高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

向立光，舒海峰，许晓斌

中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所，绵阳 621000

0 引 言

舵面控制是飞行器姿态控制的主要方法之一。在飞行器舵面设计时，舵面转轴所受力矩大小和舵面压力中心所处位置是确定舵面气动外形与转轴（铰链轴）位置，进而确定舵机功率的关键。铰链力矩试验的目的有：1）测量飞行器控制舵面所受的气动力及其对舵面转轴的力矩，获得操纵舵面所需的机械功率，为舵机选择提供依据；2）获得舵面压心的位置以及气动力对舵面根部的弯矩大小，为确定/优化舵面气动外形和转轴位置、校核舵面强度提供依据[1]。

为满足各类运载火箭、航天飞行器等的研制急需，国内外各风洞试验部门陆续建立并发展了较为成熟的铰链力矩预测与试验技术。在铰链力矩预测技术方面，自20 世纪中期开始，美国国家航空咨询委员会就针对轴对称外形全动舵在超声速状态下的舵面压心、铰链力矩等预测方法进行了深入研究[2]。自20 世纪80 年代起，Nielsen 和Goodwin 等[3-7]通过大量风洞试验和理论分析，充分考虑舵–体干扰、舵–舵干扰、缝隙效应等可能对舵面铰链力矩产生干扰的因素，总结出一套适用于轴对称外形全动舵铰链力矩预测的工程算法，该算法适用的攻角和舵偏角范围较宽，可用于亚跨超及以上速度范围的舵面铰链力矩特性预先评估。在此基础上，Landers[8]又提出了一种适用于超声速且针对鸭式布局导弹鸭翼铰链力矩大小及其压心位置预测的算法。SandersⅢ开发了AERODSN 和MISSILE2A 算法，用于超声速导弹的全动尾翼气动力/力矩特性工程预测。AERODSN 算法基于细长体无黏流理论，考虑舵–体之间的干扰，其适用于小攻角、舵面根稍比0～1、马赫数从亚声速到超声速的范围。 MISSILE2A算法基于等效攻角理论，综合考虑攻角导致的洗流干扰、攻角侧滑角之间的耦合作用干扰、涡流影响等非线性因素，适用于攻角0°～45°、马赫数0.8～3.0 范围[9]。对比结果表明：攻角小于4°时，AERODSN算法预测的舵面法向力系数与风洞试验结果的偏差在10%以内，而MISSILE2A 算法的法向力系数预测值则与试验结果偏差20%～70%，攻角超过4°后则恰好相反；对于舵面压心和铰链力矩系数，2 种算法的预测值较为接近，与试验结果的偏差均在10%～20%范围内。在试验技术研究方面，荷兰国家航空航天实验室开发出一种标准化、可模块替换的远程自动变舵偏角技术。通过该技术，可将不同气动外形的舵面或部件、不同设计载荷及尺寸的铰链力矩天平嵌入到模块中，再通过小型电机等可远程控制的装置，在风洞外即可改变舵面或部件的偏转角，可有效节约模型加工及时间成本，更有利于高质量试验数据的获取和试验效率的提高[10]。目前，没有发现欧美其他研究单位在相关试验技术方面有公开发表的文献资料。

为支撑我国新型高超声速飞行器研制需求，从20 世纪80 年代起，中国空气动力研究与发展中心相继在Φ0.5 m 和Φ1 m 高超声速风洞中开展了相关研究工作。陈丽等[11]研究了不同铰链力矩天平布局及结构形式、战术导弹弹身等直段适当截短对尾舵的气动特性影响，有效提高了战术导弹操纵面最大铰链力矩的测量精准度。潘华烨等[12]对适用于高速风洞的铰链力矩天平进行了系统的梳理，对高超声速风洞铰链力矩天平的研制具有一定借鉴意义。本文作者及团队对多种不同气动布局的高超声速飞行器进行了舵面铰链力矩测量试验装置及天平设计、天平防隔热方法探索等工作，发展了高超声速铰链力矩试验技术[13-17]。中国航天空气动力技术研究院开展了来流温度对铰链力矩测量结果影响研究[18]，发展了带发动机进气道导弹的铰链力矩试验方法[19]，并具备了在Φ0.5 m 高超声速风洞中同时测量左右两片水平全动舵气动力的试验能力[20-21]。大连理工大学高胜南[22]发展了压电式舵面铰链力矩测量装置，为脉冲风洞发展铰链力矩试验技术提供了参考技术途径。

