動導數是飛行器氣動力係數和氣動力矩係數對飛行器無因次旋轉角速度或姿態角變化率的導數，是飛行器研製控制系統設計和動態品質分析不可缺少的原始氣動參數，它是關係到飛行器的飛行品質、自動駕駛控制系統控制律設計以及安全飛行的一個重要方面。長期以來，國內外空氣動力研究機構一直致力于飛行器的動導數風洞試驗技術研究和數值模擬分析工作，並為各類航空航天飛行器的研製提供了大量的基礎試驗數據。
基本介紹
- 中文名：動導數試驗
- 外文名：Dynamic derivative test
- 重要性：關係飛行器的飛行品質和安全飛行
- 動導數：包括阻尼導數、交叉導數等
- 試驗系統：激振裝置、動力控制系統等
- 試驗技術：動導數風洞試驗技術
動導數測量的必要性,試驗系統簡介,激振裝置和動力控制系統,天平及測試系統,試驗模型,動導數風洞試驗,
動導數測量的必要性
現代先進戰鬥機和飛彈飛行包線的擴展，包括大攻角和帶側滑情況下的機動飛行，使得人們近年來對動穩定性研究更加重視。在這種飛行條件下出現的非線性流動現象會對飛機和飛彈的動穩定性特性產生強烈的影響。要預測在此條件下飛行器的動態特性和設計其飛行控制系統，以及對飛機進行失速/尾旋分析，就必須知道其動穩定性導數（動導數）。另外，對飛機大攻角穩定性對飛機動導數的靈敏度分析表明，因縱向運動而產生的橫側導數，也就是交叉耦合導數，對飛機穩定性影響顯著。這表明了測量包括阻尼導數、交叉導數、交叉耦合導數在內的動導數的必要性。
試驗系統簡介
激振裝置和動力控制系統
這套動導數試驗系統的主要設備是激振裝置。激振裝置分縱向激振裝置和橫向激振裝置兩套。通過改變支撐方式，或更換不同支桿，或改變激振裝置運動形式，縱向激振裝置可實現模型俯仰振動和升沉振動；橫向激振裝置可實現模型滾轉振動、偏航振動和平移振動。兩套裝置的共同點均是由直流電機驅動一個齒輪減速器，減速器的輸出軸與偏心滑塊機構相聯，通過偏心滑塊機構將轉動變成上下直線運動並向上傳遞，然後再通過不同支撐方式或不同機構分別實現模型的五種振動形式。激振裝置偏心滑塊的偏心距可無級調整，通過改變偏心距來改變振幅。整個裝置安裝在風洞下轉盤上，天平中心與轉盤中心重合。通過轉盤轉角和支桿轉動角的變化可組合出攻角和側滑角。
天平及測試系統
為滿足交叉導數、交叉耦合導數的測量，採用了桿式六分量天平。數據採集、處理系統由NEFF620/600數據採集裝置、V AX- Ⅱ 微型計算機和PC微機組成，同時對六個通道的天平信號和一個通道的位移信號進行採集、處理，可實時計算出動導數。
NEFF620/600數據採集裝置的解析度為16位，具有採樣保持和程控增益等功能，最高採樣率為10萬次/秒。數據處理時由於天平信號中有效信號十分微弱，且常被淹沒在噪聲之中，通過模擬分析及試驗數據分析驗證，選擇了最優的小信號分離檢測技術，有效地分離出真實的氣動力數據。採用全數位化採集處理方法比原用模擬式儀器可節省70%的風洞運行時間，並且在試驗過程中不需人工干預，避免了人為操作帶來的誤差和體力、精力的消耗，提高了自動化程度和試驗精度。
試驗模型
動導數風洞試驗
動導數風洞試驗是採用強迫或自由振盪設備模擬飛行器的剛體運動模態獲取動穩定性導數，是最早研究的單自由度試驗技術。在實踐中，動導數風洞試驗結果越來越重要，已成為飛行動力學模態分析最具可靠性的數據來源。
在高速動導數試驗技術方面，國外已建立了相對成熟的基於強迫振動法或自由振動法的動導數試驗體系，試驗精度約為10%。國內各研究單位也在跨聲速風洞及高超聲速風洞發展了多套動態試驗設備，建立了種類比較齊全的飛行器動態氣動特性試驗研究平台，適用於飛機、飛彈、飛船返回艙等各類飛行器。隨著航空航天技術的發展，模型外形更趨多樣化，傳統的高速動導數振動機構已經不能完全滿足風洞試驗要求，特別是近年大量出現的細長體飛彈，而目前國內外針對大長細比飛彈高速動導數試驗相關研究文獻卻很少。
在高速風洞內實現大長細比飛彈動導數試驗難度很大，這是因為彈身直徑小，模型內腔空間有限，角度天平無足夠的安裝空間，常規動導數試驗機構已不適用；此外，由於飛彈類飛行器的滾轉阻尼導數量級相對較小，對機構本身的機械阻尼和天平的靈敏度要求較高，精準測量滾轉力矩困難。
