李方吉,高 超,李為群,操小龍,李 強(qiáng),張 悅,王俊蘭

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院,西安 710072; 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽(yáng) 621000; 3.北京機(jī)電工程研究所,北京 100074)

0 引 言

部件測(cè)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)軌颢@得比部件組拆以及測(cè)壓實(shí)驗(yàn)更為合理可靠的結(jié)果，是獲取飛行器部件相互氣動(dòng)干擾和各部件氣動(dòng)特性最直接、最有效的方法，所獲得的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)能夠作為飛行器布局優(yōu)化、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度校核的主要依據(jù)[1-2]。

對(duì)于飛機(jī)部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)而言，由于機(jī)翼載荷很大，且壓心位置遠(yuǎn)離飛機(jī)縱向?qū)ΨQ(chēng)面，產(chǎn)生的附加滾轉(zhuǎn)力矩很大，機(jī)翼天平定位比較困難，模型加工難度相對(duì)較大，在傳統(tǒng)觀念中，飛機(jī)部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)難度較大[3]；但由于飛機(jī)構(gòu)型相對(duì)固定，機(jī)身空間和機(jī)翼厚度較大，長(zhǎng)期積累的實(shí)驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)已經(jīng)能夠?yàn)轱w機(jī)研制提供很好的技術(shù)支持了。在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速風(fēng)洞中，徐伯生、屠恒章、陸文祥、李熙佩和彭超等[4-7]對(duì)較多種類(lèi)飛機(jī)的部件以及外掛物的氣動(dòng)特性進(jìn)行了深入研究，并建立了較為完善的部件及外掛物測(cè)力實(shí)驗(yàn)技術(shù)。

近年來(lái)，導(dǎo)彈發(fā)展速度越來(lái)越快，隨著構(gòu)型的復(fù)雜化以及對(duì)結(jié)構(gòu)可靠性要求的提高，測(cè)壓實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算已不能很好地滿(mǎn)足導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求了，因而，必須通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供可靠的原始依據(jù)。與飛機(jī)有所不同，導(dǎo)彈部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)具有自身的特點(diǎn)和難點(diǎn)，如導(dǎo)彈構(gòu)型復(fù)雜、長(zhǎng)細(xì)比較大以及部件外形多種多樣，使得模型設(shè)計(jì)、天平設(shè)計(jì)安裝、間隙分配以及數(shù)據(jù)處理等面臨極大挑戰(zhàn)；而且導(dǎo)彈類(lèi)型及其布局的新穎性和特殊性，使得導(dǎo)彈多天平部件測(cè)力技術(shù)通用性不強(qiáng)；此外，國(guó)外公開(kāi)的研究資料相對(duì)較少，可借鑒的經(jīng)驗(yàn)不多。

近期，中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院閆衛(wèi)峰、劉進(jìn)征和張江等[8]對(duì)某導(dǎo)彈類(lèi)飛行器進(jìn)行了多天平部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)研究，成功獲得了彈頭、進(jìn)氣道、尾翼和控制舵的部件氣動(dòng)特性，為導(dǎo)彈部件多天平測(cè)力實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究積累了較好的經(jīng)驗(yàn)。圖1給出了實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D。

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D

與該項(xiàng)目相比，本項(xiàng)導(dǎo)彈部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)具有一系列自身的特點(diǎn)和難點(diǎn)：一是保護(hù)罩分?jǐn)嗝孑^大，如何獲得如此大分?jǐn)嗝娌考臍鈩?dòng)特性數(shù)據(jù)，或者說(shuō)是否需要以及怎樣對(duì)測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正是方案制定面臨的首要問(wèn)題，而且沒(méi)有任何經(jīng)驗(yàn)可供參考；二是測(cè)力部件較多，而且外形特殊，給天平設(shè)計(jì)和安裝帶來(lái)極大的困難，特別是受部件外形尺寸的限制，彈身中部位置左側(cè)翼、大整流罩和小整流罩測(cè)力天平只能同時(shí)都安裝在彈身內(nèi)，天平和模型設(shè)計(jì)以及相關(guān)線(xiàn)纜的布置極具挑戰(zhàn)性；三是左側(cè)翼為少見(jiàn)的窄條翼測(cè)力部件，縫隙效應(yīng)對(duì)于左側(cè)翼氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)的獲取有重要影響，必須科學(xué)合理地對(duì)縫隙效應(yīng)進(jìn)行控制；四是模型強(qiáng)度和模型空間之間的矛盾十分突出，如何在有限彈體空間條件下對(duì)模型進(jìn)行優(yōu)化，是保證實(shí)驗(yàn)安全和提高實(shí)驗(yàn)效率的關(guān)鍵。

