飞行器舱门多维气动载荷风洞测试技术研究

摘要

高机动性和隐身性是新一代飞行器的重要特征。为降低飞行阻力、减少雷达反射面积，新一代飞行器普遍采用了有效载荷的内埋装载方式。在投放时，舱门快速开启，有效载荷被以一定速度和姿态推出，与飞行器分离，然后舱门关闭。在高超声速飞行状态下，舱门快速开启或处于一定开度时，周围流场异常复杂，气流在空腔前缘附近会产生高强度的压力振荡，这些振荡会反作用在舱门上，使舱门受到复杂多变的冲击载荷作用。因此，在飞行器舱门结构定型之前需要进行风洞试验，通过开展飞行器舱门在高速运动状态下气动载荷的测试技术研究，分析其气动载荷变化规律，对于舱门结构设计、有效载荷的安全投放均具有重要意义。
　　本文首先对位于高速流场中舱门的受力情况进行分析，根据力和力矩的等效平移原则，确定了舱门冲击载荷测量等效为3个分力和3个分力矩的测量原理。针对舱门在快速运动下冲击载荷的测量要求，采用压电石英传感器作为测力天平的力敏元件，对传感器的结构和布置方式进行研究，提出了一种基于压电式三向力传感器四点支撑式的多维气动载荷测量方法，建立了六分量压电天平的测力模型。针对压电天平的标定技术进行研究，优化静态标定流程，减小压电传感器由于电荷的漂移对测量结果的影响，提高压电天平的静态性能指标。
　　受风洞试验条件所限，目前无法进行全尺寸飞行器舱门的气动力试验，通常的做法是根据相似准则，进行一定缩尺比的舱门模型气动力风洞试验。本文针对这一需求，研制了舱门运动模拟装置。该装置主要包含驱动机构、传动机构、执行机构和测量机构。舱门转动角度采用全闭环的控制方式提高舱门运动位置的精度，中间传动机构采用了扇形接力消隙齿轮结构来保证舱门在高速流场中运动的平稳性并满足风洞试验模型阻塞度要求。针对模拟装置的结构进行了有限元分析，得到了各阶模态的主振型和固有频率，满足了风洞试验模型的刚度及固有频率要求。
　　针对测试系统的动态特性进行研究，采取激振方式对天平施加频率可变、幅值可调的冲击载荷，对其进行动态标定，全面考察天平测量动态载荷的性能。采用脉冲激励法，同时将天平输出信号进行快速傅里叶变换，得到了天平的固有频率和频响特性曲线，从而通过试验验证了舱门运动模拟装置的固有频率远高于风洞试验时气动载荷频率。采用最小二乘法将试验结果与理论模型的均方误差最小作为模态参数识别的准则，建立了测试系统的理论传递函数模型，求取了测试系统时域动态性能指标。结合该测试系统为多个二阶系统组成的特点，以测试系统的传递函数为基础，建立了一种基于时间序列的加速度数学补偿模型，得到了理想单位阶跃响应下测试系统的加速度力曲线。实验结果表明，所提出的加速度补偿方法可有效对风洞试验短时冲击载荷测量中由加速度引起的气动载荷过冲振荡进行补偿，提高系统动态测试精度。
　　舱门快速开启时，舱门及其传动部件由于具有一定转动惯量。因此，所产生的惯性力将混叠在天平的测量结果中，文中针对各部件的转动惯量计算方法进行研究，建立了舱门高速转动下惯性力分离的数学模型，给出了由于舱门质心位置变化引起的升力和侧力变化的补偿模型。针对风洞试验动态气动载荷信号测量特点，提出了一种基于多分辨分析下小波阈值处理与HHT相结合的舱门动态六维力信号处理方法，该方法有效地解决了舱门动态开启过程中非线性、非平稳信号的处理难题。
　　风洞试验结果表明，本文提出的测试方法可有效地用于舱门动态开启时多维气动载荷的测量。所研制的舱门运动模拟装置一阶固有频率为161.13Hz，风洞试验模型的阻塞度为0.99％，舱门运动角度误差在0.05°以内，舱门0～110°的最快开启/关闭时间为55ms。压电式六维力风洞天平各向测量的最大非线性误差和重复性误差分别为:0.06％、0.19％，向间干扰在1.94％以内，满足了高超声速飞行器舱门运动及其多维气动力测量的要求。因此，本论文开展的舱门动态气动载荷测试技术研究对于新一代飞行器舱门的设计、材料选择、加深舱门表面流激振荡发声机理及声与流动耦合作用规律的认识等方面具有重要的研究意义。