2.4m跨聲速風洞推力矢量試驗測力系統(tǒng)研制與應用

苗 磊, 謝 斌, 李建強, 李耀華, 黃存棟, 賈 巍, 馬 濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

2.4m跨聲速風洞推力矢量試驗測力系統(tǒng)研制與應用

苗 磊*, 謝 斌, 李建強, 李耀華, 黃存棟, 賈 巍, 馬 濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

推力矢量控制(TVC)技術能實現(xiàn)飛行器過失速機動飛行，使飛行器突破失速障、增強機敏性，在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。在2.4m跨聲速風洞推力矢量試驗中，采用3臺六分量應變天平和2個獨立的空氣橋系統(tǒng)來實現(xiàn)飛機模型氣動力和2個尾噴管轉向噴流推進特性同時分別測量。推力矢量試驗模型扁平外形使測力系統(tǒng)的布局及結構設計受到較大限制，狹小的模型內部需布置3臺六分量天平、2套獨立的空氣橋系統(tǒng)及管路、支撐系統(tǒng)、壓力測量系統(tǒng)等，采用傳統(tǒng)方式無法完成如此復雜的系統(tǒng)設計，更無法完成高壓條件下空氣橋系統(tǒng)與測力天平的匹配設計。在測力系統(tǒng)的研制中，采用了一體化設計理念和剛度匹配設計方法，結合ANSYS有限元軟件較好地解決了系統(tǒng)各部件的布局及結構優(yōu)化等問題。天平校準結果和風洞試驗結果證明測力系統(tǒng)滿足推力矢量試驗需求。

推力矢量；風洞天平；有限元；校準

0 引 言

推力矢量控制技術能實現(xiàn)飛行器過失速機動飛行，使飛行器突破失速障、增強機敏性，在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。推力矢量風洞試驗要求在精確模擬來流和矢量噴流氣動力效應下，測量推力矢量噴管氣動性能和矢量噴流對飛行器的氣動力干擾。推力矢量控制技術已成為先進戰(zhàn)斗機的必備技術[1]和重要標志。

國內外主要氣動試驗研究機構和研究人員已開展了大量的推力矢量試驗模擬和測量方法技術研究。NASA蘭利研究中心在20世紀70～80年代，發(fā)展了完善的全機和飛機后體測力及推力轉向噴管地面試驗臺，進行了大量的研究試驗，在推力轉向技術的發(fā)展過程中起到了重要作用；俄羅斯的多座低速風洞均具有推力矢量試驗技術。中國航天空氣動力技術研究院FD-09低速風洞利用YF-16標模作為研究對象開發(fā)了一種推力矢量試驗系統(tǒng)[2], 采用六分量常規(guī)測力天平和推力矢量傳感器以及總壓傳感器等，測量得到了推力矢量噴流對全機氣動性能的影響以及噴管的氣動性能。綜觀這些試驗方法和技術，大致可歸為3類：一是重點面向飛行器飛行控制律設計的轉向噴流對飛行器氣動干擾試驗技術[3-4]；二是可同時進行噴管特性與飛行器氣動特性模擬和分別測量的試驗技術[3]；三是面向矢量噴管和發(fā)動機推進特性研究的噴管特性試驗臺[3]。國內氣動研究機構在高速風洞中的噴管轉向噴流推進特性測量方面的研究多以單尾噴管為研究對象，即便有面向雙噴管的，也是將2個噴管矢量噴流推進特性一體測量，不能對2個噴管噴流推進特性同時分別測量。而現(xiàn)代先進戰(zhàn)斗機在飛行過程中不可避免地會出現(xiàn)2個噴管噴流非對稱偏轉、流量不相等的飛行狀態(tài)，因而客觀上對2個尾噴管轉向噴流推進特性及其對飛機高速氣動干擾同時分別測量提出了需求。在早期的單尾噴管推力矢量試驗中，中國航天空氣動力技術研究院采用六分量天平與傳感器相結合的方式[2]進行測量，中國空氣動研究中心高速所采用2臺六分量天平的方式進行。利用3臺六分量天平進行雙尾噴管的高速風洞推力矢量試驗，國內尚未見到公開報道。