本文對(duì)以上面臨的難點(diǎn)和采取的關(guān)鍵技術(shù)措施進(jìn)行了闡述，并對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了簡(jiǎn)要分析。

1 實(shí)驗(yàn)總體方案

實(shí)驗(yàn)選擇在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所2m×2m超聲速風(fēng)洞(FL-28風(fēng)洞)進(jìn)行，這樣能夠?qū)⒛Ｐ捅壤糯?，模擬更真實(shí)，模型設(shè)計(jì)、天平安裝以及相關(guān)線(xiàn)纜的布置等更容易實(shí)現(xiàn)。

FL-28風(fēng)洞是一座直流、暫沖型、引射式超聲速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段截面尺寸為2m×2m，實(shí)驗(yàn)M數(shù)范圍為1.5～4.25。該風(fēng)洞口徑大，技術(shù)設(shè)備先進(jìn)，流場(chǎng)品質(zhì)好，為本項(xiàng)研究提供了良好的設(shè)備基礎(chǔ)。本次實(shí)驗(yàn)是FL-28風(fēng)洞建成后，首次開(kāi)展的多天平部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)，具有重要的標(biāo)志性意義。

為了給天平設(shè)計(jì)提供可靠的輸入條件，實(shí)驗(yàn)前對(duì)各測(cè)力部件的氣動(dòng)載荷進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值模擬，這也為實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析提供一定的參考。

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪侨饘俳Y(jié)構(gòu)模型，由頭部、中段和尾段組成。測(cè)力部件包括保護(hù)罩、左側(cè)翼、大整流罩和小整流罩等復(fù)雜外形部件；保護(hù)罩位于模型頭部，左側(cè)翼位于模型中段左前方，大、小整流罩分別位于模型中段尾部左下方和右上方。模型全長(zhǎng)約為2m，展向?qū)挾燃s為0.5m，模型中段直徑為0.12m。模型采用尾支撐安裝在風(fēng)洞中部支架上，模型零迎角在風(fēng)洞中的堵塞度約為0.6％，滿(mǎn)足高速風(fēng)洞模型設(shè)計(jì)規(guī)范[9]。

實(shí)驗(yàn)采用1臺(tái)五分量(無(wú)阻力元)桿式應(yīng)變天平測(cè)量保護(hù)罩載荷；采用3臺(tái)三分量桿式應(yīng)變天平分別測(cè)量左側(cè)翼、大整流罩和小整流罩的法向力、俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩。采用JEW1LL迎角傳感器測(cè)量模型迎角。保護(hù)罩天平和整流罩天平采用正裝方式分別安裝在模型頭部和模型中段，左側(cè)翼天平采用倒裝方式安裝在模型中段；實(shí)驗(yàn)采用JEW1LL迎角傳感器對(duì)模型迎角進(jìn)行測(cè)量；通過(guò)VXI系統(tǒng)將天平和傳感器信號(hào)采樣、放大及模數(shù)轉(zhuǎn)換，然后傳輸?shù)綌?shù)據(jù)處理機(jī)進(jìn)行處理。