文献[23]指出，常用的铰链力矩风洞试验方法主要有3 种：单独翼面半模型铰链力矩试验方法、全机半模型铰链力矩试验方法和全机模型铰链力矩试验方法。在高超声速风洞中，由于存在激波–激波干扰、激波–边界层干扰、边界层转捩等一系列复杂流动现象[24-26]，只有采用全机模型铰链力矩试验方法才能更真实地模拟飞行器的飞行状态，由此获得的试验数据才更加可靠。

铰链力矩天平常用的结构形式主要有片式和杆式（环式）2 种[27]。其中，片式天平主要用于测量远离飞行器模型主体、厚度较薄的后缘舵气动力/力矩；杆式（环式）天平主要用于全动舵、体襟翼以及靠近模型主体的后缘舵气动力/力矩测量。由于飞行器的舵面布局多种多样，因此，天平的结构形式也并不完全局限于上述2 种。根据天平相对于舵面转轴的位置关系，铰链力矩试验装置布局可以分为2 种：横轴式（天平轴线与模型纵轴垂直或有一斜角）和纵轴式（天平轴线与模型纵轴重合或平行）。

与低速和亚跨超声速风洞相比，在高超声速风洞中开展铰链力矩试验主要面临以下4 个难题：1）尺寸小。与常规天平的尺寸相比，由于受模型内腔空间的限制，铰链力矩天平的外形尺寸相对较小，而在高超声速风洞中往往需要采用全机模型铰链力矩试验方法，缩比后模型内腔空间较低速和亚跨超声速风洞模型变得更小，从而给天平的强度和刚度设计、应变片的选择以及贴片等都带来较大难度。2）结构复杂。通常情况下，至少需要将铰链力矩天平设计为三分量，即能够测量舵面的法向力、对舵轴的铰链力矩以及对舵根的弯矩。当天平坐标系与舵面坐标系不一致时，还必须考虑测量天平的轴向力以实现上述3 个主要舵面气动力分量的测量。与此同时，天平结构设计还必须与舵偏角变换装置设计一体考虑，确保舵偏角变换准确、方便。3）载荷不匹配。为减小舵机功率和操纵系统所占机体空间，舵面转轴位置确定一般选在舵面弦向压心附近，以尽可能减小铰链力矩，因此，全动舵的铰链力矩一般比弯矩小得多，这在一定程度上又增大了天平设计的难度。4）温度效应。在高超声速风洞气动力试验时，为防止来流冷凝影响试验质量，必须对来流进行加热。热气流对试验装置的长时间冲刷易导致天平本体温度上升，产生热结构应力，天平测量桥路的电阻值和灵敏度系数发生变化，产生温度效应。必须通过适当措施减小温度效应对试验结果的影响。上述4 点中前3 点均与试验装置的布局形式和天平结构相关，第4 点天平温度效应除与装置布局、天平结构相关外，还与天平贴片组桥方式相关。因此，发展高超声速风洞铰链力矩试验技术，主要应从试验装置布局方式、天平结构设计和减小天平温度效应的措施等方面入手开展研究工作。

从“十一五”开始，在借鉴该领域国内外发展成果的基础上，本文作者及团队在Φ1 m 高超声速风洞上开展了铰链力矩试验技术研究工作。经过十余年的探索和技术积累，Φ1 m 高超声速风洞已经具备满足全动舵、后缘舵、体襟翼等多种不同形式操纵面气动特性测量需求的高超声速铰链力矩试验能力。

