2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

苗磊; 谢斌; 李建强; 李耀华; 黄存栋; 贾巍; 马涛

doi:10.11729/syltlx20160105

2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

中国空气动力研究与发展中心, 四川绵阳 621000

详细信息

作者简介:
苗磊(1982-), 男, 四川三台人, 工程师。研究方向:风洞应变天平研制与应用。通信地址:四川省绵阳市二环路南段6号(621000)。E-mail:miaogangsir@sina.com

通讯作者:
苗磊, E-mail: miaogangsir@sina.com

中图分类号: TH715.1⁺12;V211.74
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出版历程
- 收稿日期: 2016-11-13
- 修回日期: 2017-07-10
- 刊出日期: 2017-12-24

Development and application of the measurement system for thrust vectoring tests at 2.4m×2.4m transonic wind tunnel

China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China

摘要

摘要: 推力矢量控制（TVC）技术能实现飞行器过失速机动飞行，使飞行器突破失速障、增强机敏性，在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。在2.4m跨声速风洞推力矢量试验中，采用3台六分量应变天平和2个独立的空气桥系统来实现飞机模型气动力和2个尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。推力矢量试验模型扁平外形使测力系统的布局及结构设计受到较大限制，狭小的模型内部需布置3台六分量天平、2套独立的空气桥系统及管路、支撑系统、压力测量系统等，采用传统方式无法完成如此复杂的系统设计，更无法完成高压条件下空气桥系统与测力天平的匹配设计。在测力系统的研制中，采用了一体化设计理念和刚度匹配设计方法，结合ANSYS有限元软件较好地解决了系统各部件的布局及结构优化等问题。天平校准结果和风洞试验结果证明测力系统满足推力矢量试验需求。
- 推力矢量 /
- 风洞天平 /
- 有限元 /
- 校准
Abstract: The thrust vectoring control (TVC) technology enables aircraft to fly in post-stall maneuver, which is very important for breaking through obstacle stall, enhancing mobility and improving take-off/landing and cruise performance. For TVC test at 2.4m×2.4m transonic wind tunnel, three six-component strain-gauge balances and two separate air systems are applied to respectively measure the performance of the whole model and nozzles at the same time. The thrust vector test model is flat, so that the layout and structure design of the measurement system is constrained. In the small internal model, it is very difficult to set up three six-component balances, two separate air bridge systems and pipeline, a supporting system, a pressure measurement system and so on. The complex system design cannot be realized by traditional methods and neither can the matching design of the air bridge system and the force balance under the condition of high pressure be accomplished. In the development of the measurement system, the integrated design concept and the stiffness matching design method are adopted. Combined with ANSYS finite element software, the layout and structure optimization of each component of the system have been solved. The results of balance calibration and wind tunnel test prove that the measurement system meets the requirement of thrust vector test.
- thrust vector /
- wind tunnel balance /
- finite element /
- calibration

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0 引言

推力矢量控制技术能实现飞行器过失速机动飞行，使飞行器突破失速障、增强机敏性，在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。推力矢量风洞试验要求在精确模拟来流和矢量喷流气动力效应下，测量推力矢量喷管气动性能和矢量喷流对飞行器的气动力干扰。推力矢量控制技术已成为先进战斗机的必备技术^[1]和重要标志。