2 實(shí)驗(yàn)難點(diǎn)及關(guān)鍵技術(shù)措施

2.1保護(hù)罩測(cè)力實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的修正

保護(hù)罩外形較為獨(dú)特，在部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)中極為少見(jiàn)。整個(gè)保護(hù)罩呈“鴨舌”狀，軸向較短、展向較寬、兩側(cè)上卷，邊緣較薄，中間較厚，最大厚度約為20mm。整個(gè)保護(hù)罩表面由若干個(gè)曲面組成；其中，分?jǐn)嗝嬗蓛蓚€(gè)曲面組成，面積達(dá)到了整個(gè)保護(hù)罩部件表面積的三分之一以上。如此大的分?jǐn)嗝?，使我們產(chǎn)生了一系列疑問(wèn)：保護(hù)罩在實(shí)驗(yàn)時(shí)受到的載荷與部件真實(shí)氣動(dòng)力是否一致；若不一致，差異是如何產(chǎn)生的，以及怎樣修正等。對(duì)于這一系列問(wèn)題的分析和解決，需要進(jìn)行積極的思維創(chuàng)新；而且，這一系列問(wèn)題的提出本身就需要突破原有的部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)觀念。前期開(kāi)展的部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)中，基本沒(méi)有涉及這些問(wèn)題，這往往會(huì)使我們產(chǎn)生習(xí)慣性思維，即只要把部件與飛行器其它部件分離開(kāi)，并將其安裝在量程合適的測(cè)力天平上，就可以直接獲得部件氣動(dòng)力。

實(shí)際上，通過(guò)仔細(xì)對(duì)比分析不難發(fā)現(xiàn)，部件在飛行器飛行時(shí)和部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)時(shí)所受到的載荷是有一定差異的。在真實(shí)飛行時(shí)，各部件之間一般不存在分?jǐn)嗝?，部件氣?dòng)力主要是其表面壓力綜合作用的結(jié)果。但在部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)中，為了獲得部件單獨(dú)的氣動(dòng)力，必須將測(cè)力部件從連接面處與其它部件分離開(kāi)來(lái)，測(cè)力部件與其它部件之間必然存在分?jǐn)嗝?，分?jǐn)嗝嫔系膲毫?huì)對(duì)部件的受載情況產(chǎn)生一定的附加影響，使部件在實(shí)驗(yàn)時(shí)的受載和飛行時(shí)真實(shí)氣動(dòng)力存在一定差異。

本文把由于分?jǐn)嗝娴拇嬖诙趯?shí)驗(yàn)時(shí)對(duì)測(cè)力部件載荷產(chǎn)生的附加影響稱(chēng)為分?jǐn)嗝嫘?yīng)；分?jǐn)嗝嫘?yīng)大小與分?jǐn)嗝娲笮〖捌湫螤蠲芮邢嚓P(guān)。

在以往機(jī)翼、平尾以及導(dǎo)彈舵面等部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)中，由于分?jǐn)嗝嫘?yīng)較小，沒(méi)有引起我們的關(guān)注。圖2給出了實(shí)驗(yàn)時(shí)分?jǐn)嗝嫘?yīng)對(duì)機(jī)翼載荷產(chǎn)生的附加影響示意圖。

圖2 分?jǐn)嗝嫘?yīng)對(duì)機(jī)翼載荷的影響

由于機(jī)翼分?jǐn)嗝嬲紮C(jī)翼面積比例很小，分?jǐn)嗝嫘?yīng)對(duì)機(jī)翼載荷產(chǎn)生的附加影響并不大；而且，分?jǐn)嗝鎵毫主要影響橫向載荷，而橫向載荷并不是我們所關(guān)心的，所以，在機(jī)翼部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)中，并沒(méi)有對(duì)分?jǐn)嗝嫘?yīng)進(jìn)行修正。同樣，在平尾、垂尾以及彈翼等部件實(shí)驗(yàn)中也沒(méi)有涉及分?jǐn)嗝嫘?yīng)修正問(wèn)題；這往往容易使我們對(duì)部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)形成一些錯(cuò)誤的觀念。

