梁彬，趙俊波，付增良，高清，張石玉

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

飛行器滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)研究

梁彬，趙俊波*，付增良，高清，張石玉

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

介紹了中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院針對(duì)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)中不同試驗(yàn)要求，為航空航天飛行器開(kāi)展的多項(xiàng)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究。針對(duì)不同模型，分別采用一體式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)、組合式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)和基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了多項(xiàng)試驗(yàn)，對(duì)機(jī)械阻尼特性、試驗(yàn)頻率和抗載荷能力等關(guān)鍵性能進(jìn)行了綜合分析和研究。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明:合理利用各項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)數(shù)據(jù)大小合理、規(guī)律性好;各試驗(yàn)技術(shù)能夠滿足不同的試驗(yàn)振動(dòng)頻率范圍，并且體現(xiàn)出了機(jī)械阻尼量級(jí)的規(guī)律性變化。針對(duì)不同飛行器外形進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)結(jié)合試驗(yàn)要求和多方面因素選取合適的試驗(yàn)技術(shù)和試驗(yàn)方案。

飛行器;滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù);風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù);彈性鉸鏈;氣浮軸承

0 引言

在飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中，必須對(duì)其氣動(dòng)性能進(jìn)行分析及綜合設(shè)計(jì)。動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)(動(dòng)導(dǎo)數(shù))作為描述飛行器機(jī)動(dòng)飛行和受擾動(dòng)時(shí)氣動(dòng)特性的關(guān)鍵性氣動(dòng)參數(shù)，在飛行器氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)、控制系統(tǒng)和總體設(shè)計(jì)中必不可少［1-4］。直接阻尼導(dǎo)數(shù)是最常用，也是對(duì)飛行器性能影響較大的動(dòng)導(dǎo)數(shù)之一。其中滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)由于其量級(jí)相對(duì)較小(特別是對(duì)于導(dǎo)彈類(lèi)飛行器)的特點(diǎn)，對(duì)機(jī)械阻尼的要求較高，在風(fēng)洞試驗(yàn)中精準(zhǔn)測(cè)量的難度大［3，5］。

現(xiàn)有滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)多采用自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)［3-4］。該方法簡(jiǎn)單實(shí)用，能夠測(cè)量多個(gè)方向的直接阻尼導(dǎo)數(shù)。趙忠良、任斌等［5-6］利用自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)測(cè)量了短粗類(lèi)模型俯仰與偏航動(dòng)導(dǎo)數(shù);龔衛(wèi)斌［7］在俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)的測(cè)量試驗(yàn)中取得了良好的結(jié)果。自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)需要依靠經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)彈性鉸相關(guān)參數(shù)以滿足振動(dòng)頻率等試驗(yàn)要求，其抗載荷能力、特別是一體式彈性鉸也具有一定的局限性。隨著飛行器有效突防需求的提高，高機(jī)動(dòng)能力的要求使得飛行器自然頻率進(jìn)一步降低，風(fēng)洞試驗(yàn)中對(duì)減縮頻率模擬的難度也進(jìn)一步增大;同時(shí)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)要求測(cè)量的量級(jí)越來(lái)越小、精度要求越來(lái)越高;需要建立成熟、系統(tǒng)、低機(jī)械阻尼的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)。高清等［8-9］研制了抗載荷能力較強(qiáng)的組合式自由振動(dòng)彈性鉸，并應(yīng)用于升力體的橫側(cè)向穩(wěn)定性研究中，但未進(jìn)行滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)的測(cè)量。白葵等［10］和趙俊波等［11-12］利用基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)同時(shí)測(cè)得了滾轉(zhuǎn)靜力矩和滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)，研究重點(diǎn)在于測(cè)量再入彈頭的小不對(duì)稱(chēng)滾轉(zhuǎn)力矩，因此并未指出滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)的測(cè)量能力和適用范圍。