国内外主要气动试验研究机构和研究人员已开展了大量的推力矢量试验模拟和测量方法技术研究。NASA兰利研究中心在20世纪70~80年代，发展了完善的全机和飞机后体测力及推力转向喷管地面试验台，进行了大量的研究试验，在推力转向技术的发展过程中起到了重要作用；俄罗斯的多座低速风洞均具有推力矢量试验技术。中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发了一种推力矢量试验系统^[2], 采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等，测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。综观这些试验方法和技术，大致可归为3类：一是重点面向飞行器飞行控制律设计的转向喷流对飞行器气动干扰试验技术^[3-4]；二是可同时进行喷管特性与飞行器气动特性模拟和分别测量的试验技术^[3]；三是面向矢量喷管和发动机推进特性研究的喷管特性试验台^[3]。国内气动研究机构在高速风洞中的喷管转向喷流推进特性测量方面的研究多以单尾喷管为研究对象，即便有面向双喷管的，也是将2个喷管矢量喷流推进特性一体测量，不能对2个喷管喷流推进特性同时分别测量。而现代先进战斗机在飞行过程中不可避免地会出现2个喷管喷流非对称偏转、流量不相等的飞行状态，因而客观上对2个尾喷管转向喷流推进特性及其对飞机高速气动干扰同时分别测量提出了需求。在早期的单尾喷管推力矢量试验中，中国航天空气动力技术研究院采用六分量天平与传感器相结合的方式^[2]进行测量，中国空气动研究中心高速所采用2台六分量天平的方式进行。利用3台六分量天平进行双尾喷管的高速风洞推力矢量试验，国内尚未见到公开报道。

中国空气动研究中心高速所利用2.4m跨声速风洞试验段尺寸与结构特点与优势，开展了双发飞行器推力矢量试验技术研究。试验系统的基本构成如图 1所示。为开展该项研究研制了专用测力系统，采用2台推力天平及空气桥系统(包含空气管路和波纹管等)分别同时测量左右矢量喷管的气动特性，1台全机天平测量飞机的气动特性。图 2展示了测力系统的构成。

图 1 推力矢量试验系统构成

Fig. 1 The component of thrust vectoring test system

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图 2 测力系统构成

Fig. 2 The component of measurement system

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1 测力系统设计

1.1 设计条件及目标

设计条件如下：来流马赫数为Ma0.3~1.2；模型迎角-10°~60°；喷管偏角-20°~20°；喷流总质量流量0 ~3kg/s；波纹管系统最大承压6MPa；天平设计载荷如表 1所示。

表 1 天平设计载荷

Table 1 Design load of balance

名称	Y /N	Mz /(N·m)	X /N	Mx /(N·m)	Z /N	My /(N·m)
全机天平	15000	1000	1200	480	2200	500
推力天平	1200	200	800	50	1200	200

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总体设计目标：(1)天平精准度高，其中主天平及单独推力天平各分量校准不确定度优于0.3%，带空气桥系统憋气及喷流状态下，推力天平轴向力分量校准不确定度优于0.3%，推力天平的法向力、侧向力、俯仰及偏航力矩分量校准不确定度优于2%；(2)测力系统密封性能良好，无漏气现象。

1.2 设计难点

推力矢量试验模型内部需布置彼此不接触的一台或多台测力天平、空气桥系统等，要求模型外形尺寸大、内部空间大。为减小喷流气体遇风洞洞壁反射及洞壁干扰等影响，飞行器的推力矢量试验一般都在大尺寸风洞进行，但即使在大尺寸风洞进行该类型试验，模型内部的可用空间与布置测力系统的空间需求之间也存在较大矛盾。推力矢量试验中，高压气体流量与压力的精确控制关系到矢量喷管气动特性的准确模拟，这涉及高压气体从非测量部件到测量部件转化处、各部件连接处等多处结构的高压密封问题，试验模型内部狭小的可用空间使解决测力系统的高压密封问题面临了较大困难。测力试验中，天平性能的好坏决定测量数据的优良，对于推力矢量这样复杂程度较高的风洞试验来讲，如何保证天平在恶劣条件下性能的稳定与可靠是设计者面临的又一难题。围绕实现双发飞行器的绕流和2个喷管在常温空气介质条件下的喷流同时精细模拟以及2个喷管喷流推进特性和飞机模型气动特性的同时分别精确测量，本次研制工作的难点可归纳为以下4点：

(1) 模型内部各零部件的布局安装及结构设计；

(2) 狭小空间条件下，测力系统的高压密封；

(3) 多次拆装对天平精确测量的影响；

(4) 恶劣试验条件下，天平稳定性能的保持。

1.3 技术措施

1.3.1 一体化设计

所谓一体化设计是指将模型、支撑系统、天平、管路、波纹管等天平测力系统的每一个部件作为影响系统性能的参数来考量，一个参数或者多个参数的耦合变化将影响整个系统的设计。因此，该天平测力系统的设计是一种多参数、多目标的耦合设计。

