某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

李方吉,高 超,李为群,操小龙,李 强,张 悦,王俊兰

(1.西北工业大学 航空学院,西安 710072; 2.中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳 621000; 3.北京机电工程研究所,北京 100074)

0 引 言

部件测力风洞实验能够获得比部件组拆以及测压实验更为合理可靠的结果，是获取飞行器部件相互气动干扰和各部件气动特性最直接、最有效的方法，所获得的气动力数据能够作为飞行器布局优化、结构设计和强度校核的主要依据[1-2]。

对于飞机部件测力实验而言，由于机翼载荷很大，且压心位置远离飞机纵向对称面，产生的附加滚转力矩很大，机翼天平定位比较困难，模型加工难度相对较大，在传统观念中，飞机部件测力实验难度较大[3]；但由于飞机构型相对固定，机身空间和机翼厚度较大，长期积累的实验经验已经能够为飞机研制提供很好的技术支持了。在中国空气动力研究与发展中心高速风洞中，徐伯生、屠恒章、陆文祥、李熙佩和彭超等[4-7]对较多种类飞机的部件以及外挂物的气动特性进行了深入研究，并建立了较为完善的部件及外挂物测力实验技术。

近年来，导弹发展速度越来越快，随着构型的复杂化以及对结构可靠性要求的提高，测压实验和数值计算已不能很好地满足导弹结构设计要求了，因而，必须通过风洞实验为结构设计提供可靠的原始依据。与飞机有所不同，导弹部件测力实验具有自身的特点和难点，如导弹构型复杂、长细比较大以及部件外形多种多样，使得模型设计、天平设计安装、间隙分配以及数据处理等面临极大挑战；而且导弹类型及其布局的新颖性和特殊性，使得导弹多天平部件测力技术通用性不强；此外，国外公开的研究资料相对较少，可借鉴的经验不多。

近期，中国航天空气动力技术研究院闫卫峰、刘进征和张江等[8]对某导弹类飞行器进行了多天平部件测力实验研究，成功获得了弹头、进气道、尾翼和控制舵的部件气动特性，为导弹部件多天平测力实验技术研究积累了较好的经验。图1给出了实验模型示意图。

图1 实验模型示意图

与该项目相比，本项导弹部件测力实验具有一系列自身的特点和难点：一是保护罩分断面较大，如何获得如此大分断面部件的气动特性数据，或者说是否需要以及怎样对测力实验结果进行修正是方案制定面临的首要问题，而且没有任何经验可供参考；二是测力部件较多，而且外形特殊，给天平设计和安装带来极大的困难，特别是受部件外形尺寸的限制，弹身中部位置左侧翼、大整流罩和小整流罩测力天平只能同时都安装在弹身内，天平和模型设计以及相关线缆的布置极具挑战性；三是左侧翼为少见的窄条翼测力部件，缝隙效应对于左侧翼气动特性数据的获取有重要影响，必须科学合理地对缝隙效应进行控制；四是模型强度和模型空间之间的矛盾十分突出，如何在有限弹体空间条件下对模型进行优化，是保证实验安全和提高实验效率的关键。

本文对以上面临的难点和采取的关键技术措施进行了阐述，并对实验结果进行了简要分析。

1 实验总体方案

实验选择在中国空气动力研究与发展中心高速所2m×2m超声速风洞(FL-28风洞)进行，这样能够将模型比例放大，模拟更真实，模型设计、天平安装以及相关线缆的布置等更容易实现。

FL-28风洞是一座直流、暂冲型、引射式超声速风洞，实验段截面尺寸为2m×2m，实验M数范围为1.5～4.25。该风洞口径大，技术设备先进，流场品质好，为本项研究提供了良好的设备基础。本次实验是FL-28风洞建成后，首次开展的多天平部件测力实验，具有重要的标志性意义。

为了给天平设计提供可靠的输入条件，实验前对各测力部件的气动载荷进行了详细的数值模拟，这也为实验数据的分析提供一定的参考。

实验模型是全金属结构模型，由头部、中段和尾段组成。测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等复杂外形部件；保护罩位于模型头部，左侧翼位于模型中段左前方，大、小整流罩分别位于模型中段尾部左下方和右上方。模型全长约为2m，展向宽度约为0.5m，模型中段直径为0.12m。模型采用尾支撑安装在风洞中部支架上，模型零迎角在风洞中的堵塞度约为0.6％，满足高速风洞模型设计规范[9]。