對(duì)于保護(hù)罩而言，由于分?jǐn)嗝孑^大，且在各坐標(biāo)軸方向均有較大的投影，實(shí)驗(yàn)時(shí)，分?jǐn)嗝鎵毫?huì)嚴(yán)重改變保護(hù)罩各個(gè)方向的受載情況。圖3給出了分?jǐn)嗝鎵毫?duì)保護(hù)罩載荷的影響示意圖。如此大的分?jǐn)嗝嫘?yīng)，如果不做相應(yīng)修正，勢(shì)必會(huì)嚴(yán)重影響實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量，乃至影響導(dǎo)彈研制的成敗。

圖3 分?jǐn)嗝嫘?yīng)對(duì)保護(hù)罩載荷的影響

為了對(duì)保護(hù)罩測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正，必須對(duì)分?jǐn)嗝婵p隙處壓力p的分布情況進(jìn)行測(cè)量，而且，壓力分布測(cè)量越準(zhǔn)確，修正結(jié)果越可靠。在對(duì)分?jǐn)嗝婵p隙壓力進(jìn)行測(cè)量時(shí)，考慮到如果在保護(hù)罩上布置測(cè)壓點(diǎn)，該部件設(shè)計(jì)加工難度極大，而且，氣路的連接固定極為不便，為此，將縫隙壓力測(cè)點(diǎn)布置在彈體一側(cè)表面，由于縫隙較小，彈體側(cè)表面測(cè)點(diǎn)壓力與保護(hù)罩對(duì)應(yīng)位置的壓力差異不大，完全可以用來(lái)對(duì)測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正。為了盡量縮短氣路，將PSI8400電子掃描閥模塊安裝固定在模型的頭部，采用測(cè)壓鋼管和塑料軟管將測(cè)壓點(diǎn)氣路連接到PSI8400電子掃描閥，這樣氣路長(zhǎng)度縮短到0.5m以?xún)?nèi)，大大縮短了穩(wěn)壓時(shí)間。實(shí)驗(yàn)完成后，通過(guò)對(duì)壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行曲面積分得出了分?jǐn)嗝嫘?yīng)對(duì)各個(gè)載荷分量的影響；在部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果扣除影響量之后，得出了與部件真實(shí)氣動(dòng)力較為一致的修正結(jié)果。

2.2復(fù)雜條件下部件天平的優(yōu)化設(shè)計(jì)

天平剛度與靈敏度之間的矛盾、天平與部件的連接方式和天平校準(zhǔn)方法是部件測(cè)力天平設(shè)計(jì)面臨的主要問(wèn)題，對(duì)于導(dǎo)彈特別是彈體空間十分有限、部件外形比較特殊的復(fù)雜構(gòu)型導(dǎo)彈而言，這3個(gè)問(wèn)題更為突出。合適的設(shè)計(jì)量程，是天平優(yōu)化設(shè)計(jì)的前提條件，為此，在制定實(shí)驗(yàn)方案之前對(duì)各測(cè)力部件氣動(dòng)載荷進(jìn)行了數(shù)值模擬。

天平元件的設(shè)計(jì)必須兼顧剛度和靈敏度要求。為了盡量保證部件相對(duì)位置，以及防止部件與模型腔體相碰，要求部件天平具有較好的剛度，但同時(shí)又不能以降低天平精度為代價(jià)。綜合各方面的情況，天平采用矩形梁結(jié)構(gòu)，材料選用高強(qiáng)度馬氏體時(shí)效鋼00Ni18Co8Mo5TiAl。根據(jù)部件載荷，利用Ansys軟件，采用有限元方法，對(duì)天平強(qiáng)度、剛度和靈敏度進(jìn)行分析，最大限度地保證天平強(qiáng)度和剛度，并不斷優(yōu)化元件布局，使天平各個(gè)元靈敏度輸出合理，滿(mǎn)足實(shí)驗(yàn)精度要求。

由于保護(hù)罩和整流罩外形特殊，測(cè)力天平必須結(jié)合部件外形特點(diǎn)，采取特殊的連接結(jié)構(gòu)。經(jīng)過(guò)不斷優(yōu)化，最后確定了較為合理的連接形式。天平固定端設(shè)計(jì)成1∶5的錐，采用鍵進(jìn)行定位，螺栓拉緊；天平自由端設(shè)計(jì)成面與測(cè)力部件進(jìn)行連接，采用圓柱銷(xiāo)進(jìn)行定位，螺栓固緊。

