弹箭与制导学报

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2025 , Vol. 45 >Issue 6: 1009 - 1015

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.06.006

学术文章

电动巡飞弹推进装置风洞试验系统设计与分析

  • 尚云斌 ,
  • 吴超 ,
  • 袁先士 ,
  • 延小超 ,
  • 薛栋 ,
  • 王欢
展开
  • 西安现代控制技术研究所,陕西 西安 710065

尚云斌(1995—),男,工程师。E-mail:。

收稿日期: 2024-08-17

  网络出版日期: 2026-01-24

收起

Electric Cruise Missile Power Device Wind Tunnel Test System Design and Analysis

  • SHANG Yunbin ,
  • WU Chao ,
  • YUAN Xianshi ,
  • YAN Xiaochao ,
  • XUE Dong ,
  • WANG Huan
Expand
  • Xi’an Mordern Control Technology Research Institute,Xi’an 710065,Shaanxi, China

Received date: 2024-08-17

  Online published: 2026-01-24

Fold

摘要

电动巡飞弹推进装置的性能直接影响其飞行速度、航程、续航时间和机动性等,因此准确获得推进装置的性能数据对于巡飞弹总体设计、作战效能评估等具有重要作用。由于电动巡飞弹螺旋桨尺寸较小,容易受到弹身和来流的影响,因此传统螺旋桨风洞试验方法不适合进行电动巡飞弹推进装置的性能测试。本文以电动巡飞弹推进装置整体为测试对象,研究并设计了一套风洞试验系统,可直接通过风洞试验的手段测量推进装置的性能,并对电源电压下降和直流电机发热的关键问题进行研究。最后在CG-02低速风洞中开展某型电动推进系统试验。试验结果表明,该系统具有较好的测量精度,并且试验数据相比于常规的螺旋桨风洞试验更加接近飞行辨识数据。该试验系统可以为电动巡飞弹推进装置的选型和优化提供数据支撑,有效地指导巡飞弹的总体设计。

关键词： 电动巡飞弹; 推进装置; 风洞试验; 螺旋桨; 性能评估

本文引用格式

尚云斌 , 吴超 , 袁先士 , 延小超 , 薛栋 , 王欢 . 电动巡飞弹推进装置风洞试验系统设计与分析[J]. 弹箭与制导学报, 2025 , 45(6) : 1009 -1015 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.06.006

Abstract

The performance of an electric cruise missile promotion device directly affects its flight speed,range,battery life,and mobility. Therefore,accurately obtaining the performance data of the promotional device plays an important role in the overall design and combat effectiveness evaluation of the cruise missile. Because the propeller of the electric loitering missile is small in size,it is easily affected by the missile body and the coming air. Therefore,the traditional propeller wind tunnel test method is not suitable for the performance test of the propulsion device of the electric loitering missile. This paper took the entire propulsion device of the electric loitering missile as the test object,studied and designed a set of wind tunnel test systems,so as to directly measure and obtain the performance data of the loitering missile propulsion device through the means of wind tunnel tests. The key issues of power supply voltage drop and heating of DC motors were studied. In the end,the wind tunnel test was conducted in the CG-02 low-speed wind tunnel. The results showed that the test system had good accuracy and the test data were closer to the flight test data compared with those of propeller wind tunnel tests. The test system can provide data support for the selection and optimization of the propulsion device of the electric loitering missile,and effectively guide the overall design of the loitering missile.

Key words： Electric cruise missiles; promoting device; wind tunnel test; propeller; performance assessment

