基于负载均衡的多维力测量方法

《INTERNATIONAL JOURNAL OF MECHANICAL SCIENCES》：Multi-Dimensional Force Measurement Method Based on Load Balancing

　　

作者：马世璐、袁明宇、王静、李新阳、刘金龙、吴亚琪、吴佳玲、张俊、刘伟、任宗金

中国大连理工大学机械工程学院，116024

摘要

在对大型旋翼机（静重约为200 kN级别）进行风洞测试时，初始载荷与六维空气动力载荷的叠加要求测量系统使用具有更宽量程的传感器，但这会牺牲空气动力参数采集的精度。为了解决这个问题，本文创新性地提出了一种基于载荷平衡的多维力测量方法。通过分离初始重力与空气动力载荷的测量过程，在平衡模型重量后实现了空气动力载荷的高精度测量。基于该方法，开发了一种缩比验证原型——载荷平衡力测量系统（LBFMS），该系统由载荷平衡系统（LBS）和力测量系统（FMS）组成。其六维力测量范围分别为：F_x = 20 kN、F_y = 10 kN、F_z = 20 kN、M_x = 12 kN·m、M_y = 18 kN·m 和 M_z = 7 kN·m。LBS采用静水支撑和低刚度弹簧的复合设计，在超过20 kN的重载下实现载荷平衡，同时最小化载荷共享干扰。FMS通过六点静态确定布局确保力的唯一传递。仿真和实验结果表明，LBS在升力方向上的载荷波动仅为0.0065%FS。在三个方向上的力校准中，LBFMS与FMS的灵敏度系数输出差异小于0.64%FS，非线性和重复性误差的最大差异小于0.23%。在六维力复合载荷作用下，每个方向上的灵敏度系数输出差异在0.30%FS以内，非线性和重复性误差的最大差异小于0.12%，表明两种系统的测量性能高度一致。本研究在不牺牲原始系统精度的前提下实现了20 kN以下载荷下的多维力测量，验证了所提出方法的可行性，并为大型旋翼机风洞测试中的高精度力测量提供了重要的技术解决方案。

引言

旋翼机因其垂直起降、悬停以及在狭小空间内精确机动的能力，被广泛应用于军事运输、应急救援等关键领域[[1], [2], [3], [4]]。其空气动力布局直接决定了燃油消耗、飞行控制和方向稳定性等核心性能[[5], [6], [7]]。作为获取空气动力参数的权威方法，风洞测试可以量化缩比模型的六维空气动力载荷（升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩）[[8], [9], [10]]，为全尺寸飞机的空气动力优化和结构验证提供了关键支持，并是从设计到批量生产的重要步骤[[11], [12], [13], [14], [15]]。近年来，旋翼机朝着高速、重载和多功能方向发展[[16], [17], [18]]，同时空气动力配置的复杂性也显著增加[[16], [17], [18]]。然而，由于缩比模型与全尺寸飞机在动力参数和尺寸效应上的差异[[19], [20], [21]]，容易出现流场畸变和刚度不匹配等问题[[22,23]]，导致缩比模型与全尺寸飞机之间的空气动力参数存在明显偏差[[22,23]]。随着配置复杂性的增加，这些偏差进一步扩大[[24,25]]，如图1所示。因此，开发适用于大型/全尺寸飞机模型的六维空气动力载荷测量技术已成为突破空气动力设计瓶颈的必然选择[[26], [27], [28]]。图1展示了旋翼机的发展和风洞测试的情况。

与缩比模型的风洞测试相比[[29,30]]，大型飞机模型具有较大的重量和尺寸。目前主流的多分量外部平衡方案[[31], [32], [33], [34]]通过多点传感器布局实现六维空气动力载荷的测量[[35], [36], [37]]。全球已开发出多种适用于不同风洞尺寸的成熟平衡系统。例如，应用工程研究学院[[38]]为0.6 m × 0.6 m矩形风洞开发了一种六分量应变计平衡系统；老多米尼恩大学[[39]]构建了七分量集成平衡和校准系统；国家航空研究院[[40]]和德克萨斯A&M大学[[41]]为2.1 m × 3.0 m低速风洞设计了专用六分量外部平衡系统，用于直升机动态失速测试；航空航天技术研究所[[42]]在6.5 m × 5.5 m低速风洞中使用五分量外部平衡系统对大型模型进行了升力测试；Helden Aerospace[[43]]为各种风洞开发了通用六分量平衡系统；NASA艾姆斯研究中心[[44]]在24.4 m × 36.6 m巨型风洞中使用五分量应变计平衡系统获得了全尺寸UH-60旋翼机的悬停机械数据。然而，随着飞机尺寸和重量的增加，该方案出现了三个关键限制：(1) 模型的初始重载大大降低了升力方向的有效测量范围；模型及其安装结构的总重量可达数百kN[[45], [46], [47]]；(2) 测量范围与精度之间的矛盾加剧；为满足重载要求，广泛采用了大范围传感器（例如，飞机重量超过200 kN[[48]]，这不可避免地导致测量精度下降[[49,50]]；(3) 大跨度布局降低了测量系统的结构稳定性[[51], [52], [53]]，难以在超重载条件下满足六维空气动力载荷的高精度测量需求。相关技术亟需创新。

