蔣增, 劉鐵中, 何宏偉

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 哈爾濱 150001)

提高變體飛機(jī)風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)精度的方法研究

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 哈爾濱 150001)

變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)主要測(cè)量機(jī)翼等變形過(guò)程對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)引起的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力、力矩和力矩操縱效率變化。相對(duì)于常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)，由于模型的變體運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度差。本文對(duì)純機(jī)械驅(qū)動(dòng)的變體飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)精度的主要影響因素進(jìn)行了分析，從試驗(yàn)方案、數(shù)據(jù)采集觸發(fā)方式和數(shù)據(jù)處理方法等進(jìn)行了改進(jìn)。驗(yàn)證試驗(yàn)表明，試驗(yàn)精度大幅提高，升力系數(shù)重復(fù)性最大誤差約為0.00538，阻力系數(shù)重復(fù)性最大誤差約為0.00098，俯仰力矩系數(shù)重復(fù)性最大誤差約為0.00113，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)精度達(dá)到常規(guī)試驗(yàn)水平。

變體飛機(jī)；風(fēng)洞試驗(yàn)；數(shù)據(jù)處理；動(dòng)態(tài)測(cè)力

0 引 言

變體飛機(jī)能夠根據(jù)任務(wù)環(huán)境主動(dòng)自適應(yīng)地改變其外形，具有更寬的飛行包線，在每個(gè)飛行剖面都具有最優(yōu)的氣動(dòng)性能，是目前國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)[1-3]。變體飛機(jī)在空中瞬間改變其外形的過(guò)程可能出現(xiàn)氣動(dòng)力的非定常變化，引起飛機(jī)力矩特性的劇烈改變，從而影響飛機(jī)的飛行安全[4]。

變體飛機(jī)的研究目前仍主要依賴風(fēng)洞試驗(yàn)，以獲得飛機(jī)變體過(guò)程的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性和操穩(wěn)特性，同時(shí)驗(yàn)證飛機(jī)按需要進(jìn)行變體方案的合理性和結(jié)構(gòu)可靠性。如美國(guó)的變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)(MAS)項(xiàng)目于2006年初在NASA蘭利研究中心成功完成了風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)最大風(fēng)速達(dá)0.9Ma[5]。

與常規(guī)試驗(yàn)相比，變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M參數(shù)多，在狹小的模型空間里需要布置變體驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)、試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)等，導(dǎo)致變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)復(fù)雜，試驗(yàn)過(guò)程受干擾的因素更多，因此測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度差。

試驗(yàn)精度一般是指同一模型在同一期試驗(yàn)、同一試驗(yàn)狀態(tài)下，經(jīng)非連續(xù)重復(fù)多次(一般為7次)試驗(yàn)，其測(cè)量值的均方根誤差[6]。變體飛機(jī)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)一般采取固定模型姿態(tài)角，測(cè)量(機(jī)翼)變體過(guò)程全機(jī)的氣動(dòng)力和力矩等特性，假如風(fēng)洞試驗(yàn)中測(cè)量獲得的氣動(dòng)力(或力矩)系數(shù)誤差ΔR的影響因素可用如下關(guān)系式表示：

ΔR=F(Δα,Δβ,Δγ,ΔM,Δp0,Δp,ΔT0,Δξ)

其中上述參數(shù)分別表示模型的姿態(tài)角(迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角)、試驗(yàn)馬赫數(shù)、試驗(yàn)總壓、試驗(yàn)靜壓和試驗(yàn)總溫等的測(cè)量誤差和天平測(cè)量誤差。由于變體模型的剛度較常規(guī)模型低，可能會(huì)引起嚴(yán)重的流固耦合問(wèn)題，這會(huì)使分析重復(fù)性誤差的影響因素更多，因此本文假設(shè)模型為剛體，不考慮氣動(dòng)彈性效應(yīng)的影響。則在變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)中，因?yàn)樾枰M機(jī)翼的變體運(yùn)動(dòng)，對(duì)氣動(dòng)力參數(shù)的影響增加了變體速度和變體運(yùn)動(dòng)部分的機(jī)翼面積，可用如下式表示：

ΔR=F(Δα,Δβ,Δγ,ΔM,Δp0,Δp,ΔT0,Δξ,ΔV,ΔS)

如某風(fēng)洞滿足常規(guī)試驗(yàn)精度指標(biāo)，假設(shè)變體運(yùn)動(dòng)的微小速度差異ΔV(主要由電機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)導(dǎo)致，約為0.01°/s，即每秒的角度差異小于1′，同時(shí)該誤差也會(huì)最終傳遞到面積不同導(dǎo)致的氣動(dòng)力系數(shù)誤差)對(duì)氣動(dòng)力特性的影響可忽略不計(jì)，則變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的影響關(guān)系式可簡(jiǎn)化為：

ΔR≈F(ΔS)