测力系统设计中，天平结构的选择是首要目标，它决定整个测力系统的布局与安装。推力矢量试验的特殊性使天平中心与模型力矩参考点无法重合，将产生附加力矩，造成天平的设计力矩相对于力而言更大，这使天平更容易产生较大的弯曲变形，使喷管与模型更容易发生碰撞，所以天平在相同直径条件下具有更大刚度是该类型试验中天平结构选择的首要目标。结合本次研究所用模型外形扁平的特点，其模型内部法向空间受限，而轴向和侧向空间的限制相对较小，故选择相同直径条件下刚度更大的杆式结构天平^[5-6]，用于全机和喷管气动特性的测量。

根据本次试验模型的特点及流量控制要求，主天平、推力天平、空气管路、波纹管及壳体采用并行串联的布局安装方式，主天平与推力天平及空气管路之间构成并行关系，如图 3所示。推力天平、空气管路、波纹管及壳体构成串联关系，如图 4所示。其中，3台天平的轴线与空气管路轴线平行，空气管路连接段轴线与波纹管及壳体轴线重合，壳体将波纹管及空气管路包裹在内，天平固定端与空气管路连接，天平自由端通过过渡接头与波纹管及壳体连接。为实现高压气流从非测量部件到测量部件之间的转换，波纹管需与空气管路连接段固连。推力矢量试验时，更换不同喷管与壳体相连，二者轴线重合，喷管承受的气动载荷通过壳体传递到天平测量元件上，为保证空气管路连接段与波纹管及壳体轴线重合，同时减小因喷管轴线与天平轴线不重合而产生的附加力矩，根据模型内部空间位置特点，空气管路采用双“Z”型结构，如图 5所示。通过布局结构优化，最终获得测力系统的详细布局如图 2所示。

图 3 测力系统布局1

Fig. 3 Balance measurement system layout 1

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图 4 测力系统布局2

Fig. 4 Balance measurement system layout 2

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图 5 双“Z”型空气管路

Fig. 5 The double "Z" shaped structure of air tube

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测力系统布局完成后，进行各部件的详细结构设计。该测力系统的详细设计目标包括：(1)天平各分量具有合适的灵敏度，本次研究中要求天平各分量的最大输出不小于0.3mV/V；(2)空气管路中任何截面处的气流流通面积须不小于喷管喉道面积；(3)天平、支撑系统、空气管路、壳体等需具备足够的刚度，受载后各部件不能发生接触；(4)波纹管^[7-10]对推力天平的影响较小，在满足6MPa外压的强度要求下，具有最小的刚度系数。本次研究中，轴向力作用下，波纹管对天平的影响不大于1%；法向力及侧向力作用下，波纹管对天平的影响不大于2%；俯仰力矩及偏航力矩作用下，波纹管对天平的影响不大于20%。波纹管对天平影响量的大小与测力系统的整体布局相关，不同的布局方式，影响量不同。设计目标中，天平的刚度与灵敏度是一对矛盾体，二者无法兼顾，需根据具体的试验类型及需求确定以刚度为主或者以灵敏度为主，本次研究以刚度为主。管路的流通面积与其内径、波纹管外径和壳体内径3个参数相关，而管路的内、外径及长度3个参数又影响其刚度；波纹管的内外直径及长度3个参数影响其各自由度方向的刚度系数；壳体的内外直径及长度3个参数与其刚度相关；模型内腔尺寸参数与其强度及刚度直接相关。设计中，任何一个参数的改变都可能影响整个测力系统的性能，甚至影响推力矢量试验能否开展。传统的单目标天平结构设计方法无法满足这样复杂的系统设计要求。一体化设计方法^[11]能够解决这种多参数、多目标的耦合设计难题。

