王 明，但 聃，陳 麗

（1.成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610041；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

0 引 言

飛機(jī)機(jī)身上有不少艙門，例如起落架艙艙門、貨艙艙門、內(nèi)埋武器艙艙門等。飛機(jī)研制過程中，正確預(yù)計(jì)這類部件的氣動(dòng)載荷十分重要，一方面艙門收放系統(tǒng)的設(shè)計(jì)需要?dú)鈩?dòng)載荷的大小和變化規(guī)律，以便研制艙門作動(dòng)器及相關(guān)控制系統(tǒng)；另一方面，艙門的氣動(dòng)載荷也是艙門及其相關(guān)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析的必要輸入條件。目前可以采用數(shù)值計(jì)算或風(fēng)洞試驗(yàn)的方法確定這類部件的氣動(dòng)載荷。但艙門內(nèi)表面結(jié)構(gòu)往往十分復(fù)雜，數(shù)值模擬十分困難。如圖1所示的F－22內(nèi)埋武器艙艙門，內(nèi)表面的加強(qiáng)筋結(jié)構(gòu)縱橫交錯(cuò)，無(wú)論是網(wǎng)格生成還是流動(dòng)模擬都十分困難，所以通常還是采用風(fēng)洞試驗(yàn)的手段確定其氣動(dòng)載荷。

確定部件氣動(dòng)載荷的風(fēng)洞試驗(yàn)方法有測(cè)壓試驗(yàn)和部件測(cè)力試驗(yàn)。目前成熟的測(cè)壓試驗(yàn)仍然采用打孔測(cè)壓完成，通過在艙門的內(nèi)外表面布置測(cè)壓管，獲得艙門表面的壓力分布，從而得到艙門的氣動(dòng)載荷分布，將其積分可得到艙門部件的總載荷。該方法的優(yōu)點(diǎn)是能夠同時(shí)得到集中和分布的氣動(dòng)載荷，且在測(cè)壓點(diǎn)足夠多時(shí)，集中的氣動(dòng)載荷也能夠達(dá)到較好的精度；缺點(diǎn)是由于艙門內(nèi)表面結(jié)構(gòu)太過復(fù)雜，若要布置測(cè)壓管，就必須簡(jiǎn)化艙門表面結(jié)構(gòu)，難以準(zhǔn)確地模擬艙門內(nèi)表面。

部件測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)也比較成熟。隨著小天平技術(shù)的不斷發(fā)展，現(xiàn)在可以研制出尺寸很小的應(yīng)變天平，最小的桿式天平直徑可達(dá)3mm，片式天平也早已用于工程實(shí)際了。部件測(cè)力試驗(yàn)的優(yōu)點(diǎn)是不受艙門表面結(jié)構(gòu)影響，可以較為精確地模擬真實(shí)飛機(jī)的艙門外形。所以艙門類部件的氣動(dòng)載荷多用部件測(cè)力試驗(yàn)確定。尤其是當(dāng)艙門處于打開狀態(tài)，即內(nèi)表面暴露在氣流中時(shí)，部件測(cè)力試驗(yàn)可以得到比測(cè)壓試驗(yàn)更好的結(jié)果。

圖1 F－22的內(nèi)埋武器艙艙門Fig.1 Weapon bay door on F－22

但部件測(cè)力試驗(yàn)也有缺點(diǎn)。部件測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果只有總載荷，沒有分布載荷，若艙門結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)或收放系統(tǒng)設(shè)計(jì)需要分布載荷，一般只能根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)配套構(gòu)造相應(yīng)分布載荷，配套構(gòu)造的原則是分布載荷的積分結(jié)果就是部件測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。雖然這樣做缺乏理論依據(jù)，但從實(shí)際應(yīng)用的情況來(lái)看，效果還是不錯(cuò)的。解決這一問題的最好辦法是既做部件測(cè)力試驗(yàn)，也做表面測(cè)壓試驗(yàn)。雖然當(dāng)艙門處于打開狀態(tài)時(shí)，測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果不一定準(zhǔn)確，但將其作為氣動(dòng)載荷分布的參考依據(jù)是有價(jià)值的。

作者一直從事飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)研究工作，具有多次的部件測(cè)力和部件測(cè)壓試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)。在實(shí)際工作中，我們發(fā)現(xiàn)了飛機(jī)艙門類部件測(cè)力的一個(gè)固有問題，即當(dāng)艙門處于關(guān)閉狀態(tài)時(shí)，由于部件測(cè)力試驗(yàn)要求所測(cè)部件與周邊結(jié)構(gòu)留有縫隙，可能給試驗(yàn)帶來(lái)較大誤差的問題。

