再入飛行器壓心測(cè)量方式范文

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《空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)》2014年第三期

1常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)中飛行器壓心的測(cè)量

1．1常規(guī)飛行器壓心的測(cè)量計(jì)算方法風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，飛行器壓力中心系數(shù)珚xcp一般按下面公式進(jìn)行近似計(jì)算。從壓力中心計(jì)算公式中可以看出，壓力中心的大小取決于俯仰力矩系數(shù)Cm和法向力系數(shù)CN，而俯仰力矩是由法向力和軸向力共同產(chǎn)生的，所以在常規(guī)風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)中壓力中心的計(jì)算是將軸向力產(chǎn)生的俯仰力矩等價(jià)為法向力額外產(chǎn)生的俯仰力矩，而且求得的壓力中心是飛行器受到空氣動(dòng)力合力R與飛行器縱軸的交點(diǎn)。飛行器在飛行中受到氣動(dòng)力的作用，其中法向力和軸向力均會(huì)引起對(duì)飛行器質(zhì)心的俯仰力矩［15］。對(duì)于常規(guī)外形飛行器，軸向力一般較法向力小一個(gè)量級(jí)或者更多，而且軸向力對(duì)質(zhì)心的力臂要比法向力對(duì)質(zhì)心的力臂小得多，從而軸向力對(duì)俯仰力矩的貢獻(xiàn)是次要的，所以對(duì)于常規(guī)布局飛行器，利用常規(guī)計(jì)算公式可以近似得到飛行器壓力中心的位置。并且在攻角不大的情況下，常近似地把總升力在縱軸上的作用點(diǎn)作為飛行器的壓力中心［16］。

1．2再入飛行器壓心測(cè)量的困難對(duì)于小長(zhǎng)細(xì)比再入飛行器，其升阻比比較小，小攻角時(shí)軸向力大于法向力，而且軸向力對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩和法向力對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩的量值相當(dāng)，而且隨著攻角的增加，軸向力對(duì)俯仰力矩的貢獻(xiàn)逐漸增加，并逐漸大于法向力對(duì)俯仰力矩的貢獻(xiàn)，這時(shí)對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩主要是由軸向力提供的，這時(shí)如果依然使用式（1）和式（2）的方法來(lái)計(jì)算壓力中心，則誤差較大，而且無(wú)法真實(shí)反映出飛行器的真實(shí)壓心位置。如圖1所示，在常規(guī)測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)中，測(cè)量天平可以測(cè)量出飛行器的氣動(dòng)力和對(duì)天平參心的氣動(dòng)力矩，如此只能得到氣動(dòng)力R（即軸向力與法向力的合力）的大小、方向及氣動(dòng)力對(duì)天平參心力臂d的大小，如果利用常規(guī)的壓力中心計(jì)算方法，則求得的壓力中心位置為氣動(dòng)力與飛行器縱軸的交點(diǎn)CP′，而不是飛行器壓力中心的準(zhǔn)確位置CP。

2再入飛行器壓心準(zhǔn)確測(cè)量解決方案

風(fēng)洞試驗(yàn)中，從靜態(tài)的測(cè)量方式，天平測(cè)量飛行器的氣動(dòng)力和力矩，只能得到軸向力與法向力合力的大小、方向及該合力力臂的大小，無(wú)法得到合力的作用點(diǎn)即壓心的位置。而從動(dòng)態(tài)的觀點(diǎn)來(lái)看，飛行器在攻角連續(xù)變化時(shí)，其所受到的氣動(dòng)力和力矩是連續(xù)變化的，則其壓力中心也是連續(xù)變化的。飛行器在攻角變化時(shí)，其所受到的氣動(dòng)力合力在體軸系中的方向也會(huì)發(fā)生變化，即氣動(dòng)力合力在體軸坐標(biāo)系中是隨攻角變化旋轉(zhuǎn)的，壓力中心即為是合力作用線的旋轉(zhuǎn)中心，但該旋轉(zhuǎn)中心的位置隨攻角應(yīng)是變化的。

3準(zhǔn)確測(cè)量試驗(yàn)方法與結(jié)果

對(duì)于上述壓力中心測(cè)量和計(jì)算方法，除了測(cè)量飛行器在每個(gè)姿態(tài)下的氣動(dòng)力之外，還需要得到飛行器在每個(gè)狀態(tài)下氣動(dòng)力隨攻角變化的導(dǎo)數(shù)。在常規(guī)試驗(yàn)中，攻角機(jī)構(gòu)采用階梯站位變化形式，測(cè)量的攻角個(gè)數(shù)較少，以此求得氣動(dòng)力隨攻角變化導(dǎo)數(shù)的誤差較大，從而得到壓力中心的誤差也比較大。隨著風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)的發(fā)展，近年已有風(fēng)洞在進(jìn)行定常測(cè)力試驗(yàn)時(shí)采用攻角連續(xù)變化和數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)采集的試驗(yàn)技術(shù)，這些技術(shù)不僅可以明顯減少試驗(yàn)吹風(fēng)時(shí)間，降低試驗(yàn)成本，更能夠大幅度增加試驗(yàn)數(shù)據(jù)的數(shù)量，精確反映被研究對(duì)象氣動(dòng)特性隨攻角變化的規(guī)律。

