劉敬禮，唐　寧

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

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導(dǎo)彈掛飛載荷的校準(zhǔn)試驗(yàn)分析

劉敬禮，唐寧

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

摘要：為得到某型導(dǎo)彈的掛飛載荷，采用桿式內(nèi)置六分量應(yīng)變天平方法進(jìn)行測量，詳細(xì)介紹了該方法的基本原理，為飛行實(shí)測導(dǎo)彈掛飛載荷提供了一種思路。 該方法的測量結(jié)果可用于風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算流體力學(xué)仿真分析結(jié)果的對(duì)比。介紹了集成有應(yīng)變天平的掛飛導(dǎo)彈的載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)，來驗(yàn)證應(yīng)變天平的測量誤差和測量能力。分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知，該方法的測量精度滿足飛行實(shí)測要求。

關(guān)鍵詞:應(yīng)變天平掛飛載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)

0引言

導(dǎo)彈與載機(jī)間的氣動(dòng)干擾影響載機(jī)的性能和操縱,其掛飛載荷不僅是設(shè)計(jì)懸掛裝置與支撐結(jié)構(gòu)的必要輸入,還會(huì)影響武器分離的初始姿態(tài)、安全性和投放的準(zhǔn)確性。國外經(jīng)過多年探索和研究，開發(fā)了外掛物載荷測量的多種方法[1-2]，例如風(fēng)洞試驗(yàn)、CFD計(jì)算、飛行試驗(yàn)等，通過對(duì)各種方法的比較研究和對(duì)數(shù)據(jù)的總結(jié)分析，最終修訂了MIL-A-8591中外掛物載荷計(jì)算方法[3]。國內(nèi)研究在飛行試驗(yàn)方面起步較晚，曾開發(fā)小型掛架天平，其載荷數(shù)據(jù)在某新型機(jī)外掛物與載機(jī)分離軌跡預(yù)計(jì)和評(píng)估中發(fā)揮了重要作用[4]。

參考國內(nèi)外研究經(jīng)驗(yàn)，本文考慮該導(dǎo)彈、掛架與周圍環(huán)境的限制，將桿式應(yīng)變天平內(nèi)置于某型導(dǎo)彈內(nèi)部，分別與導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)框和吊掛連接固定。導(dǎo)彈通過吊掛與懸掛裝置連接。導(dǎo)彈掛飛過程中承受的載荷有慣性力、重力、氣動(dòng)力、支反力，其中重力、慣性力可以通過飛機(jī)的姿態(tài)角、過載等信息結(jié)算得到，氣動(dòng)力難以直接測得，吊掛處應(yīng)變天平可以感受到懸掛裝置傳遞的支反力，在四種載荷作用下導(dǎo)彈受力處于平衡狀態(tài)，這樣就可以求得導(dǎo)彈在相應(yīng)掛飛狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷。通過對(duì)懸掛裝置上的導(dǎo)彈施加單向和組合加載來驗(yàn)證應(yīng)變天平的測量精度。應(yīng)變天平測量導(dǎo)彈的掛飛載荷關(guān)鍵在于天平敏感元件與應(yīng)變電橋的設(shè)計(jì)。

1測量原理

1.1應(yīng)變天平結(jié)構(gòu)

采用的應(yīng)變天平需內(nèi)置于導(dǎo)彈內(nèi)部，對(duì)天平的尺寸有一定要求，因?yàn)閼?yīng)變天平輸出信號(hào)較小(mV級(jí))，應(yīng)先對(duì)信號(hào)進(jìn)行調(diào)理，增大輸出信號(hào)，提高分辨率和抗干擾能力，并對(duì)信號(hào)的偏移、溫漂等進(jìn)行數(shù)字補(bǔ)償，以便后期進(jìn)行采集、存儲(chǔ)。應(yīng)變天平的測量元件一般采用矩形截面梁式結(jié)構(gòu)，可以測量天平感受到的力和力矩。該類型天平的軸向力元件兩端支撐元件設(shè)置在中心，可在較小直徑的情況下，獲得較長的支撐元件，以提高測量元件的靈敏度，并有利于提高天平元件縱向與橫向的剛度[5]。

圖1所示的是一個(gè)桿式六分量應(yīng)變天平的測量截面。為保證應(yīng)變天平的加工質(zhì)量，需要按照設(shè)計(jì)技術(shù)要求和國家標(biāo)準(zhǔn)對(duì)其進(jìn)行嚴(yán)格檢驗(yàn)[6]，包括對(duì)尺寸、位置類參數(shù)的加工誤差、錐面配合精度、表面粗糙度等方面要求。根據(jù)導(dǎo)彈的使用飛行高度范圍、過載范圍、設(shè)計(jì)使用載荷等信息，合理設(shè)計(jì)天平的量程、精度、敏感性、剛度，且使其對(duì)非測量方向的分量具有較強(qiáng)的抗干擾能力。一般情況下，通過選擇敏感元件的不同結(jié)構(gòu)形式可以不同程度地實(shí)現(xiàn)被測力和力矩的機(jī)械分解，通過應(yīng)變計(jì)的粘貼位置與測量電路的設(shè)置來實(shí)現(xiàn)力和力矩的電氣分解。

