高速风洞动导数试验技术研究

摘要

目前国内外研究机构对非传统构型的和升力体构型的航天飞行器的研究越来越多,和以往常规构型航天飞行器对比,对这类航天飞行器的研究需要准确的预测和精确测量动稳定导数.出于这个目的,中国航天空气动力技术研究院设计并且加工出一套适用于亚跨超声速风洞的强迫振动试验装置,这套试验装置为试验人员准确测量动稳定导数以及研究升力体构型的航天飞行器的非对称交叉、交叉耦合现象提供试验能力.装置原理是通过旋转-支杆-曲柄机构使模型在某一自由度上绕质心做固定振幅的标准正弦运动。这样模型受到的气动力和主振动联系在一块。在试验中，主振动为俯仰／偏航或者滚转自由度上，从而获得静态和动态导数。模型支撑系统分为两部分。尾部支撑部分可以承受最大的气动载荷和直流伺服电机装置的最大扭转力矩。前部支撑部分根据低载荷限制设计，同振动天平和标定风洞试验模型配合。电机驱动内部轴把旋转轴的运动转换到振动天平上，振动天平使机械力转变为试验模型的振动，这就是把旋转运动转换为绕振动天平中心点的俯仰／偏航或者滚转方向的正弦运动。用于俯仰和偏航试验的振动天平元件是HY-1P/Y，通过绕支杆系统旋转90°可以实现俯仰和偏航之间的转换。第二个振动天平元件是HY-1R，它是滚转振动天平。这些天平元件和特别的支杆系统连接在一起，被用于测量振动的风洞试验模型所需要的输入机械位移和对应的扭转力矩。角度位移通过测量一个类似于机械扭力弹簧的应变片得到，力和力矩负载通过测量粘贴在天平臂上的半导体应变片桥路得到。强迫振动试验装置机械的强迫风洞模型在设定好的振幅下振动，振动频率范围为1-20 Hz，试验时俯仰和偏航方向的振幅为±1°，滚转方向为±2°。