飛行器艙門多維氣動載荷風洞測試技術研究.pdf

1、高機動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，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，周圍流場異常復雜，氣流在空腔前緣附近會產(chǎn)生高強度的壓力振蕩，這些振蕩會反作用在艙門上，使艙門受到復雜多變的沖擊載荷作用。因此，在飛行器艙門結(jié)構(gòu)定型之前需要進行風洞試驗，通過開展飛行器

2、艙門在高速運動狀態(tài)下氣動載荷的測試技術研究，分析其氣動載荷變化規(guī)律，對于艙門結(jié)構(gòu)設計、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個分力和3個分力矩的測量原理。針對艙門在快速運動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)和布置方式進行研究，提出了一種基于壓電式三向力傳感器四點支撐式的多維氣動載荷

3、測量方法，建立了六分量壓電天平的測力模型。針對壓電天平的標定技術進行研究，優(yōu)化靜態(tài)標定流程，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。
　　受風洞試驗條件所限，目前無法進行全尺寸飛行器艙門的氣動力試驗，通常的做法是根據(jù)相似準則，進行一定縮尺比的艙門模型氣動力風洞試驗。本文針對這一需求，研制了艙門運動模擬裝置。該裝置主要包含驅(qū)動機構(gòu)、傳動機構(gòu)、執(zhí)行機構(gòu)和測量機構(gòu)。艙門轉(zhuǎn)動角度采用全閉環(huán)的控制方式提高艙

4、門運動位置的精度，中間傳動機構(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動的平穩(wěn)性并滿足風洞試驗模型阻塞度要求。針對模擬裝置的結(jié)構(gòu)進行了有限元分析，得到了各階模態(tài)的主振型和固有頻率，滿足了風洞試驗模型的剛度及固有頻率要求。
　　針對測試系統(tǒng)的動態(tài)特性進行研究，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，對其進行動態(tài)標定，全面考察天平測量動態(tài)載荷的性能。采用脈沖激勵法，同時將天平輸出信號進行快速傅里葉變換，得到了天平

5、的固有頻率和頻響特性曲線，從而通過試驗驗證了艙門運動模擬裝置的固有頻率遠高于風洞試驗時氣動載荷頻率。采用最小二乘法將試驗結(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)時域動態(tài)性能指標。結(jié)合該測試系統(tǒng)為多個二階系統(tǒng)組成的特點，以測試系統(tǒng)的傳遞函數(shù)為基礎，建立了一種基于時間序列的加速度數(shù)學補償模型，得到了理想單位階躍響應下測試系統(tǒng)的加速度力曲線。實驗結(jié)果表明，所提出的加速度補償方法可有效

6、對風洞試驗短時沖擊載荷測量中由加速度引起的氣動載荷過沖振蕩進行補償，提高系統(tǒng)動態(tài)測試精度。
　　艙門快速開啟時，艙門及其傳動部件由于具有一定轉(zhuǎn)動慣量。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)動慣量計算方法進行研究，建立了艙門高速轉(zhuǎn)動下慣性力分離的數(shù)學模型，給出了由于艙門質(zhì)心位置變化引起的升力和側(cè)力變化的補償模型。針對風洞試驗動態(tài)氣動載荷信號測量特點，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、動態(tài)六維力信號處理方法，該方法有效地解決了艙門動態(tài)開啟過程中非線性、非平穩(wěn)信號的處理難題。
　　風洞試驗結(jié)果表明，本文提出的測試方法可有效地用于艙門動態(tài)開啟時多維氣動載荷的測量。所研制的艙門運動模擬裝置一階固有頻率為161.13Hz，風洞試驗模型的阻塞度為0.99％，艙門運動角度誤差在0.05°以內(nèi)，艙門0～110°的最快開啟/關閉時間為55ms。壓電式六維力風洞天平各向測量的最大非線性誤差和重復性誤差分別為:0.06％、0.19