高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点，现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点，发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模，获得了测力系统结构设计准则；采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态，对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求，且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求，能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷，且满足精度要求，证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

高超声速风洞大轴向力中温天平的研制

为了完成φ0.5m高超声速风洞日益增长的钝头体模型测力试验,迫切需要研制出轴向力大、温度效应小、性能稳定、测值可靠的天平.笔者介绍了φ20mm六分量大轴向力中温天平的研制,该天平已成功地应用于多项测力试验.     

小展弦比飞翼布局高速标模测力天平研制

小展弦比飞翼布局的纵横向气动特性差异大,对天平测量与校准提出了较大挑战。专用天平针对其气动载荷特点和气动力试验需求,通过对常规片梁和柱梁组合的组合测量元件进行改进,提高了横向载荷的测量灵敏度,使得组合元件满足天平除轴向力外的5个分量的灵敏度测量需要。天平选用横Π型梁作为轴向力的测量梁,降低了其他分量对轴向力的干扰。在天平校准时通过施加纵向冲击振动的工程方法完成天平加载头的安全拆卸并应用于模型的拆卸。研制的天平已完成了相关风洞测力试验。     

高超声速一体化飞行器推阻特性测量研究

利用飞行器和发动机研究成果,设计了能在Φ600mm脉冲燃烧风洞开展试验研究、基本满足推阻平衡要求的缩比机体/推进一体化飞行器模型,利用Φ600mm脉冲燃烧风洞,完成了带动力一体化飞行器推阻特性的试验研究.设计了组合式三分量一体化飞行器测力天平,在以氢气为燃料、发动机工作时(油气比约为1.2),一体化飞行器模型推力与阻力相当,飞行器实现了推阻平衡.试验表明,飞行器和发动机匹配良好,发动机实现了点火和稳定燃烧,并取得了较高的推力收益,较好地验证了超燃冲压发动机和一体化飞行器设计和计算分析预测的有效性,为大尺度飞行器测力研究奠定了技术基础.     

小直径杆式应变天平轴向力元件设计问题的探讨

在小直径风洞中由于模型尺寸的限制,飞行器的全弹(箭)测力试验必须使用内置小直径杆式天平,其直径往往小于20mmm.横向布置的轴向力元件显著降低了天平的局部刚度,致使轴向力元件的尺寸、相对位置和结构形式共同决定了干扰输出特性.在给出了FD-07风洞使用的两支Φ20mm杆式应变天平静校结果中的轴向力分量干扰输出情况后,通过有限元计算结果分析了造成两支天平轴向力单元干扰输出差别悬殊的原因,指出了真实边界条件对轴向力测量元件设计的显著影响.针对小直径杆式天平提出了降低轴向力单元干扰输出的既简单又有效的两种设计方法.     

ANSYS在压电天平设计中的应用

利用ANSYS力电耦合的有限元分析方法，对一台三分量压电天平的性能进行评估。主要进行了静力、模态和瞬态响应特性分析，静力分析的目的是获得天平输出与施加载荷之间的关系，评估压电天平各分量的主灵敏度系数和分量间干扰灵敏度系数；模态分析的主要目的是获得压电天平的各阶振动频率和振型，用于评估天平的频率响应特性；瞬态响应特性分析主要用于评估天平在瞬态载荷下的响应特性，评估加速度计惯性补偿的有效性。ANSYS分析结果表明:压电天平的各分量主灵敏度较高，具有较好的分量间抗干扰能力，设计的天平频响较高，加速度计实现了对天平输出信号中惯性振动信号的补偿，能够满足激波风洞测力试验的需求。天平校准和风洞试验结果表明:天平的实际性能与有限元评估结果一致。     