針對(duì)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量的發(fā)展需求，中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院改進(jìn)發(fā)展了組合式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)、基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)等多項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)，并應(yīng)用于滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量的風(fēng)洞試驗(yàn)。以不同氣動(dòng)外形飛行器為對(duì)象，在多種試驗(yàn)技術(shù)的基礎(chǔ)上，通過(guò)不同模型進(jìn)行系統(tǒng)的試驗(yàn)，研究各試驗(yàn)技術(shù)機(jī)械阻尼、試驗(yàn)頻率等關(guān)鍵性試驗(yàn)指標(biāo)的變化規(guī)律;給出了不同試驗(yàn)技術(shù)測(cè)量能力的適用范圍;并根據(jù)不同的試驗(yàn)要求選擇合理的試驗(yàn)技術(shù)方案。典型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，各試驗(yàn)技術(shù)能夠滿足不同的振動(dòng)頻率范圍要求，同時(shí)具有多種量級(jí)的機(jī)械阻尼，可滿足不同氣動(dòng)外形風(fēng)洞試驗(yàn)需求。

1 試驗(yàn)設(shè)備和原理

1．1一體式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)

一體式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)在飛行器滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量中是較為常規(guī)和成熟的技術(shù)［3-4］。試驗(yàn)設(shè)備由彈性鉸鏈、模型、支桿、氣動(dòng)激振裝置和數(shù)據(jù)處理與采集系統(tǒng)等組成。其核心部件是采用彈性材料加工成截面形狀為十字形彈性梁的整體彈性鉸鏈結(jié)構(gòu)(見(jiàn)圖1)，該結(jié)構(gòu)優(yōu)點(diǎn)在于:小振幅試驗(yàn)精度高、設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、無(wú)需潤(rùn)滑、無(wú)磨損。

圖1 一體式滾轉(zhuǎn)彈性鉸Fig．1 Photograph of the integrated roll flexible hinge

試驗(yàn)時(shí)，環(huán)形撥桿由氣動(dòng)活塞推動(dòng)，從而撥動(dòng)模型產(chǎn)生初始滾轉(zhuǎn)角位移，然后釋放模型使之自由振動(dòng)，模擬飛行器飛行時(shí)受到擾動(dòng)而產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)時(shí)的衰減過(guò)程，最后從試驗(yàn)衰減曲線中辨識(shí)得到氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)［3-4］，具體過(guò)程在多篇文獻(xiàn)中均有詳細(xì)介紹，不再贅述。

試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)滿足相似參數(shù)，除了馬赫數(shù)和雷諾數(shù)外，還必須滿足減縮頻率ωc/V一致。減縮頻率表征了飛行器運(yùn)動(dòng)與繞流流體運(yùn)動(dòng)在時(shí)域的同時(shí)性，是動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中需要考慮的重要相似參數(shù)。當(dāng)某外形模型試驗(yàn)滿足所需減縮頻率的條件時(shí)，此時(shí)模型實(shí)際振動(dòng)頻率較低，則彈性梁厚度較薄，試驗(yàn)中易超出最大應(yīng)力發(fā)生鉸鏈折斷的危險(xiǎn)。因此，在滿足減縮頻率的條件下抗載荷能力有限是傳統(tǒng)一體式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的最大缺點(diǎn)。

1．2組合式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)

為了增強(qiáng)彈性鉸抗載荷能力，研制發(fā)展出了組合式彈性鉸［8］(見(jiàn)圖2)。由于增加了直線軸承作為輔助承力部件，能夠抵抗較大的徑向載荷，極大地改善了彈性鉸鏈的抗載荷能力。因此，彈性梁可以設(shè)計(jì)得更薄，更容易滿足試驗(yàn)較低頻率的要求。

圖2 組合式滾轉(zhuǎn)彈性鉸Fig．2 Photograph of the combined roll flexible hinge

除彈性鉸鏈結(jié)構(gòu)形式不同外，組合式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的基本原理、試驗(yàn)方法等與一體式彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)一致，雖然設(shè)計(jì)較為復(fù)雜、結(jié)構(gòu)尺寸較大且存在軸承潤(rùn)滑和摩擦損耗等問(wèn)題，但可滿足更低頻率的試驗(yàn)要求，并已在升力體高超聲速飛行器非定常滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)特性研究中得到應(yīng)用［8-9］。

1．3基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)