根據(jù)特殊的連接方式，對(duì)保護(hù)罩和整流罩天平校準(zhǔn)方式作了一定調(diào)整。為滿(mǎn)足天平校準(zhǔn)要求，設(shè)計(jì)了專(zhuān)用校準(zhǔn)接頭和校準(zhǔn)滑塊，將天平固定端和自由端倒置進(jìn)行校準(zhǔn)；通過(guò)對(duì)校準(zhǔn)數(shù)據(jù)進(jìn)行適當(dāng)處理后，得出正常安裝情況下的天平靜校結(jié)果。

圖4和5分別給出了保護(hù)罩測(cè)力天平和整流罩測(cè)力天平照片。由于大、小整流罩的載荷差別不大，兩臺(tái)天平采取完全一樣的量程進(jìn)行設(shè)計(jì)，并且采用了相同的連接結(jié)構(gòu)。

圖4 保護(hù)罩測(cè)力天平

圖5 大、小整流罩測(cè)力天平

由于實(shí)驗(yàn)M數(shù)范圍較寬，為了進(jìn)一步提高天平可靠性，還對(duì)各部件天平進(jìn)行了溫度補(bǔ)償。校準(zhǔn)結(jié)果表明，各測(cè)力部件天平精度均達(dá)到0.3％，天平研制是成功的。表1給出了各部件天平的靜校結(jié)果，天平研制情況見(jiàn)參考文獻(xiàn)[10-11]。

2.3左側(cè)翼的縫隙效應(yīng)控制

左側(cè)翼是典型的窄條翼，長(zhǎng)寬比達(dá)到7以上。與機(jī)翼和平尾等部件相比，實(shí)驗(yàn)時(shí)，縫隙對(duì)窄條翼載荷測(cè)量的影響有所增強(qiáng)。

表1 部件天平靜校結(jié)果

本文把由于測(cè)力部件與其它部件之間存在縫隙而對(duì)測(cè)力部件載荷產(chǎn)生的影響稱(chēng)為“縫隙效應(yīng)”。由于縫隙效應(yīng)是無(wú)法修正的，應(yīng)該對(duì)模型縫隙尺寸進(jìn)行嚴(yán)格控制。

在保證天平足夠精度，最大限度地提高天平強(qiáng)度和剛度的前提條件下，對(duì)左側(cè)翼和天平之間的連接結(jié)構(gòu)和間隙尺寸進(jìn)行合理優(yōu)化是減小縫隙效應(yīng)的有效措施。為此，我們不斷對(duì)該部件實(shí)驗(yàn)方案進(jìn)行優(yōu)化，最終采取了如圖6所示部件方案。

左側(cè)翼和固定塊采取一體化設(shè)計(jì)，兩者連接處厚度為左側(cè)翼翼根厚度，連接的軸向長(zhǎng)度約為200mm，占左側(cè)翼長(zhǎng)度的1/2左右；在蓋板內(nèi)側(cè)，迅速增加部件固定塊厚度，有效提高固定塊強(qiáng)度和剛度，并最終形成一個(gè)套筒形狀，底部以錐的形式安裝在天平上。經(jīng)過(guò)反復(fù)比較和校核，左側(cè)翼和部件固定塊之間的連接長(zhǎng)度是必要的，也是合理的。

圖6 左側(cè)翼測(cè)力實(shí)驗(yàn)方案示意圖

為方便天平和部件的安裝以及蓋板修配，控制蓋板與部件的間隙，蓋板采用分體式設(shè)計(jì)，將蓋板設(shè)計(jì)成上、下蓋板，通過(guò)有限元分析和實(shí)際加載檢驗(yàn)，最終確定了3個(gè)方向上的間隙尺寸。固定塊和左側(cè)翼連接處與彈身之間的軸向間隙控制在0.5mm左右，固定塊和左側(cè)翼連接處與彈身之間的展向間隙控制在0.8mm左右，固定塊和左側(cè)翼連接處與上、下蓋板之間法向間隙控制在1.5mm左右。