中國空氣動研究中心高速所利用 2.4m跨聲速風洞試驗段尺寸與結構特點與優(yōu)勢，開展了雙發(fā)飛行器推力矢量試驗技術研究。試驗系統(tǒng)的基本構成如圖1所示。為開展該項研究研制了專用測力系統(tǒng)，采用2臺推力天平及空氣橋系統(tǒng)(包含空氣管路和波紋管等)分別同時測量左右矢量噴管的氣動特性，1臺全機天平測量飛機的氣動特性。圖2展示了測力系統(tǒng)的構成。

1 測力系統(tǒng)設計

1.1 設計條件及目標

設計條件如下：來流馬赫數(shù)為Ma0.3～1.2；模型迎角-10°～60°；噴管偏角-20°～20°；噴流總質量流量0～3kg/s；波紋管系統(tǒng)最大承壓6MPa；天平設計載荷如表1所示。

名稱Y/NMz/(N·m)X/NMx/(N·m)Z/NMy/(N·m)全機天平15000100012004802200500推力天平1200200800501200200

總體設計目標：(1) 天平精準度高，其中主天平及單獨推力天平各分量校準不確定度優(yōu)于0.3%，帶空氣橋系統(tǒng)憋氣及噴流狀態(tài)下，推力天平軸向力分量校準不確定度優(yōu)于0.3%，推力天平的法向力、側向力、俯仰及偏航力矩分量校準不確定度優(yōu)于2%；(2) 測力系統(tǒng)密封性能良好，無漏氣現(xiàn)象。

1.2 設計難點

推力矢量試驗模型內部需布置彼此不接觸的一臺或多臺測力天平、空氣橋系統(tǒng)等，要求模型外形尺寸大、內部空間大。為減小噴流氣體遇風洞洞壁反射及洞壁干擾等影響，飛行器的推力矢量試驗一般都在大尺寸風洞進行，但即使在大尺寸風洞進行該類型試驗，模型內部的可用空間與布置測力系統(tǒng)的空間需求之間也存在較大矛盾。推力矢量試驗中，高壓氣體流量與壓力的精確控制關系到矢量噴管氣動特性的準確模擬，這涉及高壓氣體從非測量部件到測量部件轉化處、各部件連接處等多處結構的高壓密封問題，試驗模型內部狹小的可用空間使解決測力系統(tǒng)的高壓密封問題面臨了較大困難。測力試驗中，天平性能的好壞決定測量數(shù)據(jù)的優(yōu)良，對于推力矢量這樣復雜程度較高的風洞試驗來講，如何保證天平在惡劣條件下性能的穩(wěn)定與可靠是設計者面臨的又一難題。圍繞實現(xiàn)雙發(fā)飛行器的繞流和2個噴管在常溫空氣介質條件下的噴流同時精細模擬以及2個噴管噴流推進特性和飛機模型氣動特性的同時分別精確測量，本次研制工作的難點可歸納為以下4點：

(1) 模型內部各零部件的布局安裝及結構設計；

(2) 狹小空間條件下，測力系統(tǒng)的高壓密封；

(3) 多次拆裝對天平精確測量的影響；

(4) 惡劣試驗條件下，天平穩(wěn)定性能的保持。

1.3 技術措施

1.3.1一體化設計

所謂一體化設計是指將模型、支撐系統(tǒng)、天平、管路、波紋管等天平測力系統(tǒng)的每一個部件作為影響系統(tǒng)性能的參數(shù)來考量，一個參數(shù)或者多個參數(shù)的耦合變化將影響整個系統(tǒng)的設計。因此，該天平測力系統(tǒng)的設計是一種多參數(shù)、多目標的耦合設計。

