秦永明，田曉虎，董金剛

（中國航天空氣動力技術研究院，北京100074）

對于無翼／舵布局導彈而言，安裝非對稱布置的電纜罩和吊掛，會引起較小量值的滾轉力矩，這可能導致導彈落點精度下降等事故。通?？刹捎蔑L洞試驗方法測量此滾轉力矩，為導彈滾控設計提供依據(jù)。

對于飛行器滾轉力矩的測量，第一種方法可考慮采用內式應變天平，但是由于天平要承受除滾轉力矩外其它分量載荷，各分量間存在干擾效應，要在其它大量級分量載荷作用下準確測量小量級滾轉力矩，要求其它分量與滾轉力矩量程比值足夠大，從天平結構設計形式、強度和剛度等方面考慮存在較大難度，另外滾轉力矩Mx單元分辨率和靈敏度有限，即使同期重復性試驗的Mx量值也可能有較大的分散度。第二種方法可采用內、外結合式天平，用常規(guī)六分量天平測量除Mx外其他分量，而采用專用外式單分量部件天平測量滾轉力矩，但由于外式天平的采用會對底部流場有較大干擾，尤其是在亞、跨聲速情況下，不利影響可能會加劇。第三種方法可采用氣浮軸承或液體軸承支撐模型，利用軸承自身旋轉阻尼小的特點，通過模型自由滾轉和光學測量系統(tǒng)測量轉速的時間歷程，進而計算出滾轉力矩，這種方法雖然精度很高，但通常試驗復雜、難度大、時間長、成本高［1－5］。

理論上，可以利用小阻尼軸承支撐模型，并承受模型除滾轉力矩外其他分量載荷，可僅將滾轉力矩傳遞給單分量天平，來測量小量級滾轉力矩。如果選用氣浮軸承支撐，雖然此時Mx單元的靈敏度可以設計得很高，但結構較復雜，且在攻角不為0時的復雜載荷的作用下，氣浮軸承內外環(huán)氣隙會發(fā)生變化，影響測量精度。本文利用高精密機械軸承支撐系統(tǒng)加專用小滾轉力矩單分量天平，建立了小滾轉力矩測量裝置，并進行了風洞試驗，結果表明，該裝置能夠測量小量級滾轉力矩，具有較高的經(jīng)濟型和準確性。

1 小載荷滾轉力矩測量技術

本文小滾轉力矩測量裝置主要由機械軸承組成的支撐系統(tǒng)、專用單分量小滾轉力矩天平和自動滾轉機構三部分組成，如圖1所示。

圖1 小滾轉力矩測量裝置

1.1 軸承支撐系統(tǒng)

理論上，軸承支撐能用于承擔除滾轉力矩以外的所有載荷，并將滾轉力矩傳遞給專用小滾轉力矩天平。本文采用的機械軸承支撐結構示意圖見圖2，其外殼體組件用于連接試驗模型和天平，是直接感受模型氣動力的部件，它從外到內依次通過外圈軸承、轉動內套組件及內圈軸承支撐在中心軸組件上，系統(tǒng)具有很好的剛性，能夠將徑向載荷和軸向載荷傳遞給支桿。

對于采用機械軸承支撐形式而言，軸承的機械阻尼和承載能力很重要。要測量無翼／舵布局導彈小量級滾轉力矩，需要盡量降低軸承系統(tǒng)的摩擦阻力，合理地設計支撐結構。本文采用的軸承支撐中，外圈軸承在電機、偶數(shù)個轉動內套和換向輪組成的驅動、傳動和換向機構作用下兩兩等速反向轉動，這樣一方面使軸承的摩擦阻尼變成較靜摩擦阻尼小得多的動摩擦阻尼，另一方面由于軸承摩擦阻尼量等值反向，所以基本實現(xiàn)了摩擦阻尼的相互抵消，減少了軸承摩擦阻尼對小滾轉力矩測量的干擾。另外，在動態(tài)環(huán)境下，也可縮短天平的響應時間。

圖2 軸承支撐結構示意圖

1.2 小滾轉力矩單分量天平

本文使用的專用單分量小滾轉力矩天平采用“米”字梁結構，梁厚度1.5mm，對滾轉力矩有足夠的靈敏度，以滿足小滾轉力矩的高精度測量。考慮到軸承間隙必然會使軸承支撐將部分其它載荷傳遞給天平，為克服這些載荷的影響，在應變梁兩端設置了彈性鉸鏈結構，彈性鉸鏈結構在徑向、軸向上均很薄，在周向上則較寬，從而可實現(xiàn)在傳遞滾轉力矩的同時，彈性鉸鏈通過徑向、軸向的變形卸載相應載荷，以減小這些載荷對Mx的干擾。同時，為防止天平在安裝和試驗過程中出現(xiàn)的滾轉力矩過大而損壞天平，在天平滾轉力矩彈性元件之間采用了限位結構，以限制彈性元件的最大變形量。天平結構圖見圖3。