即假如某風(fēng)洞測(cè)量系統(tǒng)滿足常規(guī)試驗(yàn)精度要求，變體飛機(jī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的重復(fù)性精度受測(cè)量過(guò)程中模型狀態(tài)(變體部分機(jī)翼面積)的影響最大，這是由于驅(qū)動(dòng)控制系統(tǒng)、傳動(dòng)系統(tǒng)的誤差使試驗(yàn)中模型狀態(tài)不同(或機(jī)翼面積不同)和機(jī)械間隙使運(yùn)動(dòng)變體部分機(jī)翼的抖動(dòng)導(dǎo)致試驗(yàn)重復(fù)性差。

1 模型與試驗(yàn)設(shè)備

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

模型采用全金屬材料，比例為1∶28的半模模型，變體形式為全機(jī)械驅(qū)動(dòng)的大尺度變體。圖1為變體模型驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)三維圖，從中可以看出在進(jìn)行動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)過(guò)程中，通過(guò)電機(jī)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)渦輪蝸桿的直線運(yùn)動(dòng)，外翼通過(guò)合頁(yè)與主翼連接，同時(shí)直線驅(qū)動(dòng)臂通過(guò)鉸鏈帶動(dòng)曲柄驅(qū)動(dòng)外翼繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)外翼的上下折疊運(yùn)動(dòng)，最大折疊角速度為13°/s，當(dāng)需要研究不同外翼折疊速度的影響試驗(yàn)時(shí)，通過(guò)調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速來(lái)改變外翼折疊速度。

模型面積：0.1425m2(完全展開(kāi))，0.1254m2(折疊到45°位置)；

模型平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)：0.4936m(完全展開(kāi))，0.5384m(折疊到45°位置)；

模型展長(zhǎng)：0.42m(完全展開(kāi))，0.2648m(折疊到45°位置)。

實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，氣動(dòng)力系數(shù)以模型完全展開(kāi)時(shí)的面積、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展長(zhǎng)等參數(shù)進(jìn)行計(jì)算。

圖1 變體飛機(jī)機(jī)構(gòu)示意圖

圖2 模型在風(fēng)洞中的安裝照片

1.2 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)是在中航工業(yè)氣動(dòng)院FL-7風(fēng)洞進(jìn)行的，天平為BJ1-A半模天平。FL-7風(fēng)洞是一座試驗(yàn)段截面積640mm×520mm，由大氣進(jìn)氣的直流連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，由3臺(tái)渦噴-5甲發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)。試驗(yàn)段前置有單支點(diǎn)半柔壁噴管，通過(guò)調(diào)節(jié)噴管喉部的開(kāi)度，連續(xù)調(diào)節(jié)任意試驗(yàn)Ma數(shù)為0.2～1.5，試驗(yàn)中通過(guò)風(fēng)洞壁板與模型整體繞天平軸線旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)迎角變化。

數(shù)據(jù)采集采用VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其內(nèi)置低通濾波截止頻率為2Hz。本期動(dòng)態(tài)試驗(yàn)部分采集方式為連續(xù)采集瞬時(shí)值，總體上每秒采集1000點(diǎn)。天平測(cè)得的電壓信號(hào)，由VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集并轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)，由處理程序計(jì)算出所需求的氣動(dòng)力系數(shù)。

2 試驗(yàn)方案

2.1 試驗(yàn)流程及改進(jìn)

變體動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)采用固定模型姿態(tài)角、測(cè)量全機(jī)氣動(dòng)力隨外翼折疊變化的方式進(jìn)行，試驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效區(qū)間為當(dāng)外翼按一定速度從水平位置向上折疊到最大位置(半周期試驗(yàn))和從最大位置向下折疊到外翼達(dá)到水平位置(整周期試驗(yàn))。變體試驗(yàn)流程如圖3所示，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的采集觸發(fā)系統(tǒng)由電機(jī)驅(qū)動(dòng)器給出信號(hào)。當(dāng)試驗(yàn)流場(chǎng)條件滿足時(shí)，控制電腦向電機(jī)驅(qū)動(dòng)器發(fā)出信號(hào)，驅(qū)動(dòng)器向電機(jī)發(fā)出啟動(dòng)指令和向采集系統(tǒng)發(fā)出觸發(fā)信號(hào)，電機(jī)帶動(dòng)外翼折疊變體運(yùn)動(dòng)，采集卡開(kāi)始采集天平的電壓信號(hào)，當(dāng)變體運(yùn)動(dòng)結(jié)束時(shí)，控制電腦根據(jù)試驗(yàn)事先設(shè)好的行程向驅(qū)動(dòng)器下達(dá)停止指令，驅(qū)動(dòng)器同時(shí)向電機(jī)和采集系統(tǒng)發(fā)出信號(hào)，電機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，采集系統(tǒng)停止采集，一個(gè)試驗(yàn)周期結(jié)束[7-9]。