測力系統(tǒng)設計中，天平結構的選擇是首要目標，它決定整個測力系統(tǒng)的布局與安裝。推力矢量試驗的特殊性使天平中心與模型力矩參考點無法重合，將產(chǎn)生附加力矩，造成天平的設計力矩相對于力而言更大，這使天平更容易產(chǎn)生較大的彎曲變形，使噴管與模型更容易發(fā)生碰撞，所以天平在相同直徑條件下具有更大剛度是該類型試驗中天平結構選擇的首要目標。結合本次研究所用模型外形扁平的特點，其模型內部法向空間受限，而軸向和側向空間的限制相對較小，故選擇相同直徑條件下剛度更大的桿式結構天平[5-6]，用于全機和噴管氣動特性的測量。

根據(jù)本次試驗模型的特點及流量控制要求，主天平、推力天平、空氣管路、波紋管及殼體采用并行串聯(lián)的布局安裝方式，主天平與推力天平及空氣管路之間構成并行關系，如圖3所示。推力天平、空氣管路、波紋管及殼體構成串聯(lián)關系，如圖4所示。其中，3臺天平的軸線與空氣管路軸線平行，空氣管路連接段軸線與波紋管及殼體軸線重合，殼體將波紋管及空氣管路包裹在內，天平固定端與空氣管路連接，天平自由端通過過渡接頭與波紋管及殼體連接。為實現(xiàn)高壓氣流從非測量部件到測量部件之間的轉換，波紋管需與空氣管路連接段固連。推力矢量試驗時，更換不同噴管與殼體相連，二者軸線重合，噴管承受的氣動載荷通過殼體傳遞到天平測量元件上，為保證空氣管路連接段與波紋管及殼體軸線重合，同時減小因噴管軸線與天平軸線不重合而產(chǎn)生的附加力矩，根據(jù)模型內部空間位置特點，空氣管路采用雙“Z”型結構，如圖5所示。通過布局結構優(yōu)化，最終獲得測力系統(tǒng)的詳細布局如圖2所示。

測力系統(tǒng)布局完成后，進行各部件的詳細結構設計。該測力系統(tǒng)的詳細設計目標包括：(1) 天平各分量具有合適的靈敏度，本次研究中要求天平各分量的最大輸出不小于0.3mV/V；(2) 空氣管路中任何截面處的氣流流通面積須不小于噴管喉道面積；(3) 天平、支撐系統(tǒng)、空氣管路、殼體等需具備足夠的剛度，受載后各部件不能發(fā)生接觸；(4) 波紋管[7-10]對推力天平的影響較小，在滿足6MPa外壓的強度要求下，具有最小的剛度系數(shù)。本次研究中，軸向力作用下，波紋管對天平的影響不大于1%；法向力及側向力作用下，波紋管對天平的影響不大于2%；俯仰力矩及偏航力矩作用下，波紋管對天平的影響不大于20%。波紋管對天平影響量的大小與測力系統(tǒng)的整體布局相關，不同的布局方式，影響量不同。設計目標中，天平的剛度與靈敏度是一對矛盾體，二者無法兼顧，需根據(jù)具體的試驗類型及需求確定以剛度為主或者以靈敏度為主，本次研究以剛度為主。管路的流通面積與其內徑、波紋管外徑和殼體內徑3個參數(shù)相關，而管路的內、外徑及長度3個參數(shù)又影響其剛度；波紋管的內外直徑及長度3個參數(shù)影響其各自由度方向的剛度系數(shù)；殼體的內外直徑及長度3個參數(shù)與其剛度相關；模型內腔尺寸參數(shù)與其強度及剛度直接相關。設計中，任何一個參數(shù)的改變都可能影響整個測力系統(tǒng)的性能，甚至影響推力矢量試驗能否開展。傳統(tǒng)的單目標天平結構設計方法無法滿足這樣復雜的系統(tǒng)設計要求。一體化設計方法[11]能夠解決這種多參數(shù)、多目標的耦合設計難題。