圖3 天平結構示意圖

1.3 自動滾轉尾支撐機構

無翼／舵布局導彈滾動力矩對滾動角變化非常敏感，因而工程設計中需要得到小滾轉力矩隨滾轉角的變化規(guī)律，試驗中需要測量不同滾轉角下模型的滾轉力矩。采用傳統(tǒng)滾轉角變化方式進行試驗，如果滾轉角變化間隔較大，將不能準確獲得滾轉力矩隨滾轉角的變化規(guī)律，變化間隔過小，工作量過大，試驗成本高。為了經(jīng)濟、準確地獲得各攻角下不同滾轉角的試驗數(shù)據(jù)，專門研制了一套自動滾轉控制尾支撐機構，如圖4所示。該機構兩端分別連接支桿與支架，能實現(xiàn)在滾轉自由度上的連續(xù)滾轉和自動控制，能實現(xiàn)±180°的連續(xù)滾轉，轉速可調，定位精度1′。同時為該機構專門設計了一套控制程序，能夠實現(xiàn)對滾轉速率的控制，實時反饋角度信息，并具有限位功能。

圖4 自動滾轉機構原理圖與照片

1.4 小滾轉力矩測量裝置校準結果

對研制的小滾轉力矩測量裝置進行了地面校準試驗，該裝置設計載荷為0.1N·m，校準載荷為0.1N·m，校準結果表明，小滾轉力矩測量裝置絕對誤差為0.000 14N·m，精度達到了0.000 1N·m量級，較之前研制的氣浮軸承小滾轉力矩天平要低一個量級，但較常規(guī)天平卻要高很多，基本滿足試驗需求。

2 風洞試驗與結果分析

2.1 試驗風洞與模型

試驗是在中國航天空氣動力技術研究院的FD－12風洞中完成的，該風洞是一座直流暫沖式亞、跨、超三聲速風洞，如圖5所示。風洞試驗段橫截面尺寸為1.2m×1.2m，亞跨聲速試驗段長度為3.8m，超聲速試驗段長度為2.4m。試驗的馬赫數(shù)范圍為0.3～4.0。

試驗模型為某無翼／舵布局導彈模型，該模型彈身電纜罩在滾轉角φ＝0°時呈“＋”字型布局，由于彈頭有上、下兩個小凸起，故在φ≠0°時，模型為不對稱狀態(tài)。

圖5 FD－12亞、跨、超三聲速風洞

2.2 試驗結果分析

試驗中固定攻角，利用自動滾轉機構使模型滾轉角φ從0°連續(xù)變化到45°。

圖6為Ma＝3.0時，模型滾轉力矩隨滾轉角變化規(guī)律的重復性試驗結果，從圖中可以看出：盡管個別滾轉角下滾轉力矩有較小差別，但數(shù)據(jù)整體上重復性很好。

圖7為Ma＝3.0時，模型在不同攻角α下滾轉力矩隨滾轉角的變化規(guī)律的實驗結果。從圖中可以看出：φ＝0°時，模型為對稱狀態(tài)，理論上Mx應為0，實際測值也基本在零點；φ＝45°時，長條形的彈身電纜罩呈“X”形，彈頭上的兩個小凸起關于縱向平面不對稱，導致此時出現(xiàn)一個正的Mx，在大攻角時，小凸起影響尤為顯著。當φ在0°～45°之間時，電纜罩和小突起都關于縱向平面不對稱，此時Mx受二者綜合影響，且由于長條狀電纜罩受力面更大，所以顯然對Mx的貢獻更大。

圖6 重復性結果對比

圖7 不同攻角下數(shù)據(jù)對比

3 結束語

本文試驗結果表明，研制的小滾轉力矩測量裝置的精度較高，能夠滿足無翼／舵布局導彈的小量級滾轉力矩測量要求。雖然該裝置精度仍不及氣浮軸承天平，但研制成本相對較低，使用較為方便，且能夠實現(xiàn)有攻角、大載荷作用下小滾轉力矩的測量，能夠滿足無翼／舵布局導彈工程設計對于滾動力矩測量精度的要求，具有較高的實用性和經(jīng)濟性。

該技術可作為現(xiàn)有滾轉力矩測量技術的補充，共同構建形成滿足不同量級、不同條件下小滾轉力矩測量的方法體系。

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