1 试验装置布局方式

1.1 纵轴式布局

纵轴式布局如图1 所示，天平轴线与舵面偏转轴线正交，若测量舵的偏转角需调整时，可使天平处于固定状态，仅需改变测量舵的姿态。但天平校准中心测得的气动力需要通过复杂的坐标转换才能换算得到所需的舵面气动力。舵面坐标系Oxdydzd见图1。因此，必须将天平设计成至少五分量（无天平侧向力）才能可靠地获得舵面法向力、铰链力矩和弯矩。文献[28]在Φ1 m 高超声速风洞上首次采用1 台主天平和3 台纵轴式布局的铰链力矩天平同时测量了全机、2 个升降舵和1 个方向舵的气动力。

图1 纵轴式布局Fig. 1 Vertical-axial layout

1.2 横轴式布局

横轴式布局可以分为2 种方式：

1）天平与舵面转轴同轴，同时变角度

如图2 所示的横轴式布局，其天平轴线与舵面偏转轴线共线，改变舵偏角时，天平与测量舵同时偏转。天平测量获得的气动力和铰链力矩即为舵面气动力和铰链力矩，天平测量所得弯矩通过简单的坐标系移轴转换即可得到舵面气动力对舵根的弯矩。因此，使用三分量天平即可获得舵面的法向力、铰链力矩和弯矩。

图2 横轴式布局1Fig. 2 Horizontal-axial layout 1

2）天平不动，舵面偏转

舵面靠近机体下表面，模型内部展向和轴向尺寸较大，纵向尺寸较小。鉴于上述特点，将天平设计成扁平的“板状”结构，充分利用模型内腔的展向空间，如图3 所示。通过加工不同预置偏角舵面的方式实现舵偏角变换，天平保持不动，舵面所受的法向力、轴向力和对舵根的弯矩需要经过天平与舵面的坐标系转换得到。因此，需要将天平设计为五分量（无天平轴向力）。舵面转轴与天平铰链力矩测量元件的水平对称面重合，避免了铰链力矩测量值（量值较小）在天平坐标系和舵面坐标系之间的转换。

图3 横轴式布局2Fig. 3 Horizontal-axial layout 2

1.3 其他布局

与常见的后缘舵或全动舵不同，类航天飞机外形的体襟翼靠近机体下表面且转轴紧贴机体底部，无法采用常见的横轴式和纵轴式布局形式。为解决上述问题，提出的解决方案为：采用天平轴线和舵面转轴处于不同平面但相互垂直的类纵轴式布局方式，如图4 所示。与纵轴式布局相似，天平在试验过程中保持不动，通过更换预置角度的舵面实现舵偏角的变换，天平校准中心测得的值需要通过坐标平移换算成舵面的气动力。

图4 类纵轴式布局Fig. 4 Quasi-vertical-axial layout

2 天平结构设计

铰链力矩试验装置的布局多种多样，天平的结构形式也不尽相同。

2.1 纵轴式布局典型天平结构

因试验时要同时测量全机的气动力，沿模型展向的空间被常规六分量测力装置占据，只能将铰链力矩天平沿模型轴向布置（图1）。然而，舵面的转轴距离模型底部较近，采用常规杆式天平（轴向力元件在设计中心、其他四分量元件对称布置在轴向力元件前后）的布局方式无法满足尺寸限制要求。因此，将天平设计成“矩形框”串联“三片梁”的布局形式（如图5 所示天平1，Oxtytzt为天平坐标系），“矩形框”左右两侧壁用于测量舵面轴向力和偏航力矩，“三片梁”用于测量舵面法向力、滚转力矩和俯仰力矩（即铰链力矩），测量元件尺寸为25 mm×20 mm×20 mm（长×宽×高），有效缩短了天平的长度，并预留了相对较大的贴片空间。

