dòng)阻尼的存在，滾轉(zhuǎn)振動(dòng)角位移與滾轉(zhuǎn)力矩之間存在一定的相位差，圖12中根據(jù)滾轉(zhuǎn)力矩識(shí)別出來的主頻與機(jī)構(gòu)振動(dòng)頻率非常接近，滾轉(zhuǎn)振動(dòng)遲滯環(huán)為逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，阻尼導(dǎo)數(shù)為負(fù)，起正阻尼作用，滾轉(zhuǎn)方向運(yùn)動(dòng)是動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的。圖13和圖14分別為偏航方向和俯仰方向動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果。

圖12 滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)中Basic Finner模型滾轉(zhuǎn)力矩Mx與滾轉(zhuǎn)振動(dòng)角位移γ變化規(guī)律

圖13 偏航動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)中Basic Finner模型偏航力矩My與偏航振動(dòng)角位移ψ變化規(guī)律

圖14 俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)中Basic Finner模型俯仰力矩Mz與俯仰振動(dòng)角位移θ變化規(guī)律

在迎角較小的情況下，Basic Finner模型氣動(dòng)力矩的遲滯效應(yīng)主要是由于4片尾舵在模型運(yùn)動(dòng)過程中誘導(dǎo)的當(dāng)?shù)貧鈩?dòng)角度不同所致。以俯仰振動(dòng)為例，俯仰力矩的遲滯主要來自于2片水平尾舵上誘導(dǎo)迎角的變化。在模型上仰和下俯過程中，水平尾舵分別受到氣流上洗和下洗的誘導(dǎo)作用，上仰運(yùn)動(dòng)過程中的實(shí)際有效迎角比瞬時(shí)迎角大，而下俯運(yùn)動(dòng)與上仰運(yùn)動(dòng)正好相反，從而在整個(gè)俯仰振動(dòng)過程中Mz-θ圖像呈現(xiàn)出具有一定環(huán)幅的遲滯環(huán)[8, 14-16]。

表1給出了3次重復(fù)性動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)測(cè)量的滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)最大相對(duì)偏差，最大相對(duì)偏差定義為3次實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)中偏離平均值最大的量占平均值的比例，最大相對(duì)偏差的大小能夠直接反映出動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)量結(jié)果的精度水平。從表1中數(shù)據(jù)可知，滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量精度較高，偏航和俯仰方向次之。不同迎角和馬赫數(shù)下，精度指標(biāo)波動(dòng)較大，精度水平隨馬赫數(shù)和迎角未展現(xiàn)出較為明顯的規(guī)律變化。

表1 不同馬赫數(shù)和迎角下3次重復(fù)性實(shí)驗(yàn)力矩阻尼導(dǎo)數(shù)最大相對(duì)偏差

圖15 滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)對(duì)比(α=0°)

圖16 俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)對(duì)比(α=0°)

2.4 大長(zhǎng)細(xì)比模型實(shí)驗(yàn)結(jié)果

大長(zhǎng)細(xì)比模型在CG-01高速風(fēng)洞中進(jìn)行了俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)，大長(zhǎng)細(xì)比動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型采用加長(zhǎng)的Basic Finner模型，彈翼和彈頭尺寸相對(duì)彈徑的比例不變，將彈身尺寸增長(zhǎng)，全彈長(zhǎng)細(xì)比增大至1∶15，彈徑設(shè)計(jì)為35 mm.俯仰振動(dòng)頻率為8 Hz，振幅1°左右。

考慮到大長(zhǎng)細(xì)比模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)采用尾部強(qiáng)迫振動(dòng)的方式，技術(shù)成熟度較低，僅在Ma=0.6條件下進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，迎角分別為0°和5°，表 2給出了3次重復(fù)性實(shí)驗(yàn)俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)的數(shù)值。從表中2數(shù)據(jù)可以看出，0°迎角的實(shí)驗(yàn)精度要比5°迎角的高，俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)隨迎角有增大的趨勢(shì)。

表2 大長(zhǎng)細(xì)比模型3次重復(fù)性實(shí)驗(yàn)俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)

2.5 旋轉(zhuǎn)彈模型實(shí)驗(yàn)結(jié)果

旋轉(zhuǎn)彈模型在CG-01高速風(fēng)洞中進(jìn)行了俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)，旋轉(zhuǎn)彈模型仍為標(biāo)準(zhǔn)的Basic Finner標(biāo)模，由于模型內(nèi)部布置有旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置，模型彈徑為55 mm.俯仰振動(dòng)頻率8 Hz，模型低速自轉(zhuǎn)頻率為6 Hz.