1 問題的提出

傳統(tǒng)上，一般采用艙門部件測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果作為計(jì)算艙門氣動(dòng)載荷及艙門鉸鏈力矩的依據(jù)，無(wú)論艙門是打開狀態(tài)還是關(guān)閉狀態(tài)。

部件測(cè)力試驗(yàn)和操縱面鉸鏈力矩試驗(yàn)、外掛物測(cè)力試驗(yàn)的原理相似，都是用應(yīng)變式小天平測(cè)量某個(gè)部件的氣動(dòng)特性，要求所測(cè)部件與相鄰結(jié)構(gòu)留有不大于1mm 的縫隙［1－2］。

工程界已經(jīng)研究了操縱面鉸鏈力矩試驗(yàn)中的縫隙是否會(huì)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果造成影響的問題。文獻(xiàn)［3］采用低速風(fēng)洞試驗(yàn)和商用CFD軟件，研究了安定面和舵面之間的縫隙對(duì)舵面鉸鏈力矩特性的影響，結(jié)論是：在小尺寸風(fēng)洞試驗(yàn)中，縫隙對(duì)鉸鏈力矩的影響不很顯著，但是仍然需要加以考慮。文獻(xiàn)［4］在高速風(fēng)洞里研究了全動(dòng)舵面與機(jī)身之間的縫隙對(duì)舵面壓心位置的影響，結(jié)論是：縫隙對(duì)壓心位置影響很大，特別是當(dāng)全動(dòng)舵面與機(jī)身之間的縫隙大于1mm時(shí)，影響則更大，但當(dāng)縫隙小于1mm時(shí)，對(duì)壓心位置的影響明顯減小。這些研究進(jìn)一步證明了目前使用的操縱面鉸鏈力矩試驗(yàn)方法是有效的，因?yàn)榘凑诊L(fēng)洞試驗(yàn)的要求，舵面與周邊結(jié)構(gòu)的縫隙不會(huì)大于1mm。在這種情況下，縫隙雖然對(duì)試驗(yàn)結(jié)果有影響但不明顯，或者說試驗(yàn)結(jié)果足以滿足工程要求。

本研究關(guān)注的是艙門部件鉸鏈力矩試驗(yàn)中，縫隙是否會(huì)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果造成影響的問題，對(duì)此工程界尚無(wú)明確的說法。一般機(jī)身上艙門類部件通常使用桿式小天平測(cè)量，這樣小天平可以比較容易地安裝在艙門轉(zhuǎn)軸上。當(dāng)艙門處于打開狀態(tài)時(shí)，艙門的大部分結(jié)構(gòu)離開機(jī)身表面，除艙門轉(zhuǎn)軸側(cè)邊以外，其它側(cè)邊很容易做到與相鄰結(jié)構(gòu)不接觸，需要重點(diǎn)保證轉(zhuǎn)軸側(cè)邊與機(jī)身之間有不超過1mm的縫隙（參見圖2、4示意）。實(shí)際上這種情況與操縱面鉸鏈力矩試驗(yàn)很類似，轉(zhuǎn)軸附近的縫隙對(duì)試驗(yàn)結(jié)果影響不大，采用小天平測(cè)力能夠獲得比較滿意的結(jié)果。

但是當(dāng)艙門處于關(guān)閉狀態(tài)時(shí)，情況有所不同。部件測(cè)力試驗(yàn)的原理要求艙門周邊與相鄰結(jié)構(gòu)都要有間隙，并且還要保證艙門（在受到氣動(dòng)載荷的情況下）內(nèi)表面與機(jī)身也要有足夠的間隙，而在真實(shí)飛機(jī)上這些間隙是不存在的（即使有些艙門并非密封艙門）。那么這些縫隙是否會(huì)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生影響呢？

2 風(fēng)洞試驗(yàn)研究

圖2是某型機(jī)機(jī)身上的一個(gè)艙門，為方便起見，稱為A艙門。為了測(cè)量A艙門的氣動(dòng)載荷，既完成了部件測(cè)力試驗(yàn)，也完成了艙門外表面的測(cè)壓試驗(yàn)。部件測(cè)力試驗(yàn)中，在轉(zhuǎn)軸上安裝小天平，測(cè)量整個(gè)艙門的氣動(dòng)載荷。當(dāng)艙門處于關(guān)閉狀態(tài)時(shí)，艙門周邊與機(jī)身固定結(jié)構(gòu)留有0.8mm縫隙，艙門內(nèi)表面與機(jī)身空腔也留有足夠的縫隙。在試驗(yàn)過程中通過觀察和數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)，保證艙門始終不會(huì)接觸到機(jī)身。