图5 天平1Fig. 5 Balance 1

试验时，舵面的法向力载荷为轴向力的6 倍多，滚转力矩和俯仰力矩载荷为偏航力矩的20 倍，各分量载荷严重不匹配。为此，将轴向力与偏航力矩元件组合设计在靠近测量舵一端，且前后两侧均采用铰链连接以尽量增大偏航力矩的电压输出；其他三分量采用三片梁形式（靠近模型尾部），中间梁测量法向力和滚转力矩，两侧小梁测量俯仰力矩。天平1的设计量程如表1 所示，其中，A 为轴向力，N 为法向力，Mx为滚转力矩，My为偏航力矩，Mz为俯仰力矩。

表1 天平1 的设计量程Table 1 Measuring range of balance 1

采用有限元软件对各分量进行计算，如图5 所示，非测量元件部分网格大小为1.52 mm，测量元件网格大小为0.385 mm，网格总数为169453 个，节点总数为257111 个。

图6 为天平1 各分量作用下测量元件的应变云图。各测量元件应变量计算值如表2 所示。计算结果表明：采用“矩形框”串联“三片梁”的布局形式能够在确保天平具有足够刚度的同时获得合适的应变量。

图6 天平1 各分量应变云图Fig. 6 Strain contours of balance 1

表2 天平1 各测量元件的应变量计算值Table 2 Strain values of balance 1

2.2 横轴式布局典型天平结构

1）天平与舵面同时变角度

测量元件采用“曲回梁”形式（如图7 所示天平2），测量舵面的法向力、对舵轴的铰链力矩以及相对于舵根的滚转力矩。天平测量元件的尺寸为Φ22 mm×19 mm（直径×长度）。此布局形式的主要优点是：大幅缩短了沿天平轴线方向的尺寸，合理利用了模型尾部展向空间，可实现模型左右两侧舵面气动力的同时测量；不需测量舵面轴向力，简化了天平结构；天平轴线与舵面转轴重合，且天平与测量舵同时偏转，天平测量的法向力和铰链力矩即为舵面的气动力，不需要进行坐标系转换；各分量的灵敏度较为协调。其不足之处是：曲回梁内部空间较小、贴片难度大，结构较复杂，加工难度大。天平2 的设计量程和应变量计算值如表3 所示。

表3 天平2 的设计量程和应变量计算值Table 3 Measuring range and strain values of balance 2

图7 天平2Fig. 7 Balance 2

2）天平不动，舵面偏转

图8 给出了另一种“横轴式”布局的天平（天平3）结构形式。天平3 采用两组片梁式结构串联组合而成。靠近测量舵的一组片梁用来测量舵面的轴向力和偏航力矩，另一组片梁测量舵面的法向力、滚转力矩和铰链力矩。舵面转轴与天平铰链力矩测量元件的水平对称面重合，避免了铰链力矩测量值在天平坐标系和舵面坐标系之间的转换。这种结构的优点是充分利用了沿模型轴向和展向的内腔空间，尽可能减小了沿模型纵向的尺寸，可实现舵轴靠近腹部、背部等外表面或纵向尺寸较薄的飞行器舵面气动力的有效测量。其不足之处是片梁内部空间较小、贴片难度大，片梁结构较复杂、设计难度大。天平3 的设计量程和应变量计算值如表4 所示，其中Z 为天平侧向力。

图8 天平3Fig. 8 Balance 3

表4 天平3 的设计量程和应变量计算值Table 4 Measuring range and strain values of balance 3

2.3 其他布局典型天平结构

图9 给出了用于测量类航天飞机外形体襟翼气动力的天平结构（天平4）。天平4 采用环式结构，测量三分量（舵面法向力、轴向力和铰链力矩）。采用此结构的主要优点是：尽可能地利用了模型内腔相对较大的空间，增大了天平的刚度和尺寸，增加了天平热容量，降低了温度效应的影响；天平结构相对简单，降低了贴片和加工难度。

图9 天平4Fig. 9 Balance 4

表5 给出了天平4 的设计量程和应变量计算值。从表中可以看到，天平对舵面法向力（即天平轴向）和铰链力矩的应变较大，而对舵面轴向力（即天平法向）的应变较小。因此，在测量舵面气动力时可能会造成一定误差。