考慮到旋轉(zhuǎn)彈實(shí)驗(yàn)裝置系首次進(jìn)行高速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，而且模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)和運(yùn)動(dòng)形式較為復(fù)雜，氣動(dòng)載荷較大，僅在Ma=0.6條件下進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，第1次實(shí)驗(yàn)迎角只進(jìn)行了0°，第2次到第4次實(shí)驗(yàn)迎角增大到5°.表 3給出了4次重復(fù)性實(shí)驗(yàn)俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)的數(shù)值，俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)隨迎角有增大的趨勢(shì)。

表3 旋轉(zhuǎn)彈模型4次重復(fù)性實(shí)驗(yàn)俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)

2.6 實(shí)驗(yàn)結(jié)果不確定度討論

動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)由于復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和流場(chǎng)的非定常特性，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的不確定度要普遍高于靜態(tài)實(shí)驗(yàn)。不確定度是對(duì)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)可信度的評(píng)價(jià)，其基本內(nèi)容是實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的精度和準(zhǔn)度。

實(shí)驗(yàn)結(jié)果的精度反映了同一實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)多次重復(fù)性測(cè)量的離散水平，是衡量一個(gè)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)最基本也是最重要的性能指標(biāo)[7-9]。Basic Finner標(biāo)模的滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰重復(fù)性實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)精度最好的是滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)，其最大相對(duì)偏差在5%以內(nèi)；偏航方向和俯仰方向次之，其最大偏差在10%左右。這樣的精度水平目前是足以滿足工程型號(hào)項(xiàng)目對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)的要求[7-9]。

實(shí)驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)度反映了實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)量數(shù)據(jù)與真實(shí)值的偏差。由于雷諾數(shù)、減縮頻率、模型支撐方式和風(fēng)洞干擾形式的不同，不同風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比會(huì)出現(xiàn)一定程度的差異，在個(gè)別馬赫數(shù)和迎角下有時(shí)差異還很大，這些由于實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)誤差造成的數(shù)據(jù)結(jié)果的差異是正常合理的，不同風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比僅能作為一種相互驗(yàn)證的手段。

3 結(jié)論

針對(duì)彈箭模型氣動(dòng)特點(diǎn)，在CG-01高速風(fēng)洞建立了中小長(zhǎng)細(xì)比模型、大長(zhǎng)細(xì)比模型和旋轉(zhuǎn)彈模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，特別是對(duì)旋轉(zhuǎn)彈和大長(zhǎng)細(xì)比彈箭模型的動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)裝置以及實(shí)驗(yàn)方法進(jìn)行了有益的探索和嘗試。得到主要結(jié)論如下：

1)采用傳統(tǒng)強(qiáng)迫振動(dòng)方法的中小長(zhǎng)細(xì)比模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，無論實(shí)驗(yàn)精度、準(zhǔn)度方面均有一定的保證，可滿足常規(guī)彈箭兵器對(duì)于動(dòng)穩(wěn)定性實(shí)驗(yàn)的需求。

2)研制的針對(duì)小口徑、細(xì)長(zhǎng)體模型的俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)裝置，采用尾部強(qiáng)迫振動(dòng)方式解決了高速風(fēng)洞模型縮比后彈體內(nèi)徑過小造成的模型安裝布置困難，建立了大長(zhǎng)細(xì)比模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)?zāi)芰?，后續(xù)正在開展更高馬赫數(shù)和迎角下的驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)。

3)研制的針對(duì)旋轉(zhuǎn)彈模型的動(dòng)導(dǎo)數(shù)實(shí)驗(yàn)裝置，實(shí)現(xiàn)了模型自旋與往復(fù)振動(dòng)的耦合，可開展旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量實(shí)驗(yàn)，后續(xù)計(jì)劃開展旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與不旋轉(zhuǎn)對(duì)比實(shí)驗(yàn)，以及旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)對(duì)模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)參數(shù)影響特性的研究工作。

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