飛行器艙門多維氣動(dòng)載荷風(fēng)洞測試技術(shù)研究.pdf

1、高機(jī)動(dòng)性和隱身性是新一代飛行器的重要特征。為降低飛行阻力、減少雷達(dá)反射面積，新一代飛行器普遍采用了有效載荷的內(nèi)埋裝載方式。在投放時(shí)，艙門快速開啟，有效載荷被以一定速度和姿態(tài)推出，與飛行器分離，然后艙門關(guān)閉。在高超聲速飛行狀態(tài)下，艙門快速開啟或處于一定開度時(shí)，周圍流場異常復(fù)雜，氣流在空腔前緣附近會產(chǎn)生高強(qiáng)度的壓力振蕩，這些振蕩會反作用在艙門上，使艙門受到復(fù)雜多變的沖擊載荷作用。因此，在飛行器艙門結(jié)構(gòu)定型之前需要進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，通過開展飛行器

2、艙門在高速運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下氣動(dòng)載荷的測試技術(shù)研究，分析其氣動(dòng)載荷變化規(guī)律，對于艙門結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、有效載荷的安全投放均具有重要意義。
　　本文首先對位于高速流場中艙門的受力情況進(jìn)行分析，根據(jù)力和力矩的等效平移原則，確定了艙門沖擊載荷測量等效為3個(gè)分力和3個(gè)分力矩的測量原理。針對艙門在快速運(yùn)動(dòng)下沖擊載荷的測量要求，采用壓電石英傳感器作為測力天平的力敏元件，對傳感器的結(jié)構(gòu)和布置方式進(jìn)行研究，提出了一種基于壓電式三向力傳感器四點(diǎn)支撐式的多維氣動(dòng)載荷

3、測量方法，建立了六分量壓電天平的測力模型。針對壓電天平的標(biāo)定技術(shù)進(jìn)行研究，優(yōu)化靜態(tài)標(biāo)定流程，減小壓電傳感器由于電荷的漂移對測量結(jié)果的影響，提高壓電天平的靜態(tài)性能指標(biāo)。
　　受風(fēng)洞試驗(yàn)條件所限，目前無法進(jìn)行全尺寸飛行器艙門的氣動(dòng)力試驗(yàn)，通常的做法是根據(jù)相似準(zhǔn)則，進(jìn)行一定縮尺比的艙門模型氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)。本文針對這一需求，研制了艙門運(yùn)動(dòng)模擬裝置。該裝置主要包含驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和測量機(jī)構(gòu)。艙門轉(zhuǎn)動(dòng)角度采用全閉環(huán)的控制方式提高艙

4、門運(yùn)動(dòng)位置的精度，中間傳動(dòng)機(jī)構(gòu)采用了扇形接力消隙齒輪結(jié)構(gòu)來保證艙門在高速流場中運(yùn)動(dòng)的平穩(wěn)性并滿足風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥枞纫?。針對模擬裝置的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元分析，得到了各階模態(tài)的主振型和固有頻率，滿足了風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膭偠燃肮逃蓄l率要求。
　　針對測試系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行研究，采取激振方式對天平施加頻率可變、幅值可調(diào)的沖擊載荷，對其進(jìn)行動(dòng)態(tài)標(biāo)定，全面考察天平測量動(dòng)態(tài)載荷的性能。采用脈沖激勵(lì)法，同時(shí)將天平輸出信號進(jìn)行快速傅里葉變換，得到了天平

5、的固有頻率和頻響特性曲線，從而通過試驗(yàn)驗(yàn)證了艙門運(yùn)動(dòng)模擬裝置的固有頻率遠(yuǎn)高于風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)氣動(dòng)載荷頻率。采用最小二乘法將試驗(yàn)結(jié)果與理論模型的均方誤差最小作為模態(tài)參數(shù)識別的準(zhǔn)則，建立了測試系統(tǒng)的理論傳遞函數(shù)模型，求取了測試系統(tǒng)時(shí)域動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)。結(jié)合該測試系統(tǒng)為多個(gè)二階系統(tǒng)組成的特點(diǎn)，以測試系統(tǒng)的傳遞函數(shù)為基礎(chǔ)，建立了一種基于時(shí)間序列的加速度數(shù)學(xué)補(bǔ)償模型，得到了理想單位階躍響應(yīng)下測試系統(tǒng)的加速度力曲線。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，所提出的加速度補(bǔ)償方法可有效

6、對風(fēng)洞試驗(yàn)短時(shí)沖擊載荷測量中由加速度引起的氣動(dòng)載荷過沖振蕩進(jìn)行補(bǔ)償，提高系統(tǒng)動(dòng)態(tài)測試精度。
　　艙門快速開啟時(shí)，艙門及其傳動(dòng)部件由于具有一定轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。因此，所產(chǎn)生的慣性力將混疊在天平的測量結(jié)果中，文中針對各部件的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量計(jì)算方法進(jìn)行研究，建立了艙門高速轉(zhuǎn)動(dòng)下慣性力分離的數(shù)學(xué)模型，給出了由于艙門質(zhì)心位置變化引起的升力和側(cè)力變化的補(bǔ)償模型。針對風(fēng)洞試驗(yàn)動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷信號測量特點(diǎn)，提出了一種基于多分辨分析下小波閾值處理與HHT相結(jié)合的艙門

7、動(dòng)態(tài)六維力信號處理方法，該方法有效地解決了艙門動(dòng)態(tài)開啟過程中非線性、非平穩(wěn)信號的處理難題。
　　風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，本文提出的測試方法可有效地用于艙門動(dòng)態(tài)開啟時(shí)多維氣動(dòng)載荷的測量。所研制的艙門運(yùn)動(dòng)模擬裝置一階固有頻率為161.13Hz，風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖枞葹?.99％，艙門運(yùn)動(dòng)角度誤差在0.05°以內(nèi)，艙門0～110°的最快開啟/關(guān)閉時(shí)間為55ms。壓電式六維力風(fēng)洞天平各向測量的最大非線性誤差和重復(fù)性誤差分別為:0.06％、0.19