实验流体力学Ｖｏｌ．２８，Ｎｏ．４ 第２８卷 第４期
２０１４年０８月Journal of Ex p eriments in Fluid MechanicsＡｕｇ．，２０１４
文章编号：１６７２-９８９７（２０１４）０４-００４９-０５doi：１０．１１７２９／ｓｙｌｔｌｘ２０１３００１８
舒海峰，许晓斌，孙 鹏
（中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 ６２１０００）
摘要：在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力，可以更加详细地了解飞行器的气动特性，并可 以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是，在高超声速风
洞中，由于模型尺寸小、来流温度高，多天平的布局比较困难，所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力
试验相对较少。为满足型号研制的需要，在ＣＡＲＤＣ超高速所的Φ１ｍ高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术
研究。选取某飞行器的３个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小，而轴向尺寸相对较大的特点，确定采
用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式；采用合理的小型化六分量天平结构形式，升降 舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为２０ｍｍ×２０ｍｍ×２５ｍｍ；为更加真实地模拟天平的工作状态，设计了专用的加
载头，并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准，校准结果表明，天平主要分量的静校准度均在０．７％以
内；在采取温度补偿措施之后，零点漂移明显减小；采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计，有效提高了定位和安
装精度。在Φ１ｍ高超声速风洞上开展的Ｍa＝５条件下的风洞试验结果表明，采用的多天平测力试验技术是可行
的，可以应用到高超声速风洞测力试验中。
关键词：高超声速风洞；铰链力矩天平；方向舵；升降舵；气动力测量
中图分类号：Ｖ２１１．７２ 文献标识码：Ａ
Techni q ue investi g ation on force test with multi-balance
in h yp ersonic wind tunnel
SｈｕHａｉｆｅｎｇ，ＸｕＸｉａｏｂｉｎ，SｕｎPｅｎｇ
（ＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒ，ＭｉａｎｙａｎｇSｉｃｈｕａｎ ６２１０００，Ｃｈｉｎａ）
Abstract：Ｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｅｒｏｃｒａｆｔｓｃａｎｂｅａｃｑｕａｉｎｔｅｄｗｉｔｈｍｕｌｔｉ-ｂａｌａｎｃｅ
ｗｈｉｃｈａｌｓｏｈｅｌｐｓｔｏｒｅｄｕｃｅｔｈｅｃｏｓｔｏｆｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓａｎｄｒａｉｓｅｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ．Ｔｈｅｆｏｒｃｅｔｅｓｔｔｅｃｈｎｉｑｕｅ
ｗｉｔｈｍｕｌｔｉ-ｂａｌａｎｃｅｗａｓｑｕｉｔｅｍａｔｕｒｅｉｎｔｒａｎｓｏｎｉｃａｎｄｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ．Hｏｗｅｖｅｒ，ｉｔｗａｓ
ｎｏｔｗｉｄｅｌｙｕｓｅｄｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｂｅｃａｕｓｅｏｆｔｈｅｓｍａｌｌｍｏｄｅｌｓｃａｌｅａｎｄｔｈｅｈｉｇｈｔｅｍｐｅｒａ-
ｔｕｒｅ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｍｅｅｔｔｈｅｎｅｅｄｆｏｒｐｒｏｊｅｃｔｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ，ｔｈｅｆｏｒｃｅｔｅｓｔｔｅｃｈｎｉｑｕｅｗｉｔｈｍｕｌｔｉ-ｂａｌ-
ａｎｃｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｗａｓｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｉｎФ１ｍｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｏｆＣＡＲＤＣ．Ｔｈｒｅｅｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇ
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ａｎｃｅｓａｎｄｔｈｅｒｏｔａｔｉｏｎａｘｅｓｏｆｔｈｅｍｅａｓｕｒｅｄｒｕｄｄｅｒｓｗｅｒｅｖｅｒｔｉｃａｌ．Ｔｈｅｒａｔｉｏｎａｌｍｉｎｉａｔｕｒｉｚｅｄｓｉｘ
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ｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｔｅｓｔ．
Ke y words：ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ；ｈｉｎｇｅｍｏｍｅｎｔｂａｌａｎｃｅ；ｒｕｄｄｅｒ；ｅｌｅｖａｔｏｒ；ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｆｏｒｃｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ
收稿日期：２０１３-０２-２１；修订日期：２０１３-０８-１３
引用格式：SHU H F，XU X B，SUN P．Techni q ue investi g ation on force test with multi-balance in h yp ersonic wind tunnel．Journal of Ex p eriments in Fluid M echanics，２０１４，２８（４）：４９-５３．舒海峰，许晓斌，孙 鹏．高超声速风洞多天平测力试验技术研究．实验流体力学，２０１４，２８（４）：４９-５３．
０ 引 言
在高超声速风洞气动力试验中，为了能够更加直观地了解舵-体干扰、舵-舵干扰等复杂流动状态对舵面气动特性的影响，同时也为了尽可能地减少试验车次降低试验成本，设计单位希望在同一车次试验中同时测量全弹和多个舵面的气动力。要实现这一要求，必须解决两个关键技术问题，即铰链力矩测量试验技术和多天平测力试验技术。
经过几十年的发展，国外从亚声速到高超声速范围内的铰链力矩测量试验技术已经非常成熟。并在此基础上，发展了多种工程预测方法和计算程序［１-６］。国内从上世纪６０年代起，为满足型号试验的需要，开始开展铰链力矩测量试验研究。２０世纪８０年代特别是９０年代以后，为满足高性能战术导弹、带控制翼的机动弹头和航天运载器快速发展的需要，国内各研究单位相继建立了高超声速铰链力矩试验技术［７-１０］。 多天平测力在亚跨超声速风洞中的应用已经非常成熟。但是，在高超声速风洞中，由于模型尺寸小、来流温度高，多天平的布局比较困难，所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。航天十一院陈河梧等提出了一种能够用于高超声速风洞铰链力矩测量的多天平布局方案［１１］。尚没有看到国内其它单位在这方面研究的公开报道。
经过多年的探索，中国空气动力研究与发展中心超高速所已经具备了开展高超声速铰链力矩试验的能力，并在Φ１ｍ高超声速风洞中开展了多天平测力试验技术研究，研制了多台铰链力矩天平，开展了风洞试验，同时获得了全弹和三个控制舵的气动特性。
１ 研究方案
１．１ 试验装置布局
由于所用的试验模型的径向尺寸小，而轴向尺寸相对较大，为了能够同时测量左右升降舵和方向舵的气动力，采用了铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式，如图１所示。
１．２ 铰链力矩天平研制
铰链力矩天平是测量舵面气动力的核心部件。因此，天平研制是进行本项研究的主要工作之一。
１．２．１ 结构设计
在本研究中，天平的轴线与舵面转轴垂直，当改变舵面偏角时，天平保持不动，因此，天平测量得到的气动力必须经过坐标系转换才能得到舵面气动力。以右升降舵为例，坐标转换关系为
：
图１ 试验装置
Fi g．１ The test device
N sY＝A sYbｓｉｎδ１＋N sYbｃｏｓδ１（１）
Z sY＝Z sYb（２）ＭxsY＝（ＭxsYb－N sYb·z s）ｃｏｓδ１＋Ｍy sYbｓｉｎδ１（３）Ｍy sY＝（Ｍy sYb＋Z tsYb·x s－A sYb·z s）·
ｃｏｓδ１－ＭxsYb·ｓｉｎδ１（４）
ＭzsY＝ＭzsYt－N sYt·x s（５） 其中，A s Y：轴向力，Ｎ；N s Y：法向力，Ｎ；Z s Y：侧向力，Ｎ；ＭxsY：滚转力矩，Ｎ·ｍ；Ｍy sY：偏航力矩，Ｎ·ｍ；ＭzsY：俯仰力矩（铰链力矩），Ｎ·ｍ；x s：升降舵力矩参考点与升降舵铰链力矩天平校准中心之间的轴向距离，ｍ；z