一體化設計的核心思想是：模型結構參數(shù)化，分析耦合化。對本次測力系統(tǒng)而言，涉及的參數(shù)較多，影響各部件自身性能的是一級參數(shù)，影響各部件之間裝配關系的相關尺寸是關系測力系統(tǒng)整體性能的二級參數(shù)。例如：影響天平自身性能的一級參數(shù)包括：(1) 天平直徑、長度，天平各測量梁、支撐梁的長、寬、高；(2) 各測量梁在天平體上的相對位置；(3) 各測量梁之間的相對位置；(4) 斷開槽的尺寸及相對位置；(5) 天平各等值段的長度等。與天平相關的二級參數(shù)是天平連接端的尺寸。為了將模型結構參數(shù)化、分析耦合化有機結合，本次研究中引入了ANSYS有限元軟件，在其建模模塊中進行參數(shù)化模型構建，定義各個一級參數(shù)和二級參數(shù)；在其靜力學分析模塊中進行耦合分析，對各參數(shù)模型施加不同的設計載荷，評判天平的靈敏度，3臺天平之間以及噴管與模型之間的位置變化，波紋管對天平靈敏度的影響等結果。若不能達到測力系統(tǒng)的設計目標，則調整其中相關參數(shù)，直至達到設計目標。圖6 展示了一體化設計中推力天平與波紋管之間的耦合分析流程。

通過一體化設計方法確定的全機天平最終結構如圖7所示。天平前后測量單元采用結構簡單的兩柱梁形式，軸向力測量單元采用支撐片與“π”梁相結合的形式。采用“π”梁的好處是：應變計粘貼區(qū)域的應變均勻，其它分量在該區(qū)域產(chǎn)生的干擾應變小，且可以通過調整應變計的粘貼位置來部分抵消干擾。天平前后連接端均采用圓錐配合方式，確保大力矩作用下連接的可靠性。全機天平各測量單元的有限元計算應變如表2所示。 推力天平的三維結構如圖8所示，天平前后測量元件采用8個柱梁，天平軸向力測量單元采用支撐片與“π”梁相結合的形式，天平的固定端采用矩形方塊定位與螺栓、楔子鎖緊相結合的方式，將天平與空氣管路二者固連。天平的自由端采用法蘭盤連接，利用圓柱銷、法蘭端面及高強度螺栓將天平與波紋管和殼體準確定位并固連。推力天平在不同狀態(tài)下的計算應變如表3所示。圖9展示了完整的推力矢量試驗天平測力系統(tǒng)結構。

名稱YMzXMxZMy貼片處應變(×10?6)445480390270170340

應變(×10?6)YMzXMxZMy推力天平205560270175207558推力天平帶空氣橋系統(tǒng)0MPa2044402681412044781MPa1984002671402034422MPa191370266137201402

1.3.2系統(tǒng)密封

推力矢量試驗中，要實現(xiàn)噴管出口處的壓力值達到設計目標，試驗系統(tǒng)除具有高精度的流量控制系統(tǒng)外，其中的測力系統(tǒng)須具備高質量的密封性能。常見的密封方式可以分為接觸式和非接觸式2種，非接觸式密封適用于內外壓差不大的情況，且無法實現(xiàn)完全密封，接觸式密封適用于各種情況，且適當?shù)拿芊夥绞侥軐崿F(xiàn)完全密封。推力矢量試驗中，測力系統(tǒng)內外壓差最大可達6MPa，采用接觸式密封。接觸式密封多以端面法蘭連接和徑向圓柱配合等形式出現(xiàn)，其中，端面法蘭連接的密封材料可采用壓縮量較大的O形橡膠圈或者壓縮量較小的金屬墊圈；徑向圓柱配合的密封材料多采用O形橡膠圈。各部件的可靠連接是天平測力系統(tǒng)準確測量的前提，影響連接可靠性的因素包含密封材料和連接方式。壓縮量較大的O形橡膠圈或其它非金屬類密封材料由于其自身的不穩(wěn)定性將對系統(tǒng)各分量的系數(shù)產(chǎn)生較大影響，圖10展示了2種不同密封材料對天平主項系數(shù)的影響。測力系統(tǒng)靜態(tài)校準及風洞試驗過程中，部分零件將多次拆裝，為保證拆裝的可操作性，2個圓柱配合的部件之間必然存在間隙，當分別承受正負力及力矩時，將產(chǎn)生不對稱變形，影響天平各項系數(shù)的準確獲取。因此，在本次密封結構的設計中，密封材料選擇紫銅墊圈，而密封方式采用端面法蘭連接形式，法蘭端面在高強度螺栓的預緊力作用下擠壓紫銅墊圈，利用紫銅墊圈的塑性變形密封高壓氣體。紫銅墊圈產(chǎn)生塑形變形后，其性能穩(wěn)定，有利于保證測力系統(tǒng)的連接可靠性。