0 引言

巡飞弹是先进导弹技术与无人机技术相结合的产物,它因种类多、功能全、成本低、部署广、可高精确执行多样化作战任务等优点而受到各军事大国的重点关注,并在几次局部战争中进行了实战检验[1-2]。螺旋桨作为一种结构简单、耗油率低、技术储备成熟、制造和使用维护成本较低的动力装置,在电动巡飞弹推进装置上得到了广泛的应用[3],如美国的“弹簧刀”系列、以色列的“英雄”系列巡飞弹等。螺旋桨的性能优劣直接影响电动巡飞弹的飞行速度、航程、续航时间和机动性等[4-5]。因此,准确获得其性能参数对于巡飞弹总体设计、作战效能评估等具有重要作用。
国内外针对螺旋桨及电动推进装置性能开展了大量的研究。在螺旋桨风洞测试方面,CZYZ在亚音速风洞中测量了不同桨距下螺旋桨的空气动力学性能,并且计算了各种情况下的无量纲系数[6]。BREZIN设计并搭建了一种实验测试装置,完成了螺旋桨的静态和动态性能测试,给出了螺旋桨性能随转速、桨距、直径和风速的变化情况[7]。刘沛清通过相似准则进行了螺旋桨风洞缩比模型试验[8]。赵忠从NF-3风洞实验室的实际需要出发,研究了整流罩以及支撑装置对螺旋桨性能的影响[9]。谢辉在实际工程中所用的地面台架试验基础上采用风洞试验方法,将全尺寸螺旋桨直接用于风洞试验,以获取更加真实的螺旋桨气动特性[10-11]。项松通过风洞试验测试了新设计螺旋桨的拉力、扭矩、功率和效率等参数[12-13]。曲明介绍了涡轮空气马达驱动的单独螺旋桨试验系统,设计了高精度流量控制装置、螺旋桨驱动及传动机构、旋转轴天平等[14]。在电动推进装置测试方面,美国国家航空航天局的阿姆斯特朗飞行研究中心开展了混合电推进试验台的研制和测试工作,采用可移动地面试验台的方法获得试验机翼及其分布式推进装置的性能数据[15-16]。GONG根据电推进系统的性能测试数据建立了各部件模型,从而预测全工况下的性能数据[17]。赵钤等提出了电推进系统综合能效测量方法,并搭建了一套地面试验验证平台,测试结果和理论计算结果相符,验证了测试方法的有效性[18]。霍国等研制了一套螺旋桨带动力试验系统,试验结果表明该系统在转速控制和系统自动化程度等方面有很大提高[19-20]。国内外研究的主要目的是提高单独螺旋桨风洞测力试验精度,部分开展了电推进系统地面测试。但电动推进装置的螺旋桨大多布置在弹身后方,容易受到前体弹身的干扰,导致飞行试验数据与单独螺旋桨风洞试验数据有一定误差。
基于此,本文设计了一套电动推进装置风洞试验系统,解决了单独螺旋桨试验无法考虑前体弹身干扰影响的问题,可直接通过试验的手段获得电动推进装置的性能参数。

1 电动推进装置风洞试验系统设计

1.1 总体方案

电动推进装置风洞试验系统的主要功能为测试电动推进装置在有来流情况下的性能数据,主要测试参数包括电压、电流、转速、推力和扭矩[22]。电动推进装置风洞试验的主要难点在于需要在风洞试验段内完全模拟巡飞弹在实际飞行中的情况,从而将测量得到的性能数据用于总体设计以及弹道仿真。
巡飞弹上的电动推进装置主要有折叠螺旋桨、直流电机、电调和电池。在地面进行风洞试验时,为了提高测试效率,使用直流电源代替弹上电池,其余螺旋桨、直流电机以及电调全部使用弹上真实设备。电动推进装置风洞试验系统将螺旋桨和直流电机固定在试验段的支撑结构中,杆式天平前端仅与直流电机静子固定连接,确保螺旋桨工作后的载荷全部传递给天平。光电传感器固定在支撑结构外表面,头部发射器照射在螺旋桨桨毂上,保证螺旋桨在旋转时光电传感器能感受到变化。电调固定在试验段侧支撑杆上,通过电缆与试验段外的直流电源连接。该系统通过控制信号发生器控制电调,进而控制电机按照不同油门状态进行工作。采集系统针对光电传感器、杆式天平、电源电压U1、电调输入电压U2及电流值进行采集。系统中,桨前方的整流装置及支撑结构的横截面积与巡飞弹弹身的横截面积大小设计一致,以此模拟实际弹身对螺旋桨的影响。电动推进装置风洞试验的基本原理如图1所示。
图1 电动推进装置风洞试验的基本原理