s
：升降舵力矩参考点与升降舵铰链力矩天平
校准中心之间的侧向距离，ｍ；δ
１
：右升降舵偏角，（°）。式中下标b表示天平测量值。
由公式（１）可知，作用在天平轴向上的气动力在升降舵的法向（或方向舵的侧向）将产生分量，随着舵偏角的逐渐增大，这一分量呈非线性增大的趋势。不测量天平的轴向力会对舵面气动力的测量结果造成一定影响，试验数据很难修正。因此，天平设计了轴向力元，当测量结果由天平坐标系向舵面坐标系转换时，它作为计算升降舵法向力（或方向舵侧向力）的分量之一。通常情况下，测量升降舵的轴向力、法向力、俯仰力矩和滚转力矩就可以确定升降舵铰链力矩的大小和舵面压心的位置（方向舵也类似）。但是，由于舵面的压力中心远离天平轴线，天平的轴向力受偏航力矩的干扰较大，而偏航力矩又受侧向力的干扰。因此，为了尽可能准确测量舵面的气动力，必须将天平设计成六分量天平。
采用六分量铰链力矩天平的主要技术难点是天平的总体尺寸受到模型内腔空间的严格限制。升降舵天平的测量元件部分长２０ｍｍ、宽２０ｍｍ、高２５ｍｍ，按照常规的杆式天平设计方法，很难在这么
０５实 验 流 体 力 学 （２０１４）第２８卷
小的空间内布置六分量测量元。在综合考虑天平总体尺寸、灵敏度、刚度和贴片的方便性之后，确定采用“矩形框架＋三片梁”串联的结构形式。图２为升降
舵铰链力矩天平示意图。其中，
矩形框架梁的上下表面测量轴向力，
弹性铰链附近的内侧表面测量升降舵的侧向力和偏航力矩（
或者方向舵的法向力和俯仰力矩），三片梁测量其它三个分量。这种结构的优点是：（１）有效缩短了天平的长度，
满足天平总体尺寸较小的要求；（２）各分量的灵敏度均比较合适；（３）给贴片留出了较大的空间。方向舵铰链力矩天平的结构与此类似（图３）
。
图２ 升降舵铰链力矩天平示意图
Fi g ．２ Sketch of elevator hin g e moment
balance
图３ 方向舵铰链力矩天平示意图Fi g ．３ Sketch of rudder hin g e moment balance
１．２．２ 天平校准
此次选取的测量舵为矩形舵，
舵面的压力中心位于舵面型心附近，
而舵面型心与天平轴线的距离较大，作用在舵面上的气动力会产生相对于天平设计中心的附加力矩，而且量值较大。而在常规天平校准方法中，加载中心与天平设计中心往往是重合的，进行单纯的力加载时并不会产生附加力矩。因此，常规天平校准装置和校准方法不能准确地模拟天平的实际工作状态，
不适用于本项研究的天平的校准。（１）校准装置
为了更加准确地模拟天平的工作状态，专门设计了两件加载头，分别用于升降舵天平和方向舵天平的校准。加载头的型心位置与舵面型心的位置基本重合。以加载头的型心为加载中心，在加载中心及其前
后左右对称布置多个加载点，使其能够实现升降舵铰链力矩天平的法向力、俯仰力矩和滚转力矩（或者方向舵的侧向力、偏航力矩和滚转力矩）的校准；在加载头的前后两个加载点处各加工一个“Ｖ”形槽，使加载头和天平转９０°后能够进行升降舵侧向力和偏航力矩
（或者方向舵法向力和俯仰力矩）的校准；在加载头的侧后方设置了１个加载点，实现轴向力校准。图４为升降舵加载头的设计图，图５为天平校准装置照片
。
图４ 升降舵天平加载头
Fi g ．４ The elevator balance load
device
图５ 天平校准装置
Fi g ．５ The balance calibration device
（２）校准方法
对升降舵天平而言，
除了法向力、轴向力、俯仰力矩和滚转力矩的相互干扰之外，侧向力和偏航力矩对其它分量（
特别是轴向力）的干扰也比较严重。因此，在设计加载表时，除了有单元加载（相对加载中心而言，下同）之外，还进行了组合加载，以升降舵天平为例，组合加载时的各测量元组合包括N -Ｍz 、N -Ｍx 、
A -Ｍx 、A -N -Ｍz 、Z -Ｍy 、A -Z 和A -Z -Ｍy 等７种。采用含２７项系数的显式校准通式计算天平的系数。铰链力矩天平的主要技术指标见表１。除几个小量（升降舵天平的侧向力和偏航力矩、方向舵天平的俯仰力矩）
之外，其它各测量元的静校准度达到或接近常规天平的要求。
１
５ 第４期 舒海峰等：高超声速风洞多天平测力试验技术研究
表１ 天平主要技术指标
Table １ The p arameters of hin g e moment balances
天平
测量分量设计载荷／（Ｎ，Ｎ·ｍ）静校准度升降舵天平
轴向力A ３００．８％法向力N ±２０００．２％侧向力Z ±１０２．７％滚转力矩Ｍx ±１００．６％偏航力矩Ｍy ±０．５３．８％俯仰力矩Ｍz ±１００．２％方向舵天平
轴向力A ２００．７％法向力N ±４０．２％侧向力Z ±３００．１％滚转力矩Ｍx ±５０．６％偏航力矩Ｍy ±２０．７％俯仰力矩Ｍz ±０．２１．２％