实验采用1台五分量(无阻力元)杆式应变天平测量保护罩载荷；采用3台三分量杆式应变天平分别测量左侧翼、大整流罩和小整流罩的法向力、俯仰力矩和滚转力矩。采用JEW1LL迎角传感器测量模型迎角。保护罩天平和整流罩天平采用正装方式分别安装在模型头部和模型中段，左侧翼天平采用倒装方式安装在模型中段；实验采用JEW1LL迎角传感器对模型迎角进行测量；通过VXI系统将天平和传感器信号采样、放大及模数转换，然后传输到数据处理机进行处理。

2 实验难点及关键技术措施

2.1保护罩测力实验数据的修正

保护罩外形较为独特，在部件测力实验中极为少见。整个保护罩呈“鸭舌”状，轴向较短、展向较宽、两侧上卷，边缘较薄，中间较厚，最大厚度约为20mm。整个保护罩表面由若干个曲面组成；其中，分断面由两个曲面组成，面积达到了整个保护罩部件表面积的三分之一以上。如此大的分断面，使我们产生了一系列疑问：保护罩在实验时受到的载荷与部件真实气动力是否一致；若不一致，差异是如何产生的，以及怎样修正等。对于这一系列问题的分析和解决，需要进行积极的思维创新；而且，这一系列问题的提出本身就需要突破原有的部件测力实验观念。前期开展的部件测力实验中，基本没有涉及这些问题，这往往会使我们产生习惯性思维，即只要把部件与飞行器其它部件分离开，并将其安装在量程合适的测力天平上，就可以直接获得部件气动力。

实际上，通过仔细对比分析不难发现，部件在飞行器飞行时和部件测力实验时所受到的载荷是有一定差异的。在真实飞行时，各部件之间一般不存在分断面，部件气动力主要是其表面压力综合作用的结果。但在部件测力实验中，为了获得部件单独的气动力，必须将测力部件从连接面处与其它部件分离开来，测力部件与其它部件之间必然存在分断面，分断面上的压力会对部件的受载情况产生一定的附加影响，使部件在实验时的受载和飞行时真实气动力存在一定差异。

本文把由于分断面的存在而在实验时对测力部件载荷产生的附加影响称为分断面效应；分断面效应大小与分断面大小及其形状密切相关。

在以往机翼、平尾以及导弹舵面等部件测力实验中，由于分断面效应较小，没有引起我们的关注。图2给出了实验时分断面效应对机翼载荷产生的附加影响示意图。

图2 分断面效应对机翼载荷的影响

由于机翼分断面占机翼面积比例很小，分断面效应对机翼载荷产生的附加影响并不大；而且，分断面压力p主要影响横向载荷，而横向载荷并不是我们所关心的，所以，在机翼部件测力实验中，并没有对分断面效应进行修正。同样，在平尾、垂尾以及弹翼等部件实验中也没有涉及分断面效应修正问题；这往往容易使我们对部件测力实验形成一些错误的观念。

对于保护罩而言，由于分断面较大，且在各坐标轴方向均有较大的投影，实验时，分断面压力会严重改变保护罩各个方向的受载情况。图3给出了分断面压力对保护罩载荷的影响示意图。如此大的分断面效应，如果不做相应修正，势必会严重影响实验数据的质量，乃至影响导弹研制的成败。

图3 分断面效应对保护罩载荷的影响

为了对保护罩测力实验结果进行修正，必须对分断面缝隙处压力p的分布情况进行测量，而且，压力分布测量越准确，修正结果越可靠。在对分断面缝隙压力进行测量时，考虑到如果在保护罩上布置测压点，该部件设计加工难度极大，而且，气路的连接固定极为不便，为此，将缝隙压力测点布置在弹体一侧表面，由于缝隙较小，弹体侧表面测点压力与保护罩对应位置的压力差异不大，完全可以用来对测力实验结果进行修正。为了尽量缩短气路，将PSI8400电子扫描阀模块安装固定在模型的头部，采用测压钢管和塑料软管将测压点气路连接到PSI8400电子扫描阀，这样气路长度缩短到0.5m以内，大大缩短了稳压时间。实验完成后，通过对压力数据进行曲面积分得出了分断面效应对各个载荷分量的影响；在部件测力实验结果扣除影响量之后，得出了与部件真实气动力较为一致的修正结果。

