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全尺寸内埋武器舱舱门铰链力矩测量方法
彭超, 王玉花, 汪多炜, 谭显慧    
中国空气动力研究与发展中心, 四川绵阳 621000
摘要: 全尺寸内埋武器舱舱门铰链力矩测力试验使用真实弹舱模型,为了不破坏武器弹舱的完整性,它既不允许在模型上安装铰链力矩天平来完成铰链力矩的测量,也不允许在舱门表面加工测压孔,通过测压试验的方法进行铰链力矩的测量。根据对全尺寸内埋武器舱舱门的结构特点及受载情况进行分析,提出了全尺寸内埋武器弹舱舱门铰链力矩的测量方法:专门设计的模拟短梁及加载装置,既可以实现单点加载也可以多点同时加载;在旋转作动器的耳片上粘贴A、B 2组应变计,分别组成半桥工作模式;舱门安装前,使用模拟短梁及加载装置,对各个耳片单独施加力和力矩载荷,通过叠加法、均值法求取铰链力矩公式;舱门安装后,利用大小舱门间的转轴及加载装置,对舱门实施单点加载或多点同时施加不同载荷,通过迭代法验证铰链力矩公式的可靠性,较好地实现了真实弹舱舱门铰链力矩的测量。
关键词: 内埋武器     舱门     铰链力矩     校准     短梁     风洞试验    
A hinge moment measuring method for the full scale internal weapon cavity door
Peng Chao , Wang Yuhua, Wang Duowei, Tan Xianhui     
China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China
Abstract: The real weapon cavity model is used in the hinge moment measurement test of the full scale internal weapon cavity door. It is not allowed to install the special hinge moment balance on the weapon cavity door for measuring the hinge moment. Besides, it is not allowed to process holes on the weapon cavity door's surface for measuring the hinge moment by pressure measurement. The hinge moment measurement method for the weapon cavity door is put forward:the simulation short beam and the loading device are specially designed to ensure consistency of the calibration state and the test state and to achieve the single-point loading and multi-point loading simultaneously; the strain gauge is sticked on the ear-flake of actuator, which is made of the half-bridge; before the weapon cavity door installation, varying force and moment are exerted on each ear-flake of the actuator independently to acquire the hinge moment formula by using superposition method and average method, and after the weapon cavity door installation, varying force and moment are exerted on the ear-flake of the actuator at a single-point or multiple-points simultaneously to verify the hinge moment formula by using iterative method. The calibration of hinge moment is accomplished in this way. The hinge moment acting on the weapon cavity door is acquired in wind tunnel test.
Key words: internal weapon     cavity door     hinge moment     calibration     short beam     wind tunnel test    
0 引言

随着F22、F35等第四代战斗机的出现,人们普遍认识到机载武器内埋的重要性,一方面武器内埋能够使作战飞机的外形更加简洁,减少敌方雷达波的反射;另一方面由于阻力和结构振动等原因,外挂武器的飞机难以作长时间的超声速巡航[1,2]。为了满足隐身和超声速巡航的需要,新一代战斗机大都采用内埋式武器装载方式[3]。当要求进行武器发射时,武器内埋系统需要完成舱门迅速开启、武器出舱与分离投放、发射装置收回、舱门快速关闭等动作[4,5,6]。因此,在舱门研制过程中,为了保证飞机具有良好的机动性和跟随性,准确测量舱门上承受的铰链力矩显得尤为重要,以便为研制舱门作动器及相关控制系统提供依据[7,8]

目前,在风洞试验中,较为成熟的铰链力矩测量方法有全模型试验方法、半模型试验方法及测压法等。前2种方法都是根据飞行器的特点及测量要求设计专用的铰链力矩天平安装在飞行器上,通过风洞试验测量出作用在飞行器操纵面或全动翼面模型上的铰链力矩。测压法则是在模型的表面加工测压孔,通过积分求得铰链力矩[9, 10]。全尺寸内埋武器弹舱使用的是1∶1的真实弹舱模型,为了确保内埋弹舱及各个传动部件的真实性,一方面不允许在模型表面加工测压孔来测量铰链力矩,另一方面也不可能用在模型中安装专用铰链力矩天平的方法来测量作用在舱门上的铰链力矩,只能利用现有舱门上零部件实现对内埋武器舱门的铰链力矩的测量。本文在分析内埋武器弹舱舱门的结构特点及受力情况的基础上,运用风洞应变天平的测量原理,实现内埋武器弹舱舱门铰链力矩的测量。