綜合連接部位暴露在氣流中的面積占左側(cè)翼面積的比例以及所處位置等方面分析，部件與天平的連接對(duì)左側(cè)翼氣動(dòng)力產(chǎn)生的附加影響不大。

2.4有限彈體空間條件下的模型優(yōu)化設(shè)計(jì)

實(shí)驗(yàn)M數(shù)高、測(cè)力部件多和模型空間有限使得模型強(qiáng)度和模型空間之間的矛盾十分突出。實(shí)驗(yàn)?zāi)芊癜踩咝У貓?zhí)行，模型設(shè)計(jì)相當(dāng)關(guān)鍵。

在模型各段設(shè)計(jì)中，模型中段的設(shè)計(jì)難度最大，也最為關(guān)鍵。一方面，模型中段是主要的承載部件，要求具有足夠強(qiáng)度；另一方面，模型中段直徑較小，而左側(cè)翼和整流罩等部件均位于模型中段，天平安裝連接必然占據(jù)較大空間，此外，模型中段還要為位于模型頭部的保護(hù)罩天平、電子掃描閥和迎角傳感器等儀器線(xiàn)纜預(yù)留一定空間，模型設(shè)計(jì)難度可想而知。我們對(duì)天平安裝位置、連接形式、蓋板大小和走線(xiàn)槽形狀等進(jìn)行了精心策劃和設(shè)計(jì)，并反復(fù)進(jìn)行強(qiáng)度校核，圓滿(mǎn)解決了模型強(qiáng)度要求和模型空間之間的矛盾。圖7 給出了模型中段示意圖。

圖7 模型中段示意圖

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

本次實(shí)驗(yàn)迎角范圍為-6°～10°，側(cè)滑角范圍為-6°～6°，實(shí)驗(yàn)以右手坐標(biāo)系給出了各部件氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，各坐標(biāo)系原點(diǎn)為各部件前緣尖點(diǎn)。修正了部件自重以及坐標(biāo)系原點(diǎn)與天平校心不重合對(duì)力和力矩的影響。

圖8給出了保護(hù)罩縱向時(shí)的測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果、實(shí)驗(yàn)修正結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果比較曲線(xiàn)?？梢钥闯觯涸趯?shí)驗(yàn)迎角范圍內(nèi)，分?jǐn)嗝嫘?yīng)較為顯著，測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)修正結(jié)果差異較大，經(jīng)過(guò)修正之后的結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果基本一致，說(shuō)明修正方法合理可行，測(cè)壓點(diǎn)數(shù)量合適。

圖9給出了左側(cè)翼縱向時(shí)的測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果比較曲線(xiàn)，圖10給出了左側(cè)翼橫向時(shí)的測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果曲線(xiàn)。由于左側(cè)翼外形以及干擾流場(chǎng)相對(duì)簡(jiǎn)單，數(shù)值計(jì)算精度較高，部件測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果一致性較好，這也說(shuō)明左側(cè)翼的縫隙效應(yīng)得到了有效控制；而且，-6°～6°側(cè)滑角范圍內(nèi)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)規(guī)律性較好，一定程度上也再次表明了實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性。

圖8 保護(hù)罩實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果比較(M=2.0)

圖9 左側(cè)翼實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果比較(M=2.0)

圖10 左側(cè)翼橫向?qū)嶒?yàn)結(jié)果(M=2.0)

圖11給出了整流罩縱向測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果比較曲線(xiàn)。從規(guī)律上講，測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果是一致的；但當(dāng)大、小整流罩分別處于背風(fēng)區(qū)時(shí)，測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果差異較大。這可能是由于整流罩外形復(fù)雜，而且處于背風(fēng)區(qū)時(shí)流場(chǎng)干擾嚴(yán)重，數(shù)值計(jì)算誤差可能有所增大。

圖11 整流罩實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果比較(M=2.0)

