基于音爆测量试验的外式天平及支撑装置研制

doi:10.3969/j.issn.1004-132X.2025.11.023

摘要/Abstract

摘要：

为研究飞行器在超声速流场中的音爆特性，针对其气动力载荷的测量需求，研制了一套专用的外式天平及支撑装置，通过采用多部件耦合串联、设置新型混合式惠斯通测量电桥、开展有限元方法分析优化等手段，解决了“传统外式天平因模型压心严重偏离天平元件中心导致的天平力与力矩载荷不匹配”以及“多环节连接的固有间隙及耦合效应导致的联动及可靠性”问题，可在音爆测量风洞试验中通过惠斯通电桥的测量机理实现气动力分量的精确测量。结果表明，外式天平测量结果稳定可靠，能有效捕捉气动力变化，为音爆特性测量提供关键数据支撑。

关键词: 音爆, 风洞试验, 天平, 支撑装置

Abstract:

To study the sonic boom characteristics of aircraft in a supersonic flow field， a set of specialized external balance and support device was developed to meet the measurement requirements of aerodynamic loads. By adopting multi-component coupling series connection， setting a new type of hybrid Wheatstone measuring bridge， and conducting finite element method analyses and optimizations， two critical issues were resolved： the mismatch between force and moment loads caused by severe model center deviation from balance element centers in traditional external balances， and the interconnection and reliability issues stemming from inherent clearance and coupling effects in multi-linkage systems. The aerodynamic force component may be precisely measured by Wheatstone bridge's measuring mechanism during sonic boom measurement wind tunnel tests. The results show that the measurement results of the external balance are stable and reliable， and may effectively capture the changes in aerodynamic force， providing key data support for the measurement of sonic boom characteristics.

Key words: sonic boom, wind tunnel test, balance, support device

中图分类号:

V211.74

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图/表 8

图1 测量装置结构示意图

Fig. 1 Structural schematic diagram of measuring device

图2 五分量天平结构示意图

Fig. 2 Schematic diagram of 5 component balance structure

图3 天平及支撑系统示意图

Fig. 3 Schematic diagram of balance and support system

图4 混合桥路示意图

Fig. 4 Schematic diagram of mixed bridge road

图5 天平法向力应变分析结果

Fig. 5 Analysis results of normal force and strain of balance

图6 天平二维结构简图

Fig. 6 Two-dimensional structure diagram of balance

图7 LM1021算例的气动外形示意图

Fig. 7 Schematic diagram of aerodynamic shape of LM1021 configuration

表1 CFD与风洞试验升力系数结果对比

Tab. 1 Comparison of lift coefficient results between CFD and wind tunnel test

模型状态	马赫数Ma	攻角α/（°）	升力系数C_L
模型状态	马赫数Ma	攻角α/（°）	CFD	风洞试验
全机	1.6	2.3	0.1	0.095
	1.8	2.0	0.104	0.109
	2.0	1.5	0.064	0.052

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