1 武器舱门的结构及受载特点 1.1 武器舱门的结构特点

武器舱门由主舱门(大舱门)、辅助舱门(小舱门)和随动舱门构成。图 1所示的是F22武器舱[8]

图 1 1 F-22 的内埋武器舱 Fig 1 Internal weapon cavity on F-22

舱门打开与关闭动作是通过作动器的旋转来实现的,作动器的活动耳片与大舱门短梁连接,作动器的固定耳片与机身支座连接,大舱门与小舱门通过转轴连接,小舱门通过拉杆固定在弹舱内壁。

1.2 武器舱门受载特点

武器舱门的力学要件是由大舱门、小舱门、舱内壁以及拉杆形成四连杆机构,实现舱门打开与关闭动作过程中力的传递。在飞机飞行或试验过程中,武器舱门受载特点如下:

(1) 武器舱舱门主要承受气动及惯性载荷作用,舱门所受到的气动载荷力矩由与旋转作动器连接的舱门短梁传递;

(2) 舱门打开状态,气动载荷及惯性载荷与作动器把持力矩、机身接头支座反力平衡;

(3) 舱门上承受的铰链力矩通过作动器的活动耳片传递到作动器上,而作动器驱动武器舱门的打开和关闭的动作也是通过作动器的活动耳片来实现的。因此,作动器的活动耳片是舱门铰链力矩测量的关键部件。

2 舱门铰链力矩测量原理

考虑到操作的方便性,选择在作动器的活动耳片外侧表面粘贴A、B 2组应变计,并组成半桥工作模式,如图 2所示。

图 2 应变计粘贴位置及接线示意图 Fig 2 Sketch of strain gauge position and wiring

图中,R为外接精密标准电阻,P+为电源正极,P-为电源负极,S+为信号正。

如果应变计A、B位置完全对称,当施加力矩载荷时,电压信号叠加将自动抵消由于惯性力引起的电压输出,而铰链力矩信号输出双倍应变计A(或B)的电压信号;当对耳片施加力,电压信号叠加将自动抵消由于力矩引起的电压输出,而力信号输出双倍应变计A(或B)的电压信号。否则,在工作公式中作为干扰加以修正,消除力对铰链力矩测量的影响。

3 铰链力矩测量技术指标

风洞试验拟在2.4m×2.4m跨声速风洞中进行,试验Ma=0.3~1.4,试验迎角α=0°,舱门角度0°~128°。铰链力矩载荷及测量要求如表 1所示。

表 1 铰链力矩载荷及测量误差指标 Table 1 Loads and measurement error evaluation of hinge moment
铰链力矩
单元载荷/(kg、kg·m) 120 72
综合载荷/(kg、kg·m) 800 480
测量误差/% 20
4 铰链力矩的校准方法

武器舱门铰链力矩的校准按下列方法进行:无舱门时,对每个耳片单独进行力及力矩校准,用叠加法、均值法求取铰链力矩公式;舱门安装好后,进行单点校准及多点同时施加不同载荷的综合校准,用迭代法验证铰链力矩公式的可靠性[9, 10, 11]

为了准确测量舱门的铰链力矩,校准时必须保持校准状态与试验状态的一致,为此,需设计加工模拟短梁和加载装置如图 3所示。

图 3 校准示意图 Fig 3 Sketch of calibration

模拟短梁与武器舱舱门短梁完全一致,确保在安装舱门前后,力及力矩的作用点保持不变;加载装置上安装有7个滑轮组,其中每个滑轮组由3个滑轮组成,上面的2个滑轮为力加载滑轮,中间的1个滑轮为力矩加载滑轮,7组滑轮之间的距离与大舱门上的短梁之间的距离保持一致,确保了施加力及力矩方向的正确性;同时既可以实现单独对模拟短梁实施力或力矩加载,又可以实现对所有短梁同时施加不同载荷;力F作用点为大舱门、小舱门的转轴位置,这样就保证耳片在有无舱门时的受力状态一致。