基于减小轴向力测量干扰的高精度测力天平研制

针对目前风洞试验技术的发展对风洞天平测量精度的更高需求，研制一台六分量杆式高精度轴向力测量天平，应用新型轴向力测量元件结构形式，并采用有限元方法对其进行了优化和改进。轴向力结构设计采用将测量元件置于天平轴线上的"设计中心位置"的方式，并通过在测量梁上设置铰链以及轴向力测量梁的非对称设计，最终使各气动载荷分量对轴向力的干扰应变输出近乎为零，彻底解决了杆式应变天平轴向力的测量干扰问题。同时，该设计还改善了天平各分量载荷作用在轴向力测量梁上交错复杂的应力分布状态，提高了天平的长期稳定性。天平校准和标模试验结果表明，该天平轴向分量具有较高的测量精、准度，可满足现代风洞试验的高精度轴向力测量需求。     

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平研制

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平载荷大且极不匹配,在设计上,采用了串联结构,分三个元件段,分别测量轴向力A与偏航力矩Na、俯仰力矩M及法向力N与滚转力矩L分量,在元件与元件之间安排有35mm长的等直段,有效地防止各分量间的相互干扰。专门设计的加载头,刚度极好,保证了天平校准与风洞试验的一致性,提高了风洞试验数据的可靠性。于2002年5月完成了型号试验,试验结果与荷兰的HST风洞的试验结果的一直性较好,半模测力天平的成功研制填补了我国大风洞半模型测力试验的空白。     

子弹干扰测力天平的研制

为了获得母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性，在φ0．5m高超声速风洞进行了子母弹干扰测力试验技术的研究。在试验中，采用现有的φ20内式六分量天平测量母弹的气动力，采用专门研制的φ14内式六分量子弹干扰测力天平测量子弹的气动力。试验结果表明：专门研制的子弹干扰测力天平温度效应小、性能稳定、测值可靠，很好地满足了风洞试验的需要。     

应用于激波风洞的半导体应变天平技术研究

对于有效试验时间仅有十至几十毫秒的激波风洞，常规应变天平和压电天平无法满足高精度气动力测量要求。半导体应变计的应变灵敏度远大于常用的金属电阻应变计，但其温度系数比金属电阻应变计高出2个数量级。针对此问题，设计了温度自补偿的半导体应变计并应用于等强度梁试验，结果表明:温度自补偿能够有效改善半导体应变计的温度效应，可将温度漂移降低至0.2% FS。在此基础上，设计了一杆高频响六分量半导体应变天平，通过天平、支杆一体化等设计，将测力试验系统的一阶固有频率提升至100 Hz以上。天平静态校准结果表明:该天平的综合加载误差达到国军标合格指标，综合加载重复性达到国军标先进指标。激波风洞B-2标模测力验证试验结果表明:在有效试验时间内，该天平可获得一个周期以上的输出信号，风洞试验结果与气动手册参考值、CFD计算值吻合较好。     

脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究

不同风洞因模拟来流参数不同，对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果，分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致，脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右，其中雷诺数影响较小，在5%以内，壁温比影响较大，在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析，认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。     

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊，为精确获得其气动力特性风洞试验数据，必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求，在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术，为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

跨声速风洞模型主动减振系统试验研究

为解决跨声速风洞测力试验模型的俯仰振动问题,研制了一套主动减振系统。该系统利用了模型/天平/支杆系统的响应特性,采用主动控制方法,以天平信号作为输入,采用速度负反馈,使用安装在支杆后端主动接头内的压电陶瓷作动器来抑制模型振动。地面试验结果表明,主动减振系统使模型/天平/支杆系统的俯仰一、二阶阻尼比分别提高20.8倍和12.8倍。风洞试验结果显示,法向力和俯仰力矩振动幅度分别下降71.0%和57.5%,风洞试验结果还表明主动减振系统对气动系数的影响相对较小。主动减振系统在多个模型的风洞试验中也得到验证,显示出良好的减振性能和模型适应性。     

大型高超声速风洞真空模式调试及流场性能校测

未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求.为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行.风洞系统调试及校测结果表明...     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0.7%以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma=5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

脉冲型风洞用加速度计测力天平

在工作时间＜３ｍｓ的脉冲型风洞中的试验模型上选定位置处，安装加速度计来进行力和力短的测量。对于高焓脉冲型风洞模拟再入飞行，研究高超声速真实气体效应是十分必要的。