測(cè)壓試驗(yàn)中，在A艙門模型外表面布置40個(gè)測(cè)壓點(diǎn)，測(cè)壓管外徑1mm、內(nèi)徑0.7mm，用以測(cè)量艙門外表面的壓力分布，測(cè)壓模型艙門與周邊結(jié)構(gòu)沒有縫隙。

圖2 某型機(jī)A艙門部件測(cè)力模型Fig.2 Door A force measuring experiment model

圖3給出了兩次試驗(yàn)的結(jié)果曲線，兩次試驗(yàn)的結(jié)果差別很大。表面測(cè)壓試驗(yàn)給出的A艙門法向力系數(shù)與鉸鏈力矩系數(shù)量值較大，且隨迎角顯著變化。而部件測(cè)力試驗(yàn)測(cè)量出的法向力系數(shù)和鉸鏈力矩系數(shù)很小，且?guī)缀醪浑S迎角變化。

檢查部件測(cè)力和表面測(cè)壓流程，沒有發(fā)現(xiàn)問題。天平工作正常，艙門部件與相鄰機(jī)身結(jié)構(gòu)沒有接觸的可能，壓力掃描閥和數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)也都正常。兩次模型略有不同，部件測(cè)力模型艙門周邊有0.8mm縫隙，而測(cè)壓模型沒有明顯縫隙。經(jīng)分析認(rèn)為部件測(cè)力與表面測(cè)壓得出的A艙門法向力和鉸鏈力矩的區(qū)別是縫隙造成的。

圖3 某型機(jī)A艙門兩種風(fēng)洞試驗(yàn)的法向力系數(shù)和鉸鏈力矩系數(shù)Fig.3 Door A normal force and hinge moment by different experiments

圖4是另一型飛機(jī)上的一個(gè)艙門，稱之為B艙門。采用與A艙門相同的方法，再一次研究了處于關(guān)閉狀態(tài)的艙門模型，周邊的縫隙對(duì)部件測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果的影響。B艙門的部件測(cè)力模型狀態(tài)與A艙門類似，部件測(cè)力模型艙門周邊有0.8mm縫隙，而測(cè)壓模型沒有明顯縫隙，布置了20個(gè)測(cè)壓點(diǎn)。

圖5畫出了B艙門部件測(cè)力試驗(yàn)與表面測(cè)壓試驗(yàn)的結(jié)果曲線。圖3和5的結(jié)果表明，B艙門的試驗(yàn)結(jié)果與A艙門類似，部件測(cè)力與表面測(cè)壓的結(jié)果差別較大，甚至部件氣動(dòng)力隨迎角呈現(xiàn)相反的變化趨勢(shì)。

圖5 某型機(jī)B艙門兩種風(fēng)洞試驗(yàn)鉸鏈力矩系數(shù)Fig.5 Door B normal force and hinge moment by different experiments

測(cè)壓試驗(yàn)中艙門外表面布置的測(cè)壓點(diǎn)密度較大，甚至超過普通翼面上的測(cè)壓點(diǎn)密度，且布置均勻，位置合理。根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，這樣積分的集中氣動(dòng)載荷準(zhǔn)確性很高。所以我們認(rèn)為部件測(cè)力與表面測(cè)壓得出的B艙門法向力和鉸鏈力矩的區(qū)別，是部件測(cè)力試驗(yàn)中縫隙造成的試驗(yàn)誤差。

為了驗(yàn)證分析結(jié)論，用透明膠將艙門周邊縫隙封堵后重新試驗(yàn)。需要說明的是，由于艙門受力后可能產(chǎn)生彈性變形，封堵時(shí)留有余量，天平可以測(cè)出“部分”甚至“大部分”氣動(dòng)載荷。雖然透明膠的粘貼會(huì)傳力，此時(shí)的天平測(cè)值并不能完全反映艙門載荷，但用于縫隙效應(yīng)的定性研究還是可行的。