基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)的基本原理和試驗(yàn)方法與彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)不同，該技術(shù)能夠?qū)π〔粚?duì)稱(chēng)滾轉(zhuǎn)靜力矩進(jìn)行測(cè)量的同時(shí)得到滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)［10-12］。其核心部件如圖3所示，其工作原理和試驗(yàn)方法在文獻(xiàn)［10-11］中均有詳細(xì)描述，這里簡(jiǎn)要介紹如下:

圖3 氣浮軸承及模型裝配Fig．3 Gas bearing and testmodel assembling

風(fēng)洞啟動(dòng)后，模型在風(fēng)洞中作自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，可用滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行描述:

式中:P為模型轉(zhuǎn)速，I為模型滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，D為模型底部直徑，V為來(lái)流速度，q為來(lái)流動(dòng)壓，s為模型底部面積，Clp為滾轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)，Cl0為滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)。

針對(duì)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方程，使用最小二乘法對(duì)模型轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)加速度變化曲線(P～d P/d t曲線)進(jìn)行擬合，可獲得滾轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)Clp和滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)Cl0［10］。因此，通過(guò)試驗(yàn)?zāi)軌蛲瑫r(shí)對(duì)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)和滾轉(zhuǎn)靜力矩進(jìn)行測(cè)量。近年來(lái)，結(jié)合氣動(dòng)建模、動(dòng)力學(xué)仿真及氣動(dòng)辨識(shí)方法，基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)已經(jīng)能夠進(jìn)一步獲得任意滾轉(zhuǎn)角狀態(tài)下的小不對(duì)稱(chēng)滾轉(zhuǎn)靜力矩系數(shù)［11-12］。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

根據(jù)前文所述及以往相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)的研究經(jīng)驗(yàn)，對(duì)某一型號(hào)飛行器模型滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)而言，準(zhǔn)確模擬其飛行條件、滿足減縮頻率要求和準(zhǔn)確測(cè)量其滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)是考驗(yàn)試驗(yàn)技術(shù)的2個(gè)關(guān)鍵指標(biāo)。也就是說(shuō)，除了試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的固有振動(dòng)頻率應(yīng)達(dá)到相應(yīng)要求外，試驗(yàn)機(jī)構(gòu)在無(wú)風(fēng)狀態(tài)下的機(jī)械阻尼也應(yīng)足夠小。一般來(lái)說(shuō)，機(jī)械阻尼的量級(jí)應(yīng)當(dāng)小于或等于氣動(dòng)阻尼(最好小于)，以便能從風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)得的總阻尼中扣除得到氣動(dòng)阻尼，避免帶來(lái)其他非測(cè)量誤差(大量級(jí)數(shù)減大量級(jí)數(shù)得到小量級(jí)數(shù)的計(jì)算誤差)。本文以多個(gè)典型風(fēng)洞和無(wú)風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果為例比較了各滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)特點(diǎn)，并進(jìn)行分析和討論。

2．1彈性梁厚度的影響

本文首先利用2種彈性梁厚度分別為1．2mm和1．6mm的一體式彈性鉸鏈，配合不同模型進(jìn)行了無(wú)風(fēng)試驗(yàn)。其中，1．2mm厚度彈性鉸鏈剛度系數(shù)K為28．49N·m/rad，1．6mm厚度彈性鉸鏈剛度系數(shù)為62．39N·m/rad，A、B模型分別為某制導(dǎo)炸彈模型和某巡航彈模型，其滾轉(zhuǎn)方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Ix分別為1．9×10-2kg·m2和6．2×10-3kg·m2。固有振動(dòng)頻率和機(jī)械阻尼結(jié)果如表1和圖4所示。其中，機(jī)械阻尼可通過(guò)無(wú)風(fēng)試驗(yàn)進(jìn)行測(cè)量:

式中:Ix為模型滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，f為振動(dòng)頻率，δ為振動(dòng)曲線衰減對(duì)數(shù)。由于各模型尺寸、風(fēng)洞條件均不相同，無(wú)量綱量不具有可比性，為了分析方便，本文中所涉及到的模型、鉸鏈等試驗(yàn)設(shè)備，均按照0．5m量級(jí)風(fēng)洞尺寸要求設(shè)計(jì);滾轉(zhuǎn)機(jī)械阻尼L0、滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)阻尼Lp和其他相關(guān)量均為有量綱量。