一体化设计的核心思想是：模型结构参数化，分析耦合化。对本次测力系统而言，涉及的参数较多，影响各部件自身性能的是一级参数，影响各部件之间装配关系的相关尺寸是关系测力系统整体性能的二级参数。例如：影响天平自身性能的一级参数包括：(1)天平直径、长度，天平各测量梁、支撑梁的长、宽、高；(2)各测量梁在天平体上的相对位置；(3)各测量梁之间的相对位置；(4)断开槽的尺寸及相对位置；(5)天平各等值段的长度等。与天平相关的二级参数是天平连接端的尺寸。为了将模型结构参数化、分析耦合化有机结合，本次研究中引入了ANSYS有限元软件，在其建模模块中进行参数化模型构建，定义各个一级参数和二级参数；在其静力学分析模块中进行耦合分析，对各参数模型施加不同的设计载荷，评判天平的灵敏度，3台天平之间以及喷管与模型之间的位置变化，波纹管对天平灵敏度的影响等结果。若不能达到测力系统的设计目标，则调整其中相关参数，直至达到设计目标。图 6展示了一体化设计中推力天平与波纹管之间的耦合分析流程。

图 6 设计分析方法流程图

Fig. 6 The procedure of design and analysis method

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通过一体化设计方法确定的全机天平最终结构如图 7所示。天平前后测量单元采用结构简单的两柱梁形式，轴向力测量单元采用支撑片与“π”梁相结合的形式。采用“π”梁的好处是：应变计粘贴区域的应变均匀，其它分量在该区域产生的干扰应变小，且可以通过调整应变计的粘贴位置来部分抵消干扰。天平前后连接端均采用圆锥配合方式，确保大力矩作用下连接的可靠性。全机天平各测量单元的有限元计算应变如表 2所示。推力天平的三维结构如图 8所示，天平前后测量元件采用8个柱梁，天平轴向力测量单元采用支撑片与“π”梁相结合的形式，天平的固定端采用矩形方块定位与螺栓、楔子锁紧相结合的方式，将天平与空气管路二者固连。天平的自由端采用法兰盘连接，利用圆柱销、法兰端面及高强度螺栓将天平与波纹管和壳体准确定位并固连。推力天平在不同状态下的计算应变如表 3所示。图 9展示了完整的推力矢量试验天平测力系统结构。

图 7 全机天平

Fig. 7 The primary balance

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表 2 全机天平计算应变

Table 2 The calculated strain of primary balance

名称	Y	Mz	X	Mx	Z	My
贴片处应变(×10^-6)	445	480	390	270	170	340

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图 8 推力天平

Fig. 8 The thrust balance

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表 3 推力天平的计算应变

Table 3 The calculated strain of thrust balance

应变(×10^-6)		Y	Mz	X	Mx	Z	My
推力天平		205	560	270	175	207	558
推力天平带空气桥系统	0MPa	204	440	268	141	204	478
	1MPa	198	400	267	140	203	442
	2MPa	191	370	266	137	201	402

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图 9 测力系统

Fig. 9 The measurement system

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1.3.2 系统密封

推力矢量试验中，要实现喷管出口处的压力值达到设计目标，试验系统除具有高精度的流量控制系统外，其中的测力系统须具备高质量的密封性能。常见的密封方式可以分为接触式和非接触式2种，非接触式密封适用于内外压差不大的情况，且无法实现完全密封，接触式密封适用于各种情况，且适当的密封方式能实现完全密封。推力矢量试验中，测力系统内外压差最大可达6MPa，采用接触式密封。接触式密封多以端面法兰连接和径向圆柱配合等形式出现，其中，端面法兰连接的密封材料可采用压缩量较大的O形橡胶圈或者压缩量较小的金属垫圈；径向圆柱配合的密封材料多采用O形橡胶圈。各部件的可靠连接是天平测力系统准确测量的前提，影响连接可靠性的因素包含密封材料和连接方式。压缩量较大的O形橡胶圈或其它非金属类密封材料由于其自身的不稳定性将对系统各分量的系数产生较大影响，图 10展示了2种不同密封材料对天平主项系数的影响。测力系统静态校准及风洞试验过程中，部分零件将多次拆装，为保证拆装的可操作性，2个圆柱配合的部件之间必然存在间隙，当分别承受正负力及力矩时，将产生不对称变形，影响天平各项系数的准确获取。因此，在本次密封结构的设计中，密封材料选择紫铜垫圈，而密封方式采用端面法兰连接形式，法兰端面在高强度螺栓的预紧力作用下挤压紫铜垫圈，利用紫铜垫圈的塑性变形密封高压气体。紫铜垫圈产生塑形变形后，其性能稳定，有利于保证测力系统的连接可靠性。