2.2复杂条件下部件天平的优化设计

天平刚度与灵敏度之间的矛盾、天平与部件的连接方式和天平校准方法是部件测力天平设计面临的主要问题，对于导弹特别是弹体空间十分有限、部件外形比较特殊的复杂构型导弹而言，这3个问题更为突出。合适的设计量程，是天平优化设计的前提条件，为此，在制定实验方案之前对各测力部件气动载荷进行了数值模拟。

天平元件的设计必须兼顾刚度和灵敏度要求。为了尽量保证部件相对位置，以及防止部件与模型腔体相碰，要求部件天平具有较好的刚度，但同时又不能以降低天平精度为代价。综合各方面的情况，天平采用矩形梁结构，材料选用高强度马氏体时效钢00Ni18Co8Mo5TiAl。根据部件载荷，利用Ansys软件，采用有限元方法，对天平强度、刚度和灵敏度进行分析，最大限度地保证天平强度和刚度，并不断优化元件布局，使天平各个元灵敏度输出合理，满足实验精度要求。

由于保护罩和整流罩外形特殊，测力天平必须结合部件外形特点，采取特殊的连接结构。经过不断优化，最后确定了较为合理的连接形式。天平固定端设计成1∶5的锥，采用键进行定位，螺栓拉紧；天平自由端设计成面与测力部件进行连接，采用圆柱销进行定位，螺栓固紧。

根据特殊的连接方式，对保护罩和整流罩天平校准方式作了一定调整。为满足天平校准要求，设计了专用校准接头和校准滑块，将天平固定端和自由端倒置进行校准；通过对校准数据进行适当处理后，得出正常安装情况下的天平静校结果。

图4和5分别给出了保护罩测力天平和整流罩测力天平照片。由于大、小整流罩的载荷差别不大，两台天平采取完全一样的量程进行设计，并且采用了相同的连接结构。

图4 保护罩测力天平

图5 大、小整流罩测力天平

由于实验M数范围较宽，为了进一步提高天平可靠性，还对各部件天平进行了温度补偿。校准结果表明，各测力部件天平精度均达到0.3％，天平研制是成功的。表1给出了各部件天平的静校结果，天平研制情况见参考文献[10-11]。

2.3左侧翼的缝隙效应控制

左侧翼是典型的窄条翼，长宽比达到7以上。与机翼和平尾等部件相比，实验时，缝隙对窄条翼载荷测量的影响有所增强。

表1 部件天平静校结果

本文把由于测力部件与其它部件之间存在缝隙而对测力部件载荷产生的影响称为“缝隙效应”。由于缝隙效应是无法修正的，应该对模型缝隙尺寸进行严格控制。

在保证天平足够精度，最大限度地提高天平强度和刚度的前提条件下，对左侧翼和天平之间的连接结构和间隙尺寸进行合理优化是减小缝隙效应的有效措施。为此，我们不断对该部件实验方案进行优化，最终采取了如图6所示部件方案。

左侧翼和固定块采取一体化设计，两者连接处厚度为左侧翼翼根厚度，连接的轴向长度约为200mm，占左侧翼长度的1/2左右；在盖板内侧，迅速增加部件固定块厚度，有效提高固定块强度和刚度，并最终形成一个套筒形状，底部以锥的形式安装在天平上。经过反复比较和校核，左侧翼和部件固定块之间的连接长度是必要的，也是合理的。

图6 左侧翼测力实验方案示意图

为方便天平和部件的安装以及盖板修配，控制盖板与部件的间隙，盖板采用分体式设计，将盖板设计成上、下盖板，通过有限元分析和实际加载检验，最终确定了3个方向上的间隙尺寸。固定块和左侧翼连接处与弹身之间的轴向间隙控制在0.5mm左右，固定块和左侧翼连接处与弹身之间的展向间隙控制在0.8mm左右，固定块和左侧翼连接处与上、下盖板之间法向间隙控制在1.5mm左右。