表5 天平4 的设计量程和应变量计算值Table 5 Measuring range and strain values of balance 4

3 减小天平温度效应的措施

在Φ1 m 高超声速风洞上开展铰链力矩试验，减小天平温度效应的主要方法包括：1）在试验装置方案设计时，考虑在测量舵与天平之间、天平与模型主体之间加装非金属隔热套或导热系数较低的金属隔热套，尽量减少缝隙窜流对天平的直接作用和模型/舵面直接热传导的影响；2）在电路组桥时，将同一桥路的应变片贴在同一截面上，尽量避免天平测量元件温度梯度对输出的影响；3）采用“桥路热输出补偿法”减小天平温度效应，即通过天平温度效应试验，获得天平的温度效应特性，然后在测量桥路中串联温敏电阻或温敏丝，在一定温度变化范围内可有效降低天平温度效应。对于常规高超声速风洞应变天平，一般需要在室温至80 ℃温度范围内对天平进行零点温度飘移补偿。若模型内腔空间充足，可以考虑加装隔热板，进一步减小天平的温度效应。通过采用上述措施，可以将天平的热输出控制在最大输出的1%以内。

4 角度变换方式

铰链力矩试验中常用的角度变换方式有以下3 种：

方式一：如图1 所示，铰链力矩天平和测量舵通过法兰连接，在法兰盘上设计加工试验所需角度的定位销孔，通过不同定位销孔之间的组合得到所需要的舵偏角。其优点是各零部件的连接更为可靠，舵面的安装精度更容易得到保证，拆卸也比较方便；不足之处是对角度定位销孔的位置加工精度要求较高，且法兰的直径也需要尽量大以便布置不同角度的孔，因此，模型内腔空间必须足够大。

方式二：加工不同预制偏角的测量舵。其优点是加工精度容易保证；缺点是每个舵偏角对应一个测量舵，加工量大、成本高、更换不方便。

方式三：加工不同预制偏角的角度片。其优点是变换舵偏角比较方便，加工成本较低；缺点是装配定位精度较前2 种方式稍低。

在Φ1 m 高超声速风洞铰链力矩试验中，上述3 种角度变换方式都有应用。方式一用于纵轴式布局，方式二用于纵轴式布局或横轴式中天平保持不动的布局，方式三用于横轴式布局中天平与舵面同时偏转的布局。天平与舵面同时偏转，测量数据不需要进行复杂的坐标系转换，更容易保证测量精度，是目前最常用的布局方式，因此，方式三也是目前最常用的角度变换方式。

5 天平校准

目前常用的铰链力矩天平校准方法有2 种：

方法一：校准中心与舵面受力中心接近，偏置于天平之外，如图10 所示。设计了专用加载头（图11），其长宽尺寸与舵面相当，加载头的中心与典型试验状态下舵面压力中心所处的位置接近。在加载头中心附近对称位置设计有4 个加载点，以便天平校准时实现法向力、滚转力矩和铰链力矩的正负向加载；为便于偏航力矩的加载，可将天平和加载头同时绕天平轴线向下滚转90°，并在加载头中心前后方向2 个孔处设计“V”字形的钢丝挂槽；轴向力则可通过在加载头后端面设计加载点来实现校准[28]。由于校准中心与天平电气中心不重合，力和力矩的相互干扰较大。因此，需要进行多元加载，获得各测量元件的交叉干扰系数。表6 给出了天平1 的静校结果。

图10 天平1 校准照片Fig. 10 Calibration of balance 1

图11 天平1 校准加载头Fig. 11 Load adapter of balance 1

表6 天平1 静校结果Table 6 Calibration accuracy of balance 1

方法二：校准中心与天平电气中心重合。校准装置与常规天平校准装置相同。若天平结构设计合理、贴片位置控制精确，则各测量元件之间的交叉干扰较小，因此，一般不需进行多元加载。表7 给出了天平4 的静校结果。