图 10 系数差异

Fig. 10 The difference of coefficients

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1.3.3 校准与试验状态的一致性

测力系统要实现精确测量的关键因素包括：(1)测量单元(天平)性能稳定可靠；(2)各部件连接可靠；(3)校准与试验状态一致。测力系统静态校准前，要求波纹管在与其它部件装配后处于不受力的自然状态，试验前后波纹管反复拆装将不会影响其使用性能。实际使用过程中，因密封圈受螺栓预紧力后产生不同程度的塑性变形，以及各零件存在一定的加工误差，系统装配后，波纹管实际的工作状态是微量的压缩或拉伸，不同安装状态会影响波纹管的使用性能。因此，测力系统的校准工作须基于波纹管的一次安装，且该安装状态须保持到风洞试验完成之后。使用过程中如果出现波纹管重新安装的情况，测力系统则需重新校准。测力系统中，推力天平采用“L”型结构，空气管路采用双“Z”型结构，它们的刚度分配在各自由度方向上均不对称，为保证天平测量的精准度，单独天平校准与天平带空气桥系统校准的支撑装置需一致，这样可以将不对称刚度的影响作为系统误差来考量。

1.3.4 温度补偿与防护

推力天平带空气桥系统长时间的喷流校准会造成管路、天平表面出现冷凝水甚至结冰，如图 11所示。为保证校准过程中天平性能稳定，需对天平进行温度补偿及防护处理。其中，温度补偿解决低温对天平的影响，防护处理解决潮湿环境对天平的影响。温度补偿在天平校准前进行，由于应变计具有温度自补偿能力，且认为天平的弹性模量E和应变计灵敏度系数K不随温度改变，所以只对天平的桥路进行温度补偿。图 12和13展示了推力天平1在温度补偿前后各单元的温度特性。防护处理含2个方面：一是温度补偿后在应变计、焊点表面采用南大705硅橡胶进行敷设，涂层厚度不宜超过0.5mm，如图 14所示；二是喷流校准中，天平周围局部空间的湿度控制，利用柔性较好的油纸将天平包裹，天平的自由端不能与油纸发生接触，向包裹层内部输送干燥气体，以排出天平周围的潮湿空气，避免天平表面出现冷凝水或结冰，如图 15所示。温度补偿与防护措施的实施很好地解决了天平在低温高湿环境下的长期稳定性问题。

图 11 空气管路

Fig. 11 Air tube

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图 12 补偿前温度曲线

Fig. 12 Temperature curve without compensation

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图 13 补偿后温度曲线

Fig. 13 Temperature curve with compensation

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图 14 保护涂层

Fig. 14 Protection paint coat

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图 15 湿度控制

Fig. 15 Dampness control

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2 静态校准

3台天平的静态校准均在六自由度全自动校准台上完成，校准台实物如图 16所示。推力天平的静态校准包括以下几种状态：

图 16 六自由度自动校准台

Fig. 16 Six-degree of freedom automatic calibration machine

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(1) 单独天平校准；

(2) 天平带空气桥系统校准；

(3) 天平带空气桥系统加压校准；

(4) 天平带空气桥系统喷流校准^[12-14]。

其中，天平校准是基础，它是检验天平性能，修正空气桥系统影响的关键环节；加压校准是考核压力对空气桥系统及天平的影响；喷流校准是考核流量、压力、温度对空气桥系统及天平的影响。图 17和18分别展示了加压与喷流校准。表 4展示了全机天平的静校结果。表 5展示了典型状态下推力天平1的静态校准结果。