1.3.3校準與試驗狀態(tài)的一致性

測力系統(tǒng)要實現(xiàn)精確測量的關鍵因素包括：(1) 測量單元(天平)性能穩(wěn)定可靠；(2) 各部件連接可靠；(3) 校準與試驗狀態(tài)一致。測力系統(tǒng)靜態(tài)校準前，要求波紋管在與其它部件裝配后處于不受力的自然狀態(tài)，試驗前后波紋管反復拆裝將不會影響其使用性能。實際使用過程中，因密封圈受螺栓預緊力后產(chǎn)生不同程度的塑性變形，以及各零件存在一定的加工誤差，系統(tǒng)裝配后，波紋管實際的工作狀態(tài)是微量的壓縮或拉伸，不同安裝狀態(tài)會影響波紋管的使用性能。因此，測力系統(tǒng)的校準工作須基于波紋管的一次安裝，且該安裝狀態(tài)須保持到風洞試驗完成之后。使用過程中如果出現(xiàn)波紋管重新安裝的情況，測力系統(tǒng)則需重新校準。測力系統(tǒng)中，推力天平采用“L”型結構，空氣管路采用雙“Z”型結構，它們的剛度分配在各自由度方向上均不對稱，為保證天平測量的精準度，單獨天平校準與天平帶空氣橋系統(tǒng)校準的支撐裝置需一致，這樣可以將不對稱剛度的影響作為系統(tǒng)誤差來考量。

1.3.4溫度補償與防護

推力天平帶空氣橋系統(tǒng)長時間的噴流校準會造成管路、天平表面出現(xiàn)冷凝水甚至結冰，如圖11所示。為保證校準過程中天平性能穩(wěn)定，需對天平進行溫度補償及防護處理。其中，溫度補償解決低溫對天平的影響，防護處理解決潮濕環(huán)境對天平的影響。溫度補償在天平校準前進行，由于應變計具有溫度自補償能力，且認為天平的彈性模量E和應變計靈敏度系數(shù)K不隨溫度改變，所以只對天平的橋路進行溫度補償。圖12和13展示了推力天平1在溫度補償前后各單元的溫度特性。防護處理含2個方面：一是溫度補償后在應變計、焊點表面采用南大705硅橡膠進行敷設，涂層厚度不宜超過0.5mm，如圖14所示；二是噴流校準中，天平周圍局部空間的濕度控制，利用柔性較好的油紙將天平包裹，天平的自由端不能與油紙發(fā)生接觸，向包裹層內部輸送干燥氣體，以排出天平周圍的潮濕空氣，避免天平表面出現(xiàn)冷凝水或結冰，如圖15所示。溫度補償與防護措施的實施很好地解決了天平在低溫高濕環(huán)境下的長期穩(wěn)定性問題。

2 靜態(tài)校準

3臺天平的靜態(tài)校準均在六自由度全自動校準臺上完成，校準臺實物如圖16所示。推力天平的靜態(tài)校準包括以下幾種狀態(tài)：

(1) 單獨天平校準；

(2) 天平帶空氣橋系統(tǒng)校準；

(3) 天平帶空氣橋系統(tǒng)加壓校準；

(4) 天平帶空氣橋系統(tǒng)噴流校準[12-14]。

其中，天平校準是基礎，它是檢驗天平性能，修正空氣橋系統(tǒng)影響的關鍵環(huán)節(jié)；加壓校準是考核壓力對空氣橋系統(tǒng)及天平的影響；噴流校準是考核流量、壓力、溫度對空氣橋系統(tǒng)及天平的影響。圖17和18分別展示了加壓與噴流校準。表4展示了全機天平的靜校結果。表5展示了典型狀態(tài)下推力天平1的靜態(tài)校準結果。

