张小庆, 王 琪, 刘伟雄, 吕金洲,2

(1.中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室, 四川 绵阳 621000; 2.西南交通大学机械工程学院 摩擦学研究所, 成都 610031)

0 引 言

吸气式高超声速飞行器具有巨大的军事价值和经济价值，是当前航空航天技术的研究热点。其最显著的特点是各系统高度耦合，必须采用一体化方法进行研究。现阶段，地面风洞试验是开展该研究的最重要手段。脉冲燃烧风洞口径大、建造及运行成本低[1]，是目前国内开展超燃发动机和一体化高超声速飞行器试验研究的主力设备之一[2]。

在脉冲燃烧风洞中进行试验时，由于风洞冲击载荷较大，试验模型、天平与支架组成的测力系统将产生振动。对于工作时间只有300ms的脉冲燃烧风洞，如果测力系统振动频率过低、响应速度慢，天平输出将无法上升至稳态值，不能获得有效输出。因此，为了获得较为准确的飞行器气动力载荷，必须提高整个模型测力系统的频响。

但是，随着试验模型尺度增大，其质量增加，将导致系统频响降低。现阶段，美国X-51飞行器在LENS激波风洞进行全尺度模型测力试验，模型尺度约4.3m；中国空气动力研究与发展中心激波风洞某测力模型长度约1m，质量约20kg；中国科学院力学研究所JF12爆轰驱动激波风洞进行3～4m飞行器模型测力试验，模型质量约100kg。和上述风洞相比，在脉冲燃烧风洞中进行的高超声速飞行器测力试验尺度更大、模型更重、系统频响更低。……