Fig.1 The basic principle of the wind tunnel test of the electric propulsion device

在试验开始前,将螺旋桨、直流电机、电调按照实际飞行状态依次安装在风洞试验段内。试验时,先将直流电源输出电压调整为需要值U1,当风洞风速达到指定值时,通过控制信号发生器实现电调,使其按照预定设计的油门序列控制直流电机,并通过数据采集系统同步采集光电传感器、杆式天平及电压和电流的变化。最终通过数据处理获得巡飞弹电动推进装置在不同来流、不同油门情况下的性能数据。风洞试验现场装置如图2所示。
图2 风洞试验现场装置图

Fig.2 The device diagram of the wind tunnel test site

1.2 数据采集装置

电动推进装置的力学性能需要通过传感器和测力天平进行测量。普通螺旋桨旋转天平安装在驱动电机和螺旋桨之间,与螺旋桨高速同步旋转,可以准确测量螺旋桨的气动性能。本系统中测力天平为二分量杆式应变天平,在支撑结构设计中,将天平前端和直流电机静子固连,天平采集的数据即为电动推进装置整体的载荷。测力天平的校准方式为地轴系校准,其设计载荷、校准载荷等参数如表1所示,天平校准的精度满足《风洞应变天平规范》(GJB 2244A—2011)的要求。
表1 测力天平参数表

Table 1 Parameter table of the force measurement balance

Parameter X/N MX/(N·m)
Design load ±80 ±3
Calibration load ±80 ±3
Comprehensive loading error(%F.S.) 0.48 0.10
本文试验数据采集系统硬件采用基于面向仪器系统的PCI扩展(PXI)现场总线的模块化仪器进行搭建。根据试验需求,数据采集系统配置了2路模拟信号通道进行天平信号的采集,配置了一路数字计数器通道用于测量螺旋桨的转速信号。
为了减小风洞风机和系统内直流电机对天平信号的电磁干扰,首先将系统内全部的电器外壳和屏蔽电缆的屏蔽层接地,其次采用信号调理器对天平电压信号进行500倍放大,最后在天平信号线外包裹铜网。数据采集计算机与PXI机箱之间采用光纤通信,确保数据的实时性。

1.3 数据处理方法

推进系统的主要性能指标有推力系数CT和功率系数CP,其定义公式分别是
CT= T ρ n s 2 D 4
CP= 2 π M ρ n s 2 D 5
式中,T和M分别为天平测量得到的推力和扭矩,单位为N和N·m;ρ为空气密度,单位为kg/m3;ns为转速,单位为r/s;D为螺旋桨直径,单位为m。
螺旋桨的转速通过OMRON光电传感器进行测量。该传感器具有非接触、响应快、性能可靠等优点,在工业中获得了广泛的应用。在螺旋桨旋转时,光电传感器测量桨毂对于发射器的光束遮挡频率,将转速信号转化为光信号的变化,通过进一步数据处理获得螺旋桨的转速值,从而实现对转速的测量。该传感器输出响应时间为250μs,测量最大转速可以达到2000r/s,满足试验需求。
螺旋桨瞬时转速计算公式如式(3)所示:
vi=60× 1 2× C o u n t i + 1 - C o u n t i ( Z s t a r t i + 1 - Z e n d i ) × Δ t
式中,vi为第i个瞬时速度,单位为r/min;Counti为第 i个计数值; Z s t a r t i + 1为第i个计数值对应的开始时间序号; Z e n d i为第i个计数值对应的结束时间序号;Δt为采样时间间隔,Δt=1/fs,其中fs为采样频率。
考虑到螺旋桨的转速存在一定的波动,试验最后给出螺旋桨的平均转速N,计算公式如式(4)所示:
N = 1 N u m ∑ i = 1 N u m v i
式中:N为螺旋桨转速,单位为r/min;Num为瞬时转速个数。