將封堵縫隙后的試驗(yàn)結(jié)果繪制在圖6上，見圖6中的“部件測(cè)力，周邊無(wú)縫”曲線?？梢钥闯觯舛驴p隙后的部件測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果與測(cè)壓試驗(yàn)的積分結(jié)果吻合較好，曲線的變化趨勢(shì)相同，數(shù)值上有一定差別，這個(gè)差別應(yīng)該主要是由封堵縫隙的透明膠傳力引起的。該試驗(yàn)結(jié)果說明，縫隙對(duì)處于關(guān)閉狀態(tài)的艙門類部件的小天平測(cè)力產(chǎn)生不利影響，小天平測(cè)力數(shù)據(jù)不能正確反映艙門氣動(dòng)載荷，這是由于縫隙的存在使得艙門附近的氣流竄流引起的。

圖6 B艙門試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂p隙對(duì)法向力系數(shù)和鉸鏈力矩系數(shù)的影響Fig.6 Gap effect on normal force and hinge moment

3 對(duì)現(xiàn)象的討論

從上述試驗(yàn)現(xiàn)象可以看出，工程上一直使用的測(cè)量艙門關(guān)閉狀態(tài)下艙門載荷與鉸鏈力矩的兩種方法，部件測(cè)力方法和表面測(cè)壓方法分別給出的載荷結(jié)果相差很大，甚至符號(hào)相反。為什么會(huì)出現(xiàn)這樣的現(xiàn)象呢？根據(jù)多次試驗(yàn)結(jié)果，提出了這樣一個(gè)解釋：表面測(cè)壓試驗(yàn)測(cè)得的是艙門外表面壓力系數(shù)分布。而壓力系數(shù)的定義是當(dāng)?shù)仂o壓和來(lái)流靜壓的差與動(dòng)壓的比值。當(dāng)積分外表面壓力系數(shù)得到部件載荷與鉸鏈力矩時(shí)，實(shí)際上默認(rèn)了艙門內(nèi)表面處的氣體壓力等于來(lái)流壓力。這對(duì)大多數(shù)艙門的情況是基本適用的。即使某些艙門內(nèi)部氣體壓力并不等于來(lái)流壓力（如充壓艙室的艙門），也可以通過扣除艙內(nèi)壓力與來(lái)流靜壓的差值來(lái)獲得準(zhǔn)確的艙門載荷。

而部件測(cè)力試驗(yàn)測(cè)得的是模型艙門內(nèi)外表面壓差形成的載荷。當(dāng)部件測(cè)力模型艙門關(guān)閉時(shí)，模型艙門內(nèi)部空腔氣體處于“死流區(qū)”，流動(dòng)速度很低甚至幾乎靜止。根據(jù)靜止流體的壓力傳導(dǎo)規(guī)律，這時(shí)艙門內(nèi)側(cè)氣體的壓強(qiáng)應(yīng)與縫隙處的外部流場(chǎng)壓強(qiáng)相同，這樣模型艙門內(nèi)外側(cè)壓強(qiáng)接近，通過部件測(cè)力試驗(yàn)測(cè)得的模型艙門上的氣動(dòng)力就非常小了。這與飛機(jī)的真實(shí)情況是不同的。所以采用部件測(cè)力方法測(cè)量關(guān)閉狀態(tài)下的艙門載荷是不夠準(zhǔn)確的。

4 結(jié) 論

（1）采用部件測(cè)力試驗(yàn)方法確定艙門類部件處于打開狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷的方法是比較可靠的，縫隙寬度小于1mm時(shí)，縫隙的存在不會(huì)給試驗(yàn)結(jié)果帶來(lái)較大誤差；

（2）采用部件測(cè)力試驗(yàn)方法確定艙門類部件處于關(guān)閉狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷時(shí)應(yīng)該十分謹(jǐn)慎，縫隙的存在可能使試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生較大誤差，甚至得出不正確的試驗(yàn)結(jié)果；

（3）需要進(jìn)一步定量研究縫隙大小對(duì)部件測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果的影響，在用部件測(cè)力試驗(yàn)方法確定處于關(guān)閉狀態(tài)下的艙門類部件的氣動(dòng)載荷時(shí)，應(yīng)想辦法消除縫隙效應(yīng)，這將對(duì)模型設(shè)計(jì)與加工帶來(lái)很大困難；

（4）目前技術(shù)條件下，建議采用表面測(cè)壓的方法得出處于關(guān)閉狀態(tài)下的艙門類部件的氣動(dòng)載荷。

［1］ 惲起麟.風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2002.

［2］ 范潔川.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊(cè)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［3］ 黃宗波，王勛年，章榮平.舵面鉸鏈力矩及其縫隙效應(yīng)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2007，21（4）：1－6.

［4］ 盧堅(jiān).全動(dòng)翼鉸鏈力矩實(shí)驗(yàn)［J］.氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量控制，1990，4（3）：30－33.