本文對(duì)各部件實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的誤差進(jìn)行了初步計(jì)算，計(jì)算結(jié)果表明：M=2.0時(shí)，保護(hù)罩、左側(cè)翼以及大、小整流罩的法向力系數(shù)Cyt的不確定度分別約為0.0015、0.0035、0.0015和0.0015，能夠滿(mǎn)足該復(fù)雜構(gòu)型導(dǎo)彈的研究需要。

4 結(jié) 論

(1) 通過(guò)對(duì)分?jǐn)嗝鎵毫Φ臏y(cè)量，成功地實(shí)現(xiàn)了對(duì)保護(hù)罩分?jǐn)嗝嫘?yīng)的合理修正，較為準(zhǔn)確地獲得了保護(hù)罩氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，為今后類(lèi)似部件氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的修正提供了一定的借鑒；

(2) 通過(guò)對(duì)天平元件布局的綜合優(yōu)化，以及采取合理的部件連接方式和天平校準(zhǔn)方式，有效解決了有限彈體空間和特殊部件外形給部件天平設(shè)計(jì)所帶來(lái)的困難和問(wèn)題；

(3) 在保證天平足夠精度，最大限度地提高天平強(qiáng)度和剛度的前提條件下，通過(guò)對(duì)左側(cè)翼和天平之間連接結(jié)構(gòu)、蓋板的合理設(shè)計(jì)，有效降低了縫隙效應(yīng)對(duì)窄條翼氣動(dòng)力的影響，充分保證了實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性；

(4) 由于分?jǐn)嗝鎵毫Ψ植紲y(cè)量質(zhì)量對(duì)分?jǐn)嗝嫘?yīng)的修正效果有直接影響，在今后的實(shí)驗(yàn)中，應(yīng)根據(jù)具體情況，盡量多布置測(cè)壓點(diǎn)，盡可能多地獲得分?jǐn)嗝鎵毫Ψ植夹畔?，以提高分?jǐn)嗝嫘?yīng)修正質(zhì)量。

參考文獻(xiàn):

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

[2]惲起麟.風(fēng)洞試驗(yàn)[M].北京: 國(guó)防工業(yè)出版社,2000.

[3]王發(fā)祥.高速風(fēng)洞試驗(yàn)[M].北京: 國(guó)防工業(yè)出版社,2003.

[4]徐伯生,屠恒章.高速風(fēng)洞飛機(jī)部件測(cè)力試驗(yàn)總結(jié)技術(shù)研究[R].CARDC-2,1998.

[5]徐伯生.X型飛機(jī)高速風(fēng)洞全模部件測(cè)力試驗(yàn)[R].CARDC-2,1996.

[6]李熙佩,徐伯生.高速風(fēng)洞飛機(jī)部件和外掛物同時(shí)測(cè)力實(shí)驗(yàn)研究[J].流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量,2003,17(1): 39-42,50.

Li Xipei,Xu Bosheng.Expermental investigation on aircraft component and external-stores force-measurement in high speed wind tunnel[J].Experiments and Measurements in Fluid Mechanics,2003,17(1): 39-42,50.

[7]李熙佩.薄翼飛機(jī)部件氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)研究[J].流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量,2004,18(3): 23-26.

Li Xipei.Investigation on aerodynamic characteristics of component of aircraft[J].Experiments and Measurements in Fluid Mechanics,2004,18(3): 23-26.

[8]閆衛(wèi)峰,劉進(jìn)征,張江,等.飛行器多部件風(fēng)洞測(cè)力實(shí)驗(yàn)技術(shù)[C]//第八屆全國(guó)實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議,2010.

[9]王發(fā)祥.高速風(fēng)洞模型設(shè)計(jì)[R].CARDC-2,1994.

[10]張悅.BJ8-×-12天平設(shè)計(jì)報(bào)告[R].CARDC-2,2013.

[11]田正波.BJ8-×-345天平設(shè)計(jì)報(bào)告[R].CARDC-2,2013.

作者簡(jiǎn)介:

李方吉(1978-)，男，貴州遵義人，碩士研究生。研究方向：實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)。通信地址:中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(621000)。E-mail：lfj20008@qq.com