3．1攻角連續(xù)變化和數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)采集試驗(yàn)技術(shù)攻角連續(xù)變化和數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)采集試驗(yàn)技術(shù)主要包括風(fēng)洞流場(chǎng)控制、攻角連續(xù)變化控制及數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)采集與處理等三個(gè)方面。試驗(yàn)時(shí)，系統(tǒng)控制風(fēng)洞啟動(dòng)，當(dāng)流場(chǎng)建立并穩(wěn)定后，攻角控制系統(tǒng)開始控制攻角機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)，當(dāng)機(jī)構(gòu)到達(dá)給定攻角起點(diǎn)并開始勻速變化時(shí)，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)開始對(duì)氣流參數(shù)、攻角和天平輸出按對(duì)應(yīng)時(shí)序?qū)崟r(shí)同步采集，直到攻角機(jī)構(gòu)到達(dá)攻角范圍終點(diǎn)，機(jī)構(gòu)快速回零，風(fēng)洞關(guān)車，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集末零，試驗(yàn)結(jié)束。對(duì)于超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)說，當(dāng)風(fēng)洞阻塞比滿足要求，只要攻角變化速度適合，就能獲得穩(wěn)定的流場(chǎng)。經(jīng)過標(biāo)模試驗(yàn)以及大量型號(hào)試驗(yàn)的對(duì)比與分析，連續(xù)攻角試驗(yàn)結(jié)果與階梯攻角試驗(yàn)結(jié)果一致性很好，滿足試驗(yàn)精準(zhǔn)度要求，表明連續(xù)攻角變化采集的試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果可靠。圖3為M＝2．01時(shí)AGARD－B標(biāo)模測(cè)力試驗(yàn)中連續(xù)攻角與階梯攻角的部分氣動(dòng)特性曲線對(duì)比。其中連續(xù)攻角試驗(yàn)中，攻角的運(yùn)行速度為3°／s，采集頻率為100Hz。

3．2試驗(yàn)結(jié)果與分析攻角連續(xù)變化運(yùn)行方式可以得到模型隨攻角變化的非常密集的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)這些數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行曲線擬合，得到再入飛行器氣動(dòng)力和力矩隨攻角變化的函數(shù)關(guān)系。使用本文的方法，可以得到壓力中心隨攻角的變化規(guī)律以及不同攻角處CN和CA分別對(duì)Cm的貢獻(xiàn)量。圖4為某再入飛行器壓力中心隨攻角變化示意圖（M＝4．0），從圖4可以看出，隨著攻角的負(fù)向增大，壓力中心的位置沿著軸向前移，并逐漸遠(yuǎn)離模型的對(duì)稱軸。

4結(jié)論

（1）對(duì)于再入飛行器，本文計(jì)算方法可以得到飛行器壓力中心的準(zhǔn)確位置。研究發(fā)現(xiàn)，在飛行器攻角較大時(shí)，飛行器壓力中心坐標(biāo)值與常規(guī)計(jì)算值差異較大，主要原因是：常規(guī)計(jì)算中近似認(rèn)為Cm完全是由CN產(chǎn)生的，常規(guī)計(jì)算值為飛行器受到的氣動(dòng)力與飛行器縱軸的交點(diǎn)坐標(biāo)值；對(duì)于再入飛行器，一定攻角范圍內(nèi)，CA大于CN，且Cm主要是由CA產(chǎn)生的，CN對(duì)Cm的貢獻(xiàn)量很小甚至為負(fù)值，此時(shí)需要仔細(xì)分析CA和CN對(duì)Cm的影響量。（2）本文計(jì)算方法需要測(cè)量飛行器氣動(dòng)力和力矩對(duì)攻角的導(dǎo)數(shù)，而采用攻角連續(xù)變化運(yùn)行方式進(jìn)行數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)采集，可以得到飛行器固定狀態(tài)附近比較密集的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為計(jì)算的準(zhǔn)確性提供保障。（3）通過本方法可以解決再入飛行器壓力中心的準(zhǔn)確測(cè)量與預(yù)測(cè)的問題，獲取壓力中心準(zhǔn)確位置及其隨攻角變化規(guī)律，對(duì)于再入飛行器質(zhì)心位置設(shè)計(jì)和姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有很好的參考意義。

作者：秦永明魏忠武董金剛陳強(qiáng)張江單位：中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院