由表1和圖4中的結(jié)果可以看到，對(duì)于同樣厚度彈性梁的一體式鉸鏈，由于模型轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的差異造成了振動(dòng)頻率不同，但L0基本保持不變。這是因?yàn)闄C(jī)械阻尼是由彈性鉸鏈本身的結(jié)構(gòu)和性質(zhì)所決定的，與試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷葻o(wú)關(guān)。結(jié)果顯示，彈性梁的厚度越厚、剛度系數(shù)越大，L0就越大。

表1 一體式彈性鉸無(wú)風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Experimental results under no w ind condition (integrated flexible hinge)

圖4 自由振動(dòng)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)機(jī)械阻尼特性Fig．4 Mechanical damping characteristics of wind-tunnel free-oscillation experiment

對(duì)于確定的飛行器外形，可通過(guò)模型設(shè)計(jì)時(shí)選擇合適的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，結(jié)合不同彈性梁厚度來(lái)匹配其試驗(yàn)所需的振動(dòng)頻率以及合適的機(jī)械阻尼量級(jí)。模型轉(zhuǎn)動(dòng)慣量一致時(shí)，彈性梁的厚度越厚即剛度系數(shù)越大，振動(dòng)頻率越高;彈性鉸鏈一樣時(shí)，模型轉(zhuǎn)動(dòng)慣量越小，振動(dòng)頻率越高。

針對(duì)組合式彈性鉸鏈也進(jìn)行了類(lèi)似的無(wú)風(fēng)試驗(yàn)。組合式彈性鉸鏈的彈性梁為可拆卸式，表2和圖4中顯示了0．8mm厚度×2片彈性梁(剛度系數(shù)K=8.22N ·m/rad)、0．8mm厚度×4片彈性梁(剛度系數(shù)K=12．89N·m/rad)配合不同模型的試驗(yàn)結(jié)果。C、D模型滾轉(zhuǎn)方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Ix分別為1．34×10-3kg·m2和2．55× 10-3kg·m2。

表2 組合式彈性鉸無(wú)風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果Table 2 Experimental results under no w ind condition (combined flexible hinge)

由表2和圖4中的結(jié)果可以看到，組合式彈性鉸鏈的性質(zhì)與一體式彈性鉸鏈相似:彈性梁厚度和片數(shù)一致時(shí)，其自身結(jié)構(gòu)的基本性質(zhì)決定了其機(jī)械阻尼維持在一個(gè)穩(wěn)定的量級(jí)。同樣，彈性梁的剛度系數(shù)越大，L0就越大。

對(duì)比表1、2和圖4中B模型的試驗(yàn)結(jié)果，1.2mm一體式彈性鉸厚度比0．8mm×4組合式彈性鉸厚度更厚，剛度系數(shù)也更大(28．49N·m/rad和12．89N·m/ rad)，但前者的L0量級(jí)反而更小。原因在于組合式彈性鉸中直線軸承自身的滾動(dòng)摩擦和其他相關(guān)部件的安裝環(huán)節(jié)增大了機(jī)械阻尼。因此同樣剛度系數(shù)下一體式彈性鉸機(jī)械阻尼要小得多。但是，在風(fēng)洞試驗(yàn)中，還應(yīng)考慮彈性鉸鏈的抗載荷能力、減縮頻率匹配等多方面因素。對(duì)比表1、2和圖4中B模型的試驗(yàn)結(jié)果，相同的機(jī)械阻尼下組合式彈性鉸的試驗(yàn)頻率更低，并還有繼續(xù)降低彈性梁剛度達(dá)到進(jìn)一步降低試驗(yàn)頻率和機(jī)械阻尼的能力;而1．2mm幾乎是一體式彈性梁厚度的下限，若厚度變薄在風(fēng)洞試驗(yàn)中將存在折斷的危險(xiǎn)。