圖1　六分量應(yīng)變天平測量截面

1.2掛飛載荷測量原理

將三臺(tái)六分量應(yīng)變天平內(nèi)置于導(dǎo)彈內(nèi)部不同部位，一端與導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)框固定，另一端與導(dǎo)彈的吊掛連接。導(dǎo)彈通過吊掛與懸掛裝置連接。導(dǎo)彈掛飛過程中承受的氣動(dòng)載荷通過各個(gè)吊掛傳遞給懸掛裝置。對(duì)于一般的三吊掛導(dǎo)彈，通常將前吊掛的六個(gè)自由度限制，作為彈體的主要傳力構(gòu)件，對(duì)于中、后吊掛沿彈軸方向是不受約束的。掛飛過程中導(dǎo)彈承受的載荷有慣性力、重力、氣動(dòng)力、支反力，如圖2所示，其中重力、慣性力可以通過飛機(jī)的姿態(tài)角、過載等信息計(jì)算得到，掛飛狀態(tài)下飛機(jī)、彈架、導(dǎo)彈的相互作用，氣流擾動(dòng)嚴(yán)重，導(dǎo)彈承受的氣動(dòng)力難以直接測得，吊掛處應(yīng)變天平可以感受到懸掛裝置傳遞的支反力，在四種載荷作用下導(dǎo)彈受力處于平衡狀態(tài)，見公式(1)所示，這樣就可以求得導(dǎo)彈在相應(yīng)掛飛狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷。

為保證測力天平測得的載荷為導(dǎo)彈掛飛中真實(shí)承受的氣動(dòng)載荷，在安裝天平后，對(duì)導(dǎo)彈進(jìn)行重量配平、重心調(diào)整、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量調(diào)整等工作。

F慣性力+F重力+F支反力+F氣動(dòng)力=0

(1)

圖2　導(dǎo)彈掛飛狀態(tài)下的受載

2校準(zhǔn)試驗(yàn)介紹

使用的六分量應(yīng)變天平研制完成后，在BACS1500自動(dòng)天平校準(zhǔn)臺(tái)上進(jìn)行全自動(dòng)體軸校準(zhǔn)，各分量測量精度達(dá)到國軍標(biāo)的合格標(biāo)準(zhǔn)。將應(yīng)變天平集成到導(dǎo)彈內(nèi)部后進(jìn)行整體加載驗(yàn)證，采用的校準(zhǔn)試驗(yàn)設(shè)備是MOOG液壓加載控制系統(tǒng)，將集成有應(yīng)變天平的導(dǎo)彈通過懸掛裝置固定約束在實(shí)驗(yàn)臺(tái)架上，使用液壓作動(dòng)筒對(duì)導(dǎo)彈施加單向和組合的載荷，來驗(yàn)證應(yīng)變天平的測量精度。模擬掛飛過程中導(dǎo)彈受到的氣動(dòng)載荷，采集應(yīng)變天平的輸出微電壓值，通過校準(zhǔn)公式得到導(dǎo)彈各吊掛處的載荷值，考慮吊掛到導(dǎo)彈重心的不同距離以及天平局部坐標(biāo)與整體坐標(biāo)的一致性，在計(jì)算導(dǎo)彈整體載荷時(shí)，利用力的平移原理對(duì)各向載荷進(jìn)行修正。計(jì)算時(shí)采用整體坐標(biāo)系，規(guī)定X向?yàn)榭v向力，從彈尾指向彈頭為正；Y向?yàn)樯?，垂直向上為正；Z向?yàn)閭?cè)向力，滿足右手定律。加載方向及裝置說明如下：

負(fù)X向加載，在導(dǎo)彈頭部布置一個(gè)卡箍，通過鋼絲繩施加負(fù)X向拉力；

負(fù)Y向加載，在導(dǎo)彈重心處，通過鋼絲繩施加負(fù)Y向拉力；

正Z向加載，在導(dǎo)彈重心處，通過鋼絲繩施加正Z向拉力；

正Mx向加載，在導(dǎo)彈尾舵安裝位置，通過鋼絲繩和定滑輪施加正Mx向載荷。

單向載荷施加順序?yàn)閄、Y、Z、Mx。單向載荷加載臺(tái)階分別為30%、60%、100%的最大載荷，數(shù)據(jù)處理時(shí)，將各向載荷按照各自最大值進(jìn)行無量綱化處理。取單向加載最大載荷的0.6倍作為組合加載時(shí)的各向最大值，不分臺(tái)階直接加載到組合加載的最大載荷。通過載荷校準(zhǔn)，可以得到應(yīng)變天平的測量最大誤差。