2 关键问题研究

2.1 电源电压下降问题

受风洞试验条件限制,直流电源和电调之间需要用将近9m的电缆连接。在试验过程中,该电缆可能会导致直流电源输出电压U1和电调输入电压U2不一致。图3为电源电压为17V和21V时,电调输入电压U2随油门的变化曲线。由图中可以看出,在油门为40%时,压降很小,随着油门增加,电缆内部电流增大,导致电调输入电压U2的下降值也增加。而在真实的巡飞弹上,电池端和电调端的距离仅为十几厘米,压降非常小。因此,试验系统中,电源和电调之间长电缆导致的电压下降问题不容忽视。
图3 电调输入电压随油门变化情况

Fig.3 The variation of the input voltage of the electronic speed controller with the throttle

为了准确获得电调在指定电压21V情况下推进装置的性能数据,试验过程中分别测试了当电源电压U1为17V、21V、25V时推进装置的性能数据。图4为各个油门情况下,螺旋桨转速关于电调电压的变化情况。由图可以看出,在同一油门下,转速随电压U2的增加而增加,因此可以通过线性插值获得在实际电调电压为21V时螺旋桨的真实转速。
图4 螺旋桨转速随电调输入电压变化情况

Fig.4 The variation of the rotational speed of the propeller with the input voltage of the electronic speed controller

图5和图6分别为在不同油门、不同电调电压值下,推进装置的推力和扭矩随转速的变化情况。由图中数据可以看出,不论油门和电调电压怎样变化,推力和扭矩仅随转速增加而增大。这主要是因为油门和电调电压为控制参数,推进装置的力学性能全部依靠螺旋桨产生,当转速一定时,推进装置的推力和扭矩必须唯一确定。由此说明本风洞试验系统的数据符合气动规律。最终,根据插值产生的螺旋桨转速,通过图5和图6插值获得实际情况下推进系统的推力和扭矩。
图5 不同油门下推力随转速的变化情况

Fig.5 The variation of thrust with rotational speed under different throttles

图6 不同油门下扭矩随转速的变化情况

Fig.6 The variation of torque with rotational speed under different throttles

2.2 直流电机发热问题

在风洞试验中,测量推进系统在大油门(80%以上)情况下的性能数据时直流电机存在发热严重的问题。直流电机产生的热量会通过钢支撑结构传递到测力天平的应变片上,从而产生一定的数据测量误差,更有甚者可能会导致直流电机烧坏等情况。
为了避免上述情况发生,在电机整流罩上开散热孔,将部分热量从散热孔散出并被流动气流带走,减少电机热量聚集。为了阻挡电机的热量传递到测力天平,在电机与钢支撑结构中间粘贴隔热材料,降低通过钢支撑传递的热量。钢支撑结构内部的隔热材料如图7所示。
图7 钢支撑结构的内部隔热材料

Fig.7 Internal insulation materials of the steel support structure

表2给出了试验前后天平零点电压的变化情况。由表中数据可以看出,在隔热措施的作用下,天平在试验前后的零点电压差量减小了一个数量级,可有效减小试验过程中由于直流电机发热产生的数据误差,提高了试验数据的准确度。
表2 试验前后天平零点电压的变化情况

Table 2 The change situation of the zero point voltage of the balance

No insulation Insulation
Ux/mV Umx/mV Ux/mV Umx/mV
Before Test 1.25915 0.20322 1.25693 0.20380
After Test 1.25208 0.20489 1.25737 0.20329
Δ -7.06E-03 1.66E-03 4.43E-04 -5.09E-04

3 风洞试验数据分析

3.1 风洞设备

本次风洞试验在中国兵器工业第三研究院的CG-02低速风洞中进行。CG-02低速风洞为“L”型直流开口立式低速风洞,配备测力装置、开伞装置、悬挂装置、图像采集设备和数据处理系统。试验风速范围为5.0~50.8m/s,试验段直径为4.5m,有效射流长度为6.5m。CG-02低速风洞目前具备常规测力、常规测压、螺旋桨性能测量、开伞过程模拟测量、稳态扫描参数测量和转速测量等试验能力,风洞结构如图8所示。
图8 CG-02低速风洞结构示意图