綜上所述，彈性鉸自由振動(dòng)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)技術(shù)的基本特性可由圖4簡(jiǎn)要表示，圖中的橢圓點(diǎn)代表了前文所述的各典型試驗(yàn)結(jié)果在圖中的大致位置。針對(duì)不同模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)結(jié)合多方面因素選取合適的試驗(yàn)技術(shù)和試驗(yàn)方案。

2．2氣浮軸承機(jī)械阻尼

根據(jù)前文所述，以一體式彈性鉸和組合彈性鉸為核心的滾轉(zhuǎn)自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)已經(jīng)能夠滿足較大范圍內(nèi)的試驗(yàn)頻率、試驗(yàn)載荷和機(jī)械阻尼要求。但對(duì)于某些導(dǎo)彈類(lèi)飛行器，氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)阻尼極小，轉(zhuǎn)換為適用于0．5m量級(jí)風(fēng)洞的模型下有量綱氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)阻尼約為10-4～10-5量級(jí)［10-11］，這就要求試驗(yàn)L0量級(jí)最好在10-5甚至更低，彈性鉸自由振動(dòng)的試驗(yàn)技術(shù)無(wú)法達(dá)到要求。

表3顯示了基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)中多種外形模型的無(wú)風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果，可以看到，對(duì)于各種模型，在較大的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)都能將L0維持在－2×10-5左右，比彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)低了1～2個(gè)量級(jí)，可滿足低機(jī)械阻尼的特殊試驗(yàn)要求。氣浮軸承機(jī)械阻尼較低的原因在于:氣浮軸承自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)中模型自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，由于軸承轉(zhuǎn)子和定子之間靠空氣膜支撐，并未實(shí)際接觸，摩擦阻尼幾乎為零，因此試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的機(jī)械阻尼極小，更易在風(fēng)洞試驗(yàn)中準(zhǔn)確測(cè)量小量級(jí)的滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力(包括滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)和滾轉(zhuǎn)靜力矩)。

表3 無(wú)風(fēng)試驗(yàn)時(shí)氣浮軸承機(jī)械阻尼測(cè)量結(jié)果(轉(zhuǎn)速范圍約150～600r/m in)Table 3 Experimental results under no w ind condition (150～600r/m in)

2．3試驗(yàn)技術(shù)的選擇和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

首先以某制導(dǎo)炸彈外形模型A為例進(jìn)行滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)的選擇。該模型特點(diǎn)有:翼較大，滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)較大，根據(jù)前期CFD計(jì)算和工程估算，量級(jí)約為10-1;模型與靜態(tài)試驗(yàn)共用，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較大;根據(jù)其飛行條件、縮比和減縮頻率要求計(jì)算得到所需風(fēng)洞試驗(yàn)滾轉(zhuǎn)方向振動(dòng)頻率約13．5Hz。針對(duì)此模型的這些特點(diǎn)，如表1所示，如果采用1．6mm厚度一體式彈性鉸進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)頻率與所需頻率接近(9．1Hz)，L0(－3．24×10-3)也比Lp小了2個(gè)量級(jí)，足以滿足試驗(yàn)需求。表4顯示了風(fēng)洞試驗(yàn)部分狀態(tài)點(diǎn)的試驗(yàn)結(jié)果，可以看到，Lp量級(jí)與前期估算一致，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果可信。

表4 某制導(dǎo)炸彈風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果Table 4 The experimental results ofmodel A

對(duì)于某導(dǎo)彈模型C，翼和舵面較小，Lp約為10-3量級(jí)，所需試驗(yàn)頻率約3．2～12．5Hz。因?yàn)樵撃Ｐ蜐L轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較小，若采用一體式彈性鉸試驗(yàn)方案，要滿足其頻率條件，彈性梁必須很薄，抗載荷能力較弱，因此采用組合式彈性鉸方案。如表2所示，采用2×0．8mm厚度彈性梁的組合式彈性鉸進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)頻率滿足上限要求(12．5Hz)，L0(－4．00×10-4)比Lp小1個(gè)量級(jí)，均滿足試驗(yàn)需求。圖5和6分別顯示典型風(fēng)洞試驗(yàn)曲線和部分試驗(yàn)結(jié)果，可以看到，由于試驗(yàn)技術(shù)和方案合理，試驗(yàn)吹風(fēng)狀態(tài)和無(wú)風(fēng)狀態(tài)下模型自由振動(dòng)曲線變化明顯，有利于數(shù)據(jù)的辨識(shí)和計(jì)算。試驗(yàn)結(jié)果符合氣動(dòng)特性，Lp隨馬赫數(shù)和迎角變化規(guī)律合理。