表7 天平4 静校结果Table 7 Calibration accuracy of balance 4

6 典型状态风洞试验及结果

6.1 试验设备

试验在中国空气动力研究与发展中心的Φ1 m高超声速风洞中进行。风洞喷管出口直径1 m，通过更换喷管可实现马赫数4、5、6、7、8，飞行高度20～60 km（不同马赫数对应的高度范围有所不同）的状态模拟，试验时间可达30 s。

6.2 典型状态试验及结果

6.2.1 纵轴式布局

纵轴式布局（图1）模型同时采用2 台天平1（图5），分别测量左、右升降舵的气动力。试验马赫数5，总压1.00 MPa，总温345 K，舵偏角δ分别为−20°、−10°、0°和10°，数据处理方法及典型状态的试验结果见文献[28]。通过选用中温应变计并在组桥时进行桥路补偿，天平的温度效应得到了有效抑制，舵面气动力变化合理、规律性较好，且相同舵偏角时左、右升降舵的气动力具有较好的一致性。

6.2.2 横轴式布局1

1）试验条件与测量方法

马赫数5，总压0.45 MPa，总温325 K，舵偏角δ分别为–10°、0°和10°。横轴式布局1（图2）模型同时采用2 台天平2（图7），分别测量左、右升降舵的气动力。

2）试验数据处理方法

试验过程中，天平与测量舵同时偏转，天平坐标系下测得的法向力和滚转力矩（绕天平轴线的力矩）分别与舵面坐标系下的法向力和铰链力矩对应，不需要经过坐标系转换。由于天平的校准中心与舵面弯矩的参考点（即舵根与舵面转轴的交点）不重合，因此，天平测得的弯矩Mw需要经过如下变换得到舵面坐标系下对舵根的弯矩：

式中，Δz 为天平校准中心与舵面力矩参考点间沿舵轴方向的距离。本文中，下标d 表示舵面坐标系，下标t 表示天平坐标系。

3）典型状态试验结果

图12 为天平2 的Mx，t分量（滚转力矩分量）的试验过程电压U 输出随时间t 的变化曲线。可见：试验前后天平零点电压一致、回零较好；在各个攻角停留时，天平电压信号平稳，说明温度效应得到了有效抑制，所采用减小天平温度效应的方法是可行的。

图12 横轴式布局1 典型状态试验天平电压输出曲线Fig. 12 Balance voltage output curve of horizontal-axial layout 1

图13 给出了0°侧滑角时不同舵偏角状态试验曲线。模型是左右面对称的，从试验结果看，左右舵气动力一致性较好。法向力系数CN，d随攻角α和舵偏角δ增大而增大；弯矩系数CMw，d随攻角α和舵偏角δ增大而增大，左右舵具有良好的对称性；负舵偏角时的铰链力矩系数CMj，d量值很小，CMj，d–α曲线非线性较强。

图13 横轴式布局1 典型状态试验数据曲线Fig. 13 Wind tunnel test curves of horizontal-axial layout 1

在不重新拆装试验装置的条件下连续进行了3 次重复性试验，舵偏角均为10°。图14 给出了重复性试验的铰链力矩系数曲线。舵面法向力系数、铰链力矩系数和弯矩系数的重复性精度均优于0.50%。

图14 横轴式布局1 典型状态重复性试验铰链力矩系数曲线Fig. 14 Hinge moment coefficient curve of repeatability test of horizontal-axial layout 1

6.2.3 横轴式布局2

1）试验条件

马赫数8，来流总压5 MPa，总温740 K，舵偏角分别为–20°、–10°和0°。横轴式布局2（图3）模型采用天平3（图8）测量舵面的气动力。

2）试验数据处理方法

当天平保持不动，只转舵面时，天平坐标系的力/力矩与舵面坐标系的力/力矩的坐标转换关系为：

式中：Mj，d为舵面铰链力矩，Δy 为天平校准中心与舵面力矩参考点间沿舵面法向的距离。

在进行试验装置设计时，Δy 设计为0。因此，式（4）可简化为：

3）典型状态试验结果

图15 为天平3 的Mx，t分量试验过程电压输出曲线。试验前后天平零点电压一致、回零较好、信号台阶平稳，温度效应较小，可忽略不计。

图15 横轴式布局2 典型状态试验天平电压输出曲线Fig. 15 Balance voltage output curve of horizontal-axial layout 2