１．２．３ 减小温度效应影响的措施
目前常用的减小天平温度效应影响的措施主要
有：
加装隔热装置、选用中温应变计和电阻桥路补偿等。在本项研究中，
受安装空间的限制，不能安装隔热装置。因此，在贴片时选用了中温应变计，在组桥时进行了电阻桥路补偿。
在环境温度２０℃到６０℃范围内，桥路补偿前天平的零点漂移约为０．１０～０．１５ｍＶ。温度补偿后，环境温度从２０℃上升到６０℃，天平的零点漂移最大为
０．０５ｍＶ左右，最小值小于０．０１ｍＶ。补偿起到了预期效果。
１．３ 舵偏角变换装置设计
本项研究的另外一项重要工作就是舵偏角变换装置的设计。
变换舵面偏角是否准确、
方便是影响舵面气动力测量精准度和试验效率的重要因素。本次试验采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计。所谓“一体化”设计，就是将天平与舵偏角变换装置设计成组合元件，即在天平的自由端设计一个带有角度定位孔的法兰盘，
在测量舵上也设计一个带有角度定位孔的法兰盘，通过两个法兰盘上不同的角度定位孔的组合实现舵面角度的变换（图６）。这种方式具有良好的定位精度，安装也比较方便
。
图６ 角度变换装置示意图
Fi g ．６ Sketch of an g le transform device
１．４ 风洞试验
１．４．１ 试验设备
试验在ＣＡＲＤＣ的Φ１ｍ高超声速风洞上进行。
该风洞为一座高压下吹-真空抽吸、暂冲式运行的常规高超声速风洞，配备了出口直径为１ｍ、名义马赫数为４、５、６、７和８的型面喷管，
模拟高度２０～６０ｋｍ（随Ｍ数的不同模拟范围有所不同），试验时间３０ｓ。风洞配备了较完善的测控系统，
可以满足试验中的各种参数测量和处理、
流场显示与记录的需要。１．４．２ 试验条件
试验来流马赫数５，总压１．０ＭPａ，总温３４５Ｋ。迎角范围为-５°～＋１７．５°，升降舵偏角为-２０°、-１０°、０°和１０°，方向舵偏角为０°、２．５°、５°、１０°、１５°和２０°
。
１．４．３ 试验装置
试验模型通过尾支杆与风洞迎角机构固连。天
桥型铰链平的固定端通过正方形柱面配合定位、螺钉拉紧的方式安装在支座上，支座与弹身固连。天平的自由端与测量舵上的法兰盘连接，
并用螺钉拉紧。测量舵除与天平连接之外，与试验装置的其它零部件均无刚性接触，舵与弹身之间留有０．５～０．７ｍｍ缝隙。
２ 试验结果
图７给出了方向舵偏角为０°，升降舵偏角分别为-２０°、-１０°、０°和１０°时左右升降舵的C NS 、C ＭZS 随迎角
（ａ）C NS -α
曲线
（ｂ）C ＭZS -α曲线
图７ 升降舵气动力系数随迎角变化曲线
Fi g ．７ The elevator aerod y namic coefficients variation with attack an g le
２
５实 验 流 体 力 学 （２０１４）
第２８卷
变化的曲线图。通过对比，左右升降舵的法向力和俯仰力矩（即升降舵铰链力矩）均具有较好的一致性。
图８给出了升降舵偏角为０
°，方向舵偏角分别为２０°时方向舵的侧向力系数和全弹的侧向力系数的对比曲线
。
图８ 全弹和方向舵侧向力系数随迎角变化曲线
Fi g ．８ The vehicle and the rudder side force coefficient vari -ations with attack an g le
全弹天平测量到的侧向力主要包括３个部分：
气流直接作用在方向舵上的侧向力、弹体对方向舵的干扰以及方向舵偏转对弹体的干扰。而作用在方向舵上的侧向力只包括前两部分。因而，方向舵侧向力与全弹侧向力略有差异。
３ 结 论
通过在Φ１ｍ高超声速风洞上开展多天平测力试验技术研究，可以得到以下结论： （１）采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式解决了试验模型的径向尺寸小导致的多天平布局难度大的问题；
（
２）对铰链力矩天平的结构形式、校准装置、校准方法和减小温度效应影响的措施等关键技术问题进行了研究，并采取了合理的解决方案，天平的静校准度达到或接近了常规天平的技术水平；
（３）通过采用天平-舵偏角变换装置一体化设计，有效保证了舵偏角的变换精度。
参考文献：
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作者简介
：
舒海峰（
１９８０-），男，山东滨州人，高级工程师。研究方向：
高超声速风洞气动力试验技术。通讯地址：四川安县１３１信箱（６２２６６３）；Ｅ-ｍａｉｌ：ｓｈｕｈａｉｆｅｎｇ８９２＠ｓｏｈｕ．ｃｏｍ
（编辑：李金勇）
３
５ 第４期 舒海峰等：高超声速风洞多天平测力试验技术研究
豫公网安备41160202000603
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