图 17 加压校准

Fig. 17 Pressurization calibration

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图 18 喷流校准

Fig. 18 Jet flow calibration

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表 4 全机天平校准结果

Table 4 Calibration result of the primary balance

	Y	Mz	X	Mx	Z	My
校准不确定度/%	0.08	0.09	0.11	0.15	0.10	0.12

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表 5 推力天平1校准结果

Table 5 Calibration result of the thrust balance 1

校准不确定度/%		Y	Mz	X	Mx	Z	My
推力天平		0.03	0.02	0.06	0.20	0.05	0.05
推力天平带空气桥系统	0MPa	0.30	0.20	0.10	0.90	0.14	0.19
	1MPa	0.35	0.30	0.11	1.00	0.20	0.24
	2MPa	0.50	0.45	0.11	1.50	0.30	0.30
	60g/s	0.32	0.16	0.12	0.91	0.20	0.21
	100g/s	0.50	0.22	0.20	1.00	0.23	0.30
	200g/s	0.60	0.33	0.27	0.89	0.30	0.34

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3 风洞试验

双发飞行器模型推力矢量试验在中国空气动力研究与发展中心高速所的2.4m×2.4m跨声速风洞中完成，试验马赫数为0.3、0.6和1.2，模型名义迎角范围10°~60°，名义偏航角为0°，喷管偏角为0°、20°，喷流落压比0~9，基于模型机翼气动弦长的试验雷诺数Re为(2.4~7.3)×10⁶。试验中，首先根据喷管的落压比，通过流量控制系统来调整空气通路中高压气体的流量，当落压比达到设定值时，打开风洞阀门，进行变迎角的测试试验。图 19~21分别展示了马赫数0.6、流量100g/s状态下，推力天平1、2及主天平的轴向力试验精度。

图 19 推力天平1轴向力试验精度

Fig. 19 The axial force test accuracy of thrust balance 1

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图 20 推力天平2轴向力试验精度

Fig. 20 The axial force test accuracy of thrust balance 2

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图 21 主天平轴向力试验精度

Fig. 21 The axial force test accuracy of the primary balance

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4 结论

2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统是中国空气动力研究与发展中心高速所研制的第一套双发飞行器模型推力矢量试验专用测力系统，天平静校及风洞试验结果表明：

(1) 设计过程中采用的一体化设计方法和基于刚度匹配的耦合分析方法，可有效解决狭小空间内测力系统的布局及零部件的结构优化问题；

(2) 温度补偿及防护措施的实施很好地保证了天平在低温高湿环境下的长期稳定性；

(3) 该测力系统达到了总体设计目标值，同时满足本次推力矢量试验要求;

(4) 波纹管对天平力矩分量的影响较大，在今后的研究工作中，需进一步从测力系统的整体布局设计及波纹管与天平的刚度匹配设计等多方面入手，对系统结构进行优化，以降低波纹管对天平测量的影响。

图 1 推力矢量试验系统构成

Fig. 1 The component of thrust vectoring test system

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图 2 测力系统构成

Fig. 2 The component of measurement system

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图 3 测力系统布局1

Fig. 3 Balance measurement system layout 1

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图 4 测力系统布局2

Fig. 4 Balance measurement system layout 2

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图 5 双“Z”型空气管路

Fig. 5 The double "Z" shaped structure of air tube

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图 6 设计分析方法流程图

Fig. 6 The procedure of design and analysis method

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图 7 全机天平

Fig. 7 The primary balance

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图 8 推力天平

Fig. 8 The thrust balance

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图 9 测力系统

Fig. 9 The measurement system

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图 10 系数差异

Fig. 10 The difference of coefficients

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图 11 空气管路

Fig. 11 Air tube

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图 12 补偿前温度曲线

Fig. 12 Temperature curve without compensation

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图 13 补偿后温度曲线

Fig. 13 Temperature curve with compensation

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图 14 保护涂层

Fig. 14 Protection paint coat

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图 15 湿度控制

Fig. 15 Dampness control

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图 16 六自由度自动校准台

Fig. 16 Six-degree of freedom automatic calibration machine

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图 17 加压校准

Fig. 17 Pressurization calibration

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图 18 喷流校准

Fig. 18 Jet flow calibration

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图 19 推力天平1轴向力试验精度

Fig. 19 The axial force test accuracy of thrust balance 1

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图 20 推力天平2轴向力试验精度

Fig. 20 The axial force test accuracy of thrust balance 2

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图 21 主天平轴向力试验精度

Fig. 21 The axial force test accuracy of the primary balance

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表 1 天平设计载荷

Table 1 Design load of balance

名称	Y /N	Mz /(N·m)	X /N	Mx /(N·m)	Z /N	My /(N·m)
全机天平	15000	1000	1200	480	2200	500
推力天平	1200	200	800	50	1200	200