圖5 某導(dǎo)彈模型風(fēng)洞試驗(yàn)曲線Fig．5 The experimental curves ofmodel C

圖6 某導(dǎo)彈模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果Fig．6 The experimental results ofmodel C

對(duì)于某再入彈頭模型，其彈體外形軸對(duì)稱(chēng)，控制翼面小，經(jīng)工程估算，滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)阻尼Lp約為10-4量級(jí)甚至更小，若采用彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行試驗(yàn)將面臨機(jī)械阻尼過(guò)大，無(wú)法從總阻尼中辨識(shí)出精準(zhǔn)的氣動(dòng)阻尼值。因此該彈頭滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)采用了基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)。

圖7顯示了無(wú)風(fēng)情況下和吹風(fēng)情況下不同試驗(yàn)彈頭的模型轉(zhuǎn)速變化曲線，可以看到試驗(yàn)曲線能夠清晰反映出模型燒蝕和控制翼面產(chǎn)生的模型轉(zhuǎn)速變化，有利于數(shù)據(jù)的分析和辨識(shí)，得到其中的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)變化。數(shù)據(jù)辨識(shí)后的試驗(yàn)結(jié)果如圖8所示，很小的Lp變化，特別是彈頭燒蝕所產(chǎn)生的變化能夠得到準(zhǔn)確測(cè)量，得益于基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)的低機(jī)械阻尼特性。

圖7 滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速變化曲線Fig．7 Time courses of rolling rate

圖8 某再入彈頭模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果Fig．8 The experimental results of a re-entry body model

3 結(jié)論

本文基于中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院開(kāi)展的大量研究工作，針對(duì)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)的關(guān)鍵性問(wèn)題和技術(shù)指標(biāo)，分層次綜合介紹了多項(xiàng)相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究。分別根據(jù)各試驗(yàn)技術(shù)的特點(diǎn)對(duì)其主要特性進(jìn)行了分析，并給出了試驗(yàn)技術(shù)的選擇依據(jù)和典型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。分析和試驗(yàn)結(jié)果表明:

(1)彈性鉸自由振動(dòng)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的機(jī)械阻尼是由彈性鉸鏈本身的結(jié)構(gòu)和性質(zhì)所決定的;彈性鉸結(jié)構(gòu)形式相同時(shí)，剛度系數(shù)越大，機(jī)械阻尼就越大;

(2)組合式彈性鉸的安裝環(huán)節(jié)、軸承摩擦等因素增大了其機(jī)械阻尼，但由于其抗載荷能力強(qiáng)，彈性鉸剛度能夠設(shè)計(jì)得更小。因此其機(jī)械阻尼范圍和一體式彈性鉸相似，而且更適合于低頻、氣動(dòng)載荷較高的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn);

(3)針對(duì)不同飛行器外形進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)結(jié)合多方面因素選取合適的試驗(yàn)技術(shù)和試驗(yàn)方案。如測(cè)量的滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)阻尼極小，應(yīng)考慮采用基于氣浮軸承的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)。

致謝:感謝李潛研究員、畢志獻(xiàn)研究員、秦永明研究員以及空氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)與工程應(yīng)用研究所科技處在本文工作開(kāi)展過(guò)程中給予的指導(dǎo)與幫助!