Fig.8 Schematic diagram of the structure of CG-02 low-speed wind tunnel

3.2 系统精度检验

为了检验本试验系统在同一期试验中的精度,针对来流速度30m/s,开展7次重复性测量,分别计算了在不同油门情况下的推力系数和功率系数,并且计算7次重复性试验下的均方根误差,均方根误差的计算公式如式(5)所示,不同油门下的推力系数和功率系数均方根误差如表3所示。
σ X = ∑ i = 1 7 ( X i - X ¯ ) 2 6
式中:Xi为第i次测量的气动力系数; X ¯为7次重复测量某气动力系数的平均值。
表3 系统精度测试结果

Table 3 Test results of system accuracy

Throttle(%) 50 60 70 80
σ C T 2.54E-04 1.05E-04 7.27E-05 1.22E-04
σ C P 2.74E-04 1.93E-04 2.32E-04 1.82E-04
由表中数据可以看出,本系统对推进装置在不同油门情况下的推力系数和功率系数测量重复性良好,测试精度满足试验需求。

3.3 试验结果分析

为了获取某型电动巡飞弹推进装置的性能数据,根据螺旋桨的设计结果,首先在西北工业大学NF-3低速风洞中开展单独螺旋桨的风洞试验,试验现场如图9所示。之后在CG-02低速风洞中开展了推进装置的风洞试验,试验数据对比如图10所示。
图9 单独螺旋桨试验现场图

Fig.9 The field diagram of the individual propeller test

图10 试验数据对比图(V=40m/s)

Fig.10 Comparison chart of performance data (V=40m/s)

图10给出了某型电动巡飞弹的螺旋桨设计结果、单独螺旋桨风洞试验数据、电动推进装置风洞试验数据,以及在巡飞阶段的辨识数据对比图。其中,螺旋桨的设计结果通过螺旋桨RANS求解器ROTNS进行桨叶的气动性能评估,设计过程中认为桨毂位于弹身之后,可忽略其影响。单独螺旋桨试验是利用NF-3风洞试验室后置16kW的中频变频电机驱动,螺旋桨后方有一个水滴形电机整流罩。
由图10可以看出,转速达到8158r/min时,桨叶的设计推力为12.85N,单独螺旋桨试验的推力为14.96N,电动推进装置风洞试验系统测量的推力为10.39N,飞行辨识的推力值为9.96N。因此,电动推进装置风洞试验结果最接近于飞行辨识结果。其余两种测量方式误差较大的主要原因可能是因为求解器ROTNS在设计评估时,未充分考虑桨毂的气动性能以及桨前机身对于螺旋桨性能的影响,造成推力设计值略微偏大,并且随着螺旋桨转速增大,相对误差也随之增加。在单独的螺旋桨试验中,由于使用风洞现有驱动装置,该装置整流罩直径较大(从图9中可以看出),并且整流罩位于螺旋桨的后方,与实际推桨形式不符,对螺旋桨性能测试有一定的干扰影响。
综上所述,本文提出的电动力巡飞弹推进装置风洞试验系统,可以较好地模拟巡飞弹真实飞行情况,满足地面测试需求。

4 结论

本文设计开发了一套适用于电动巡飞弹推进装置的风洞试验系统,试验数据最接近于飞行辨识数据,满足工程使用需求,得到相关结论如下:
1)在电动推进装置风洞试验中,由于供电电源与电调之间有较长的电缆,会导致在试验时有明显的电压下降,并且随油门增大,电流增加,电压下降越明显;
2)小型电动巡飞弹螺旋桨尺寸较小,易受到弹身和来流干扰,因此传统螺旋桨风洞试验不适合推进装置的性能测试,易导致测试数据误差较大;
3)电动推进装置风洞试验系统能充分考虑巡飞弹飞行过程中的实际情况,更接近真实弹上环境,可直接测量获得不同来流、不同油门情况下的推进装置性能数据。该试验系统可以为推进装置的选型和优化提供数据支撑,有效地指导巡飞弹的总体设计。

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