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表 2 全机天平计算应变

Table 2 The calculated strain of primary balance

名称	Y	Mz	X	Mx	Z	My
贴片处应变(×10^-6)	445	480	390	270	170	340

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表 3 推力天平的计算应变

Table 3 The calculated strain of thrust balance

应变(×10^-6)		Y	Mz	X	Mx	Z	My
推力天平		205	560	270	175	207	558
推力天平带空气桥系统	0MPa	204	440	268	141	204	478
	1MPa	198	400	267	140	203	442
	2MPa	191	370	266	137	201	402

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表 4 全机天平校准结果

Table 4 Calibration result of the primary balance

	Y	Mz	X	Mx	Z	My
校准不确定度/%	0.08	0.09	0.11	0.15	0.10	0.12

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表 5 推力天平1校准结果

Table 5 Calibration result of the thrust balance 1

校准不确定度/%		Y	Mz	X	Mx	Z	My
推力天平		0.03	0.02	0.06	0.20	0.05	0.05
推力天平带空气桥系统	0MPa	0.30	0.20	0.10	0.90	0.14	0.19
	1MPa	0.35	0.30	0.11	1.00	0.20	0.24
	2MPa	0.50	0.45	0.11	1.50	0.30	0.30
	60g/s	0.32	0.16	0.12	0.91	0.20	0.21
	100g/s	0.50	0.22	0.20	1.00	0.23	0.30
	200g/s	0.60	0.33	0.27	0.89	0.30	0.34

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参考文献(14)

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施引文献(4)

期刊类型引用(4)

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3.	苗磊，李耀华，李建强，张诣，何成军，徐志伟. 某飞行器推力矢量试验测力装置研制. 航空动力学报. 2020(12): 2521-2531 . 百度学术
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图(21) / 表(5)

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0 引言
1 测力系统设计
1.1 设计条件及目标
1.2 设计难点
1.3 技术措施
1.3.1 一体化设计
1.3.2 系统密封
1.3.3 校准与试验状态的一致性
1.3.4 温度补偿与防护
2 静态校准
3 风洞试验
4 结论

2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

作者简介: 苗磊(1982-), 男, 四川三台人, 工程师。研究方向:风洞应变天平研制与应用。通信地址:四川省绵阳市二环路南段6号(621000)。E-mail:miaogangsir@sina.com

通讯作者: 苗磊, E-mail: miaogangsir@sina.com

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出版历程

Development and application of the measurement system for thrust vectoring tests at 2.4m×2.4m transonic wind tunnel

0 引言

1 测力系统设计

1.1 设计条件及目标

1.2 设计难点

1.3 技术措施

1.3.1 一体化设计

1.3.2 系统密封

1.3.3 校准与试验状态的一致性

1.3.4 温度补偿与防护

2 静态校准

3 风洞试验

4 结论

期刊类型引用(4)

其他类型引用(0)

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出版历程

目录

0 引言

1 测力系统设计

1.1 设计条件及目标

1.2 设计难点

1.3 技术措施

1.3.1 一体化设计

1.3.2 系统密封

1.3.3 校准与试验状态的一致性

1.3.4 温度补偿与防护

2 静态校准

3 风洞试验

4 结论

作者简介:
苗磊(1982-), 男, 四川三台人, 工程师。研究方向:风洞应变天平研制与应用。通信地址:四川省绵阳市二环路南段6号(621000)。E-mail:miaogangsir@sina.com

通讯作者:
苗磊, E-mail: miaogangsir@sina.com