载荷平衡方法旨在隔离载荷的重力。通过在提取六维空气动力载荷之前补偿静态重力，可以有效解决重载力测量问题[[54], [55], [56], [57]]。现有的载荷平衡技术主要分为三类：机械式、电磁式和流体式[[58], [59], [60], [61]]。机械载荷平衡（使用缆绳、配重等[[62], [63], [64], [65], [66]]）结构简单，但摩擦大且载荷共享难以控制，无法满足高精度测量要求。电磁悬浮技术[[67], [68], [69], [70], [71], [72]]理论上具有非接触和集成测量的优势，但成本高且在重载下的稳定性差，仅适用于实验室中的小载荷场景。静水支撑分为气体和液体两种类型[[73,74]]。其中，气体静水支撑受气体膜压力限制，无法适应超重载条件[[75], [76], [77]]；而液体静水支撑能够承受数千kN的重载，摩擦系数低且稳定性优异[[78], [79], [80]]，但其过高的正刚度会导致升力测量中的明显载荷共享干扰。此外，现有研究中很少有将载荷平衡与多维力测量深度结合的研究，目前仍缺乏同时实现重载平衡和高精度力测量的集成解决方案。

为了解决大型重载模型风洞测试中测量范围与精度之间的核心矛盾，本文创新性地提出了一种基于载荷平衡的多维力测量方法。通过分离初始模型重力与六维空气动力载荷的测量过程，完全平衡了静态重力，并采用了与六维空气动力载荷量程相匹配的高精度传感器，实现了精确测量。基于该方法，本研究开发了一种新型六维力测量装置——载荷平衡力测量系统（LBFMS），该系统由六点布置的力测量系统（FMS）和五点支撑的载荷平衡系统（LBS）组成。通过对LBFMS进行仿真分析和实验验证，证明了系统的可行性和测量精度，为大型模型风洞测试中的高精度空气动力载荷测量提供了重要的技术解决方案。主要研究内容如下：第1章建立了载荷平衡与多维力测量的结合方法；第2章完成了LBFMS的结构设计，并分析了载荷平衡和力测量的基本原理；第3章对LBS的工作机制和载荷平衡过程进行了仿真分析，以验证所提出测量方法的有效性；第4章设计了载荷波动测试和静态校准实验，获得了LBS的载荷波动指数，并进一步比较了FMS与LBFMS的测量精度；第5章总结了整体研究结论。

章节摘录

测试系统的组成与原理

本节介绍了载荷平衡多维力测量方法的核心原理及LBFMS的结构组成。基于刚体假设和点测量假设，分别建立了FMS和LBS的机械模型，为后续的仿真分析和实验数据处理提供了理论支持。

为了验证载荷平衡多维力测量方法的可行性，本研究采用了...

LBFMS的仿真分析

为了确定FMS的最佳布局尺寸，验证LBS设计方案的可行性及LBFMS的整体测量性能，本研究使用ANSYS软件进行了一系列仿真分析。模拟了风洞测试中载荷平衡后的实际空气动力载荷测量过程，并通过六维力的输出误差评估了系统的测量性能和可行性，为后续研究提供了数据支持...

LBFMS的实验验证

为了验证LBS的载荷平衡稳定性和LBFMS的力测量性能，本研究构建了LBFMS的原理原型测试系统。依次进行了载荷波动实验、三向正交校准实验和六维力复合载荷实验，以获得系统的关键性能参数并验证所提出方法的可行性和测量精度。实验系统由两部分组成：FMS和LBS...

结论

为了解决大型飞机模型风洞测试中初始安装重量占用力测量范围导致的测量范围与精度之间的核心不兼容问题，本文提出了一种基于载荷平衡的多维力测量方法。开发了一种由力测量系统（FMS）和载荷平衡系统（LBS）组成的载荷平衡力测量系统（LBFMS）。其可行性和测量...

作者贡献声明

马世璐：撰写 – 审稿与编辑、撰写 – 原稿、软件、方法论、概念化。袁明宇：撰写 – 审稿与编辑、撰写 – 原稿、概念化。王静：撰写 – 审稿与编辑、撰写 – 原稿、软件。李新阳：撰写 – 审稿与编辑、软件、概念化。刘金龙：撰写 – 审稿与编辑、软件、概念化。吴亚琪：撰写 – 审稿与编辑、软件、概念化。吴佳玲：撰写 –