3數(shù)據(jù)分析

3.1數(shù)據(jù)處理方法

六分量應(yīng)變天平可以感受六個(gè)方向的載荷，分別為Y、Mz、Mx、X、Z、My。描述天平測量載荷與其輸出信號(hào)的關(guān)系式，稱為天平校準(zhǔn)公式。一般有隱式和顯式兩種表達(dá)方法，其中六分量應(yīng)變天平常用的隱式表達(dá)式見公式(2)，美國AIAA地面試驗(yàn)技術(shù)委員會(huì)提出96項(xiàng)系數(shù)的數(shù)學(xué)模型，包括主系數(shù)1項(xiàng)，一次干擾系數(shù)5項(xiàng)，二次平方干擾系數(shù)6項(xiàng)，二次交叉干擾系數(shù)15項(xiàng)，三次立方干擾系數(shù)6項(xiàng)，一次非對(duì)稱干擾系數(shù)6項(xiàng)，二次非對(duì)稱干擾系數(shù)51項(xiàng)，三次非對(duì)稱干擾系數(shù)5項(xiàng)，本文不考慮非對(duì)稱性和三次立方干擾，采用27項(xiàng)校準(zhǔn)系數(shù)。

(2)

式中：Fi為第i個(gè)分量的載荷測值；

ai為第i個(gè)分量的主系數(shù)；

Δui為第i個(gè)分量的應(yīng)變電橋輸出值；

bij為其它分量載荷對(duì)第i個(gè)分量的線性干擾系數(shù)；

cjk為其它分量載荷對(duì)第i個(gè)分量的平方干擾系數(shù)(j=k)和交叉干擾系數(shù)(j≠k)；

Fj和Fk為對(duì)第i個(gè)分量產(chǎn)生干擾的分量載荷。式(2)中的各種待定系數(shù)，可通過單分量和組合分量加載校準(zhǔn)試驗(yàn)確定。

3.2單向加載數(shù)據(jù)分析

分析單向加載試驗(yàn)數(shù)據(jù)，經(jīng)無量綱化處理，在此列出單向加載30%、60%、100%時(shí)天平計(jì)算載荷值與理論加載值的對(duì)比結(jié)果，表1所示，從最大載荷計(jì)算值的差異來看，X向的誤差最大為3.3%。考慮到加載約束臺(tái)架、加載鋼絲繩的變形以及液壓加載系統(tǒng)的液壓壓力不穩(wěn)定導(dǎo)致實(shí)際加載值與理論值有些許差異。該最大誤差滿足導(dǎo)彈掛飛載荷測量要求。

表1

單向加載天平計(jì)算值與理論加載值的

3.3組合加載數(shù)據(jù)分析

分析組合加載試驗(yàn)數(shù)據(jù)，經(jīng)無量綱化處理，在此列出組合加載時(shí)，天平計(jì)算載荷值與理論加載值的對(duì)比結(jié)果，如表2所示。從最大載荷計(jì)算值的差異來看，X向和Mx向的誤差較大，事后分析加載裝置發(fā)現(xiàn)，加載過程中，X向和Mx向加載裝置發(fā)生干涉，導(dǎo)致兩個(gè)方向的鋼絲繩拉緊后，出現(xiàn)相互牽扯的現(xiàn)象。

表2組合加載天平計(jì)算值與理論加載值的區(qū)別

XYZMx理論加載值1111計(jì)算載荷值0.770.980.962.66

4結(jié)束語

1)應(yīng)變天平的單向加載校準(zhǔn)試驗(yàn)表明，X向測量精度誤差最大為3.3%，考慮到加載約束臺(tái)架、加載鋼絲繩的變形以及液壓加載系統(tǒng)的液壓壓力不穩(wěn)定導(dǎo)致實(shí)際加載值與理論值有些許差異，該誤差滿足導(dǎo)彈掛飛載荷測量要求。

2)應(yīng)變天平的組合加載校準(zhǔn)試驗(yàn)表明，X向和Mx向測量誤差較大。究其原因，發(fā)現(xiàn)在校準(zhǔn)試驗(yàn)時(shí)，施加軸向載荷和扭矩載荷的加載鋼絲繩發(fā)生干涉，導(dǎo)致兩種載荷的相互影響，無法準(zhǔn)確得知施加的載荷值。

3)內(nèi)置式六分量應(yīng)變天平是測量導(dǎo)彈掛飛載荷的核心部件，該方法較成熟、測量準(zhǔn)確, 其測量結(jié)果可用于風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算流體力學(xué)仿真分析結(jié)果的對(duì)比。

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Calibration test of missile in-flight load

LIU Jingli，TANG Ning

Abstract:In this study, six-component beam strain gauge balance was adopted to measure the in-flight load of a certain missile. We introduced the principles of the method, and provided an idea for the actual measurement of the missile in-flight load. The results obtained by such method could be used in comparison to the results by wind tunnel test or computational fluid dynamics simulation. Then we carried out the calibration test of the in-flight load of the missile integrated with the strain gauge balance, so as to verify the measurement capability and errors of the strain gauge balance. The results showed that the accuracy of the method could meet the demand of the actual measurement.

Keywords:strain gauge balance; in-flight load; calibration test

收稿日期：2015-09-29

作者簡介：劉敬禮(1982-)，男，山東臨朐人，就職于中國飛行試驗(yàn)研究院，工程師，碩士，從事飛機(jī)飛行載荷測量方面的研究工作。

中圖分類號(hào)：V214.19

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-6886(2016)02-0070-04