［1］Etkin Bernard．Dynamics of atompheric flight［M］．John Wiley＆Sons，Inc，1972．

［2］Tobak M，Schiff L B．On the formulation of the aerodynamic characteristics in aircraft dynamics［R］．NASA TR R-456，1976．

［3］李周復(fù)，李潛，陳玉，等．風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù)［M］．北京:航空工業(yè)出版社，2010．

Li Z F，Li Q，Chen Y，et al．Special technique ofwind tunnel test［M］．Beijing:Aviation Industry Press，2010．

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

Fan JC．Handbook of wind tunnel test［M］．Beijing:Aviation Industry Press，2002．

［5］趙忠良，任斌，黃敘輝，等．跨超、高超聲速風(fēng)洞模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)技術(shù)研究［J］．航空學(xué)報(bào)，2000，21(1):52-55．

Zhao Z L，Ren B，Huang X H，et al．Investigation on model dynamic stability derivatives test techniques in trans-，supers-，hypersonic wind tunnels［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2000，21(1):52-55．

［6］任斌，趙忠良．飛船返回艙跨超聲速動(dòng)穩(wěn)定性試驗(yàn)［R］．技術(shù)報(bào)告EJ-2-94091，綿陽(yáng):中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，1994．

［7］龔衛(wèi)斌．再入體動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)技術(shù)［J］．流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量，1997，11(1):30-34．

GongW B．Experimental techniquesof reentry body dynamic derivatives［J］．Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，1997，11(1):30-34．

［8］高清．升力體高超聲速飛行器橫側(cè)向穩(wěn)定性研究［D］．北京:中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，2013．

Gao Q．Study on lateral-directional stability ofhypersonic lifting-configuration［D］．Beijing:China Academy of Aerospace Aerodynamics，2013．

［9］高清，李建華，李潛．升力體高超聲速飛行器橫向氣動(dòng)特性研究［J］．實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2015，29(1):43-48．

Gao Q，Li JH，Li Q．Study on lateral stability of hypersonic liftingconfigurations［J］．Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2015，29(1):43-48．

［10］白葵，馮明溪，付光明．小不對(duì)稱(chēng)再入體滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)［J］．流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量，2002，16(3):63-72．

Bai K，F(xiàn)eng M X，F(xiàn)u GM．Experimental technique for rolling aerodynamic of slight asymmetric re-entry body［J］．Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，2002，16(3):63-72．

［11］趙俊波，梁彬，付增良，等．機(jī)動(dòng)式再入彈頭小滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)［J］．空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(1):53-58．

Zhao JB，Liang B，F(xiàn)u Z L，et al．Experimental technique in wind tunnel for micro rolling aerodynamics ofmaneuvering re-entry body［J］．Acta Aerodynamic Sinica，2016，34(1):53-58．

［12］趙俊波，付增良，梁彬，等．再入彈頭小氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)［C］．北京:中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第二研究所第二屆風(fēng)洞試驗(yàn)與測(cè)試技術(shù)交流會(huì)，2015:1-8．

Investigation of roll dam ping derivative of aircraft by w ind tunnel tests

Liang Bin，Zhao Junbo*，F(xiàn)u Zengliang，Gao Qing，Zhang Shiyu
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

Roll damping derivative experimental techniques for air vehicles are investigated in wind tunnel of CAAA．The free oscillation dynamic derivative technique based on the integrated roll flexible hinge，the free oscillation dynamic derivative technique based on the combined roll flexible hinge，and the free rolling experimental technique based on the air bearing are studied respectively for differentmodels．Themechanical damping characteristics，frequencies and anti-load capacity are the key points for the development of experimental technique．The study show that the test data have good regularity，and the test vibration frequency ranges are met when the proper technique is adopted．Thus the appropriate test technique should be chosen according to the test requirements for different vehicle shapes．

aircraft;roll damping derivative;wind tunnel test techniques;flexible hinges;air bearing

V211

A

(編輯:張巧蕓)

1672-9897(2016)05-0061-06

10．11729/syltlx20150158

2015-12-28;

2016-04-06

*通信作者E-mail:zjbo503@sina．com

Liang B，Zhao J B，F(xiàn)u Z L，etal．Investigation of rolldamp ing derivative of aircraft by wind tunnel tests．Journalof Experiments in Fluid Mechanics，2016，30(5):61-66．梁彬，趙俊波，付增良，等．飛行器滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)研究．實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30(5):61-66．

梁彬(1987-)，男，貴州畢節(jié)人，博士，工程師。研究方向:風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù)。通信地址:北京市7201信箱56分箱(100074)。E-mail:zippolb@163．com