4.1 无舱门时,铰链力矩的校准

无舱门时,将模拟短梁安装在作动器的活动耳片上,分别对每个耳片单独进行力及力矩的校准,加载方式如图 3所示。图 3中模拟短梁的竖直面为舱门90°时作动器耳片所处的位置,施加F1时进行力加载,施加F2时进行力矩加载。

4.1.1 力加载及数据处理方法

在模拟短梁上分别通过加载装置上面的2个滑轮对各个耳片单独施加力载荷(n组等阶梯载荷加载),记录各电桥的输出电压信号,用叠加法、均值法计算出力的主项系数及力对力矩的干扰系数;

式中: i=1,2,…,n。ΔUAi、ΔUBi为应变计A、B组成电桥第i阶梯的末读数与初读数之差,mV;UAi、UA0为应变计A组成电桥的第i阶梯的末读数及初读数,mV;UBi、ΔUB0为应变计B组成电桥的第i阶梯的末读数及初读数,mV;KF为力的主项系数,kg/mV;KFM为力对力矩的干扰系数,mV/kg;Fi为施加力的阶梯载荷值,kg; n为施加力的阶梯数。

4.1.2 力矩加载及数据处理方法

在模拟短梁上分别通过加载装置下面的滑轮对各个耳片单独施加力矩加载(n组等阶梯载荷加载),记录各电桥的输出电压,用叠加法、均值法计算出力矩的主项系数及力矩对力的干扰系数;

式中:KM为力矩的主项系数,kg·m/mV;KFM为力矩对力的干扰系数,mV/kg·m;Mi为施加力矩的阶梯载荷值,kg·m;其余各参数的定义、单位同公式(1)~(4)。

4.1.3 铰链力矩公式

为了得到较为准确的测量结果,需要在铰链力矩公式中加入力对力矩修正项,通过迭代求得模型承受的铰链力矩,具体的铰链力矩工作公式如下:

式中:ΔUA、ΔUB为在载荷作用下,应变计A、B组成电桥末读数与初读数之差,mV;其余各参数的定义,单位同公式(1)~(6)。

4.2 有舱门时,铰链力矩的校准

当武器舱门安装好后,武器舱舱门及舱门上的7根短梁、7组耳片和拉杆就构成了一个整体(四连杆机构),无论是在各个转轴处单独施加载荷或在多个转轴处同时施加不同载荷,所有耳片都产生变形 。

4.2.1 铰链力矩测量值的计算方法

当旋转作动器使大舱门处于不同的开度α1时,分别通过各转轴对大舱门单独施加载荷或同时施加不同载荷,如图 4所示。记录各电桥的输出电压信号。

图 4 载荷的施加与载荷分解示意图 Fig 4 Sketch of the exertion and decomposition of loading

根据公式(7)、(8)用迭代法分别计算出各个耳片上感受的力Fi和力矩Mi(i=1,2,……,7),从而得出武器舱门承受的力和铰链力矩:

4.2.2 铰链力矩理论值的计算方法

施加在转轴上的标准载荷F的分解关系如图 4所示。

施加的标准载荷F通过下列公式分解:

式中:F为施加的标准载荷,kg;F1F2为F在平行、垂直大舱门方向上的分量,kg;α1为舱门的开度,°;α2为施力方向与水平方向的夹角,°;αF2与施力方向的夹角,°。

对大舱门而言,仅垂直大舱门分量F2产生铰链力矩,标准铰链力矩载荷为:

式中:L为参考力臂,大小舱门间的转轴到作动器轴线的距离(0.6m),m。

4.2.3 铰链力矩测量误差的计算

计算测得的铰链力矩的误差[10, 11, 12]

单点加载的测量误差如表 2所示,所有转轴处同时施加不同载荷时的测量误差如表 3所示。为了简化表格,表中仅给出所加的力(kg),力矩按公式(12)~(13)计算得出,且表 3给出的是总的载荷(kg)。