综合连接部位暴露在气流中的面积占左侧翼面积的比例以及所处位置等方面分析，部件与天平的连接对左侧翼气动力产生的附加影响不大。

2.4有限弹体空间条件下的模型优化设计

实验M数高、测力部件多和模型空间有限使得模型强度和模型空间之间的矛盾十分突出。实验能否安全高效地执行，模型设计相当关键。

在模型各段设计中，模型中段的设计难度最大，也最为关键。一方面，模型中段是主要的承载部件，要求具有足够强度；另一方面，模型中段直径较小，而左侧翼和整流罩等部件均位于模型中段，天平安装连接必然占据较大空间，此外，模型中段还要为位于模型头部的保护罩天平、电子扫描阀和迎角传感器等仪器线缆预留一定空间，模型设计难度可想而知。我们对天平安装位置、连接形式、盖板大小和走线槽形状等进行了精心策划和设计，并反复进行强度校核，圆满解决了模型强度要求和模型空间之间的矛盾。图7 给出了模型中段示意图。

图7 模型中段示意图

3 实验结果分析

本次实验迎角范围为-6°～10°，侧滑角范围为-6°～6°，实验以右手坐标系给出了各部件气动力数据，各坐标系原点为各部件前缘尖点。修正了部件自重以及坐标系原点与天平校心不重合对力和力矩的影响。

图8给出了保护罩纵向时的测力实验结果、实验修正结果和数值计算结果比较曲线。可以看出：在实验迎角范围内，分断面效应较为显著，测力实验结果与实验修正结果差异较大，经过修正之后的结果与数值计算结果基本一致，说明修正方法合理可行，测压点数量合适。

图9给出了左侧翼纵向时的测力实验结果和数值计算结果比较曲线，图10给出了左侧翼横向时的测力实验结果曲线。由于左侧翼外形以及干扰流场相对简单，数值计算精度较高，部件测力实验结果与数值计算结果一致性较好，这也说明左侧翼的缝隙效应得到了有效控制；而且，-6°～6°侧滑角范围内的实验数据规律性较好，一定程度上也再次表明了实验数据的可靠性。

图8 保护罩实验结果与数值计算结果比较(M=2.0)

图9 左侧翼实验结果与数值计算结果比较(M=2.0)

图10 左侧翼横向实验结果(M=2.0)

图11给出了整流罩纵向测力实验结果和数值计算结果比较曲线。从规律上讲，测力实验结果与数值计算结果是一致的；但当大、小整流罩分别处于背风区时，测力实验结果与数值计算结果差异较大。这可能是由于整流罩外形复杂，而且处于背风区时流场干扰严重，数值计算误差可能有所增大。

图11 整流罩实验结果与数值计算结果比较(M=2.0)

本文对各部件实验数据的误差进行了初步计算，计算结果表明：M=2.0时，保护罩、左侧翼以及大、小整流罩的法向力系数Cyt的不确定度分别约为0.0015、0.0035、0.0015和0.0015，能够满足该复杂构型导弹的研究需要。

4 结 论

(1) 通过对分断面压力的测量，成功地实现了对保护罩分断面效应的合理修正，较为准确地获得了保护罩气动力数据，为今后类似部件气动力数据的修正提供了一定的借鉴；

(2) 通过对天平元件布局的综合优化，以及采取合理的部件连接方式和天平校准方式，有效解决了有限弹体空间和特殊部件外形给部件天平设计所带来的困难和问题；

(3) 在保证天平足够精度，最大限度地提高天平强度和刚度的前提条件下，通过对左侧翼和天平之间连接结构、盖板的合理设计，有效降低了缝隙效应对窄条翼气动力的影响，充分保证了实验数据的可靠性；

(4) 由于分断面压力分布测量质量对分断面效应的修正效果有直接影响，在今后的实验中，应根据具体情况，尽量多布置测压点，尽可能多地获得分断面压力分布信息，以提高分断面效应修正质量。

参考文献:

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[10]张悦.BJ8-×-12天平设计报告[R].CARDC-2,2013.

[11]田正波.BJ8-×-345天平设计报告[R].CARDC-2,2013.

作者简介:

李方吉(1978-)，男，贵州遵义人，硕士研究生。研究方向：实验空气动力学。通信地址:中国空气动力研究与发展中心(621000)。E-mail：lfj20008@qq.com