YMzXMxZMy校準不確定度/%0．080．090．110．150．100．12

表5 推力天平1校準結果Table 5 Calibration result of the thrust balance 1

3 風洞試驗

雙發(fā)飛行器模型推力矢量試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所的2.4m×2.4m跨聲速風洞中完成，試驗馬赫數(shù)為 0.3、0.6 和 1.2，模型名義迎角范圍10°～60° ，名義偏航角為 0° ，噴管偏角為0° 、20° ，噴流落壓比 0～9，基于模型機翼氣動弦長的試驗雷諾數(shù)Re為(2.4～7.3)×106。試驗中，首先根據(jù)噴管的落壓比，通過流量控制系統(tǒng)來調整空氣通路中高壓氣體的流量，當落壓比達到設定值時，打開風洞閥門，進行變迎角的測試試驗。圖19～21分別展示了馬赫數(shù)0.6、流量100g/s狀態(tài)下，推力天平1、2及主天平的軸向力試驗精度。

4 結 論

2.4m跨聲速風洞推力矢量試驗測力系統(tǒng)是中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所研制的第一套雙發(fā)飛行器模型推力矢量試驗專用測力系統(tǒng)，天平靜校及風洞試驗結果表明：

(1) 設計過程中采用的一體化設計方法和基于剛度匹配的耦合分析方法，可有效解決狹小空間內測力系統(tǒng)的布局及零部件的結構優(yōu)化問題；

(2) 溫度補償及防護措施的實施很好地保證了天平在低溫高濕環(huán)境下的長期穩(wěn)定性；

(3) 該測力系統(tǒng)達到了總體設計目標值，同時滿足本次推力矢量試驗要求;

(4) 波紋管對天平力矩分量的影響較大，在今后的研究工作中，需進一步從測力系統(tǒng)的整體布局設計及波紋管與天平的剛度匹配設計等多方面入手，對系統(tǒng)結構進行優(yōu)化，以降低波紋管對天平測量的影響。

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Developmentandapplicationofthemeasurementsystemforthrustvectoringtestsat2.4m×2.4mtransonicwindtunnel

Miao Lei*, Xie Bin, Li Jianqiang, Li Yaohua, Huang Cundong, Jia Wei, Ma Tao

(China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

The thrust vectoring control (TVC) technology enables aircraft to fly in post-stall maneuver, which is very important for breaking through obstacle stall, enhancing mobility and improving take-off/landing and cruise performance. For TVC test at 2.4m×2.4m transonic wind tunnel, three six-component strain-gauge balances and two separate air systems are applied to respectively measure the performance of the whole model and nozzles at the same time. The thrust vector test model is flat, so that the layout and structure design of the measurement system is constrained. In the small internal model, it is very difficult to set up three six-component balances, two separate air bridge systems and pipeline, a supporting system, a pressure measurement system and so on. The complex system design cannot be realized by traditional methods and neither can the matching design of the air bridge system and the force balance under the condition of high pressure be accomplished. In the development of the measurement system, the integrated design concept and the stiffness matching design method are adopted. Combined with ANSYS finite element software, the layout and structure optimization of each component of the system have been solved. The results of balance calibration and wind tunnel test prove that the measurement system meets the requirement of thrust vector test.

thrust vector; wind tunnel balance; finite element; calibration

2016-11-14;

2017-07-11

*通信作者 E-mail: miaogangsir@sina.com

MiaoL,XieB,LiJQ,etal.Developmentandapplicationofthemeasurementsystemforthrustvectoringtestsat2.4m×2.4mtransonicwindtunnel.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 78-85. 苗 磊, 謝 斌, 李建強, 等. 2.4m跨聲速風洞推力矢量試驗測力系統(tǒng)研制與應用. 實驗流體力學, 2017, 31(6): 78-85.

1672-9897(2017)06-0078-08

10.11729/syltlx20160105

TH715.1+12；V211.74

A

苗磊(1982-)，男，四川三臺人，工程師。研究方向：風洞應變天平研制與應用。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號(621000)。E-mail:miaogangsir@sina.com

(編輯：李金勇)