图16 给出了典型状态试验曲线。CN，d和CMw，d均随攻角和舵偏角增大而增大，并均表现出一定的非线性，舵偏角越大非线性越强。CMj，d具有更强的非线性。

图16 横轴式布局2 典型状态试验数据曲线Fig. 16 Wind tunnel test curves of horizontal-axial layout 2

舵偏角−20°时进行了3 次重复性试验，图17 给出了重复性试验的铰链力矩系数曲线。法向力系数、铰链力矩系数和轴向力系数的重复性精度除个别攻角外均优于1.00%。

图17 横轴式布局2 典型状态重复性试验铰链力矩系数曲线Fig. 17 Hinge moment coefficient curve of repeatability test of horizontal-axial layout 2

6.2.4 其他布局

1）试验条件

马赫数7，总压4 MPa，总温640 K，舵偏角分别为0°、10°、20°。其他布局（图4）模型采用天平4（图9）测量体襟翼的气动力。

2）试验数据处理方法

天平坐标系的力/力矩与舵面坐标系的力/力矩的坐标转换关系为：式中，Δx 为天平校准中心与舵面力矩参考点间沿舵面轴向的距离。

3）典型状态试验结果

图18 为天平4 的Mz，t分量试验过程电压输出曲线。试验前后天平零点电压一致、回零较好、信号台阶平稳，温度效应较小，可忽略不计。

图18 其他布局典型状态试验天平电压输出曲线Fig. 18 Balance voltage output curve of other layout

图19 给出了典型状态试验曲线。体襟翼的法向力系数CN，d和铰链力矩系数CMj，d均随舵偏角的增大而增大，线性度较好，随舵偏角的变化规律一致。

图19 其他布局典型状态试验数据曲线Fig. 19 Wind tunnel test curves of other layout

舵偏角10°时进行了2 次重复性试验，图20 给出了重复性试验的铰链力矩系数曲线。重复性精度方面，法向力系数均优于0.50%，铰链力矩系数除个别攻角外均优于1.50%，轴向力系数除个别攻角外均优于2.00%。分析认为，轴向力系数重复性精度相对较差是由于此试验状态的轴向力载荷较小、天平灵敏度不够造成的。

图20 其他布局典型状态重复性试验力矩系数曲线Fig. 20 Moment coefficient curve of repeatability test of other layout

7 结束语

经过数十年的发展，国内外各主要研究单位的铰链力矩测量风洞试验已成为一项非常成熟的试验技术，是飞行器研制过程中必不可少的重要环节。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对不同高超声速飞行器、不同控制舵面的具体特点，发展了多种布局形式的高超声速风洞铰链力矩试验方法和试验装置，研制了多种不同结构形式的铰链力矩天平，开展了减小天平温度效应措施、舵面角度变换方式和天平校准方法研究，选取典型高超声速飞行器外形开展了铰链力矩风洞试验。风洞试验结果表明，发展的高超声速风洞铰链力矩试验技术能够满足不同飞行器控制舵面气动力测量的需求，达到了常规测力试验的水平，并已成功应用于多项高超声速飞行器试验。

为进一步提高本项试验技术在高超声速飞行器研制中的贡献度，下一步将在目前技术基础上开展以下3 个方面的工作：1）进一步优化天平结构，逐步完成天平接口标准化、天平量程系列化和试验流程规范化等工作，提高试验效率和数据精准度；2）在广泛调研国内外微机电行业发展近况的基础上，提出可行的技术方案，发展自动变舵偏角铰链力矩试验技术，提高试验效率；3）通过优化天平结构，提高固有频率和天平灵敏度，解决舵面惯性力影响，逐步发展连续变舵偏角铰链力矩试验技术。