表 2 单点加载时铰链力矩测量误差(%) Table 2 Measurement error(%) of hinge moment at single point calibration
载荷/kg 开度/(°)
20 30 40 60 90 128
1#耳片 40 0.7 6.0 11.1 8.4 9.4 4.7
80 2.5 2.7 5.7 5.1 6.4 7.9
120 3.7 1.2 3.4 3.9 6.5 10.1
2#耳片 40 18.6 10.5 16.1 6.1 10.8 2.5
80 9.3 5.3 8.7 2.0 7.8 1.8
120 4.4 2.5 5.2 7.8 5.4 0.4
3#耳片 40 18.6 13.4 5.9 9.4 10.7 7.3
80 11.6 10.7 1.1 5.6 7.6 5.2
120 0.7 8.3 0.4 4.2 6.5 3.8
4#耳片 40 17.5 10.4 15.2 11.8 13.3 15.3
80 11.6 5.9 11.1 9.1 9.7 12.4
120 9.1 5.2 9.1 7.6 7.0 12.3
5#耳片 40 16.7 11.3 7.6 9.4 9.8 7.7
80 9.7 7.8 6.2 5.0 5.2 0.6
120 8.0 6.5 5.0 3.3 3.1 7.6
6#耳片 40 11.3 6.6 4.3 6.7 6.5 7.4
80 6.7 2.1 4.6 2.4 1.5 8.7
120 4.5 0.6 0.6 0.5 1.0 12.8
7#耳片 40 5.8 5.2 6.6 5.9 2.6 0.1
80 8.7 9.2 11.7 9.7 7.0 8.8
120 10.0 9.4 11.8 11.7 8.2 10.5
表 3 综合加载时铰链力矩测量误差(%) Table 3 Measurement error(%) of hinge moment at multi-point calibration
角度/(°) 载荷/kg
50 100 150 200 300 420 600 800
128 5.1 4.2 2.5 2.0 1.1 0.4 0.5 0.6
90 5.8 0.9 2.2 4.1 6.2 7.0 8.4 9.0
60 8.7 4.2 2.4 1.3 0.7 1.1 0.1 1.7
40 16.5 8.2 4.5 2.5 0.8 1.2 1.4 2.4
30 16.9 9.5 5.5 1.2 0.9 0.5 3.4 4.5
20 18.3 13.5 8.9 6.2 3.1 1.0 1.6 2.1

表 2和3可以看出:无论是单点加载还是多点同时加载,随着舱门开度和所加载荷的增大,测量误差减少,符合传感器或天平等仪器的测量规律。小载荷误差偏大的主要原因:一方面,由于使用的是实物模型,各连接部分存在间隙;另一方面,在误差计算式标准载荷采用为所加载荷的标准力矩,而不是满量程的标准力矩。

5 风洞试验结果

试验过程中在不同马赫数均进行了固定舱门开度和舱门动态开闭试验,试验结果表明:在不同的试验状态下,舱门开度越大,铰链力矩的测量结果越接近预测值(计算结果),满足了型号测量要求。图 5给出Ma=0.85时各种试验状态的铰链力矩的测量结果。

图 5 铰链力矩测量结果 Fig 5 Measurement results of the hinge
6 结论

(1) 专用的模拟短梁和加载装置,确保了校准状态和试验状态的一致。模拟短梁确保在安装舱门前后,力及力矩的作用点保持不变;加载装置各滑轮滑轮组之间的距离与大舱门上的短梁之间的距离保持一致,确保了施加力及力矩方向的正确性;

(2) 半桥工作模式满足了铰链力矩的测量要求;

(3) 全尺寸内埋武器舱舱门铰链力矩的校准方法及数据处理方法是完全可行的,实现了无天平参与的铰链力矩测力试验,为类似结构的测力试验提供了新的思路。

参考文献
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http://dx.doi.org/10.11729/syltlx20150062
中国航空学会和北京航空航天大学主办。
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彭超, 王玉花, 汪多炜, 谭显慧
Peng Chao, Wang Yuhua, Wang Duowei, Tan Xianhui
全尺寸内埋武器舱舱门铰链力矩测量方法
A hinge moment measuring method for the full scale internal weapon cavity door
实验流体力学, 2015, 29(6): 79-83
Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2015, 29(6): 79-83.
http://dx.doi.org/10.11729/syltlx20150062

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收稿日期: 2015-05-04
修订日期: 2018-08-15

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