圖3 變體試驗(yàn)流程圖

由本文第1節(jié)的理論分析和圖1可知，影響變體飛機(jī)試驗(yàn)重復(fù)性精度的主要因素是在重復(fù)試驗(yàn)過(guò)程中每次測(cè)量時(shí)變體運(yùn)動(dòng)部分的機(jī)翼面積不一致。由于機(jī)構(gòu)間隙誤差，每次試驗(yàn)周期中，采集系統(tǒng)記錄的每次試驗(yàn)的實(shí)際起始和結(jié)束位置不一致。針對(duì)本文所研究的翼尖折疊模型，對(duì)公式(3)有

ΔR≈F(ΔS)=F(S1·cos(Δφ))

其中S1為變體可運(yùn)動(dòng)部分機(jī)翼面積，φ為向上折疊角度。根據(jù)模型的傳動(dòng)原理和結(jié)構(gòu)，可得

Δφ=F(Δω1，Δω2，Δω3)

其中ω1表示電機(jī)的轉(zhuǎn)速(一級(jí)誤差)，ω2表示渦輪蝸桿轉(zhuǎn)速(二級(jí)誤差)，ω3表示外翼驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)鉸鏈轉(zhuǎn)速(三級(jí)誤差)。電機(jī)轉(zhuǎn)速誤差主要是由其控制原理誤差造成，后2種主要是由結(jié)構(gòu)間隙、加工精度、裝配等原因造成。由誤差傳播理論可知，采用該試驗(yàn)方案上述3種誤差不但同時(shí)存在，電機(jī)和渦輪蝸桿等的誤差會(huì)進(jìn)一步向下傳播，各種誤差最終反映為變體機(jī)翼的位置Δφ(或水平投影面積)誤差。因此試驗(yàn)方案改進(jìn)的主要思路是減少誤差源，最理想的方式是利用折疊外翼的位置來(lái)觸發(fā)光柵信號(hào)，由光柵信號(hào)轉(zhuǎn)換成電信號(hào)來(lái)觸發(fā)采集系統(tǒng)，每次試驗(yàn)時(shí)連續(xù)采集的數(shù)據(jù)區(qū)間是由外翼位置(從水平折疊到指定角度)來(lái)決定，理論上減小了由驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)帶來(lái)的誤差，改進(jìn)后的試驗(yàn)流程如圖4所示。但由于受到模型空間限制(翼尖部分最大厚度僅4mm)，不可能將光柵系統(tǒng)安裝在折疊外翼上，最終將光柵(如圖5)安裝在驅(qū)動(dòng)臂上，從而避免了一級(jí)Δω1和二級(jí)誤差Δω2。

圖4 改進(jìn)后變體試驗(yàn)流程圖

2.2 采集觸發(fā)裝置

根據(jù)變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)特點(diǎn)，改進(jìn)后的試驗(yàn)方案采用數(shù)字邏輯電路、光電耦合器和直線碼盤來(lái)實(shí)現(xiàn)外觸發(fā)采集的功能。采集信號(hào)發(fā)生裝置采用光電耦合器(工作原理如圖5所示)，通過(guò)變體驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)使直線碼盤過(guò)孔(如圖6)往返通過(guò)光電耦合器產(chǎn)生電平信號(hào)，同一個(gè)過(guò)孔產(chǎn)生的高地電平信號(hào)會(huì)出現(xiàn)一個(gè)相位差，數(shù)字邏輯電路將光電耦合器產(chǎn)生的電平信號(hào)轉(zhuǎn)換為脈沖信號(hào)和消除過(guò)孔帶來(lái)的相位差問(wèn)題。

改進(jìn)后的光電觸發(fā)傳感器安裝在驅(qū)動(dòng)臂上，觸發(fā)信號(hào)可直接接入VXI(PXI)外觸發(fā)接口，具有實(shí)時(shí)性及較強(qiáng)的抗干擾能力。試驗(yàn)中采集卡同時(shí)采集光柵觸發(fā)信號(hào)，根據(jù)該信號(hào)可計(jì)算出折疊外翼的動(dòng)態(tài)運(yùn)行角度位置。

圖5 光電耦合器工作原理圖

圖6 光電觸發(fā)裝置工作示意圖

2.3 數(shù)據(jù)處理方法及改進(jìn)

變體飛機(jī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理原理與靜態(tài)試驗(yàn)基本一致，即縱向氣動(dòng)力是由有風(fēng)載的各元力或(力矩)減去無(wú)風(fēng)情況下模型在各個(gè)對(duì)應(yīng)狀態(tài)的模型自重，通過(guò)天平換算公式獲得相應(yīng)的氣動(dòng)力系數(shù)。但由于是連續(xù)測(cè)量，數(shù)據(jù)采集頻率高和數(shù)據(jù)量大，如簡(jiǎn)單將兩個(gè)區(qū)間相減則容易出現(xiàn)有風(fēng)載和無(wú)風(fēng)載數(shù)據(jù)量不一致和位置對(duì)應(yīng)不一致，這也是降低變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度的重要因素[10]。

針對(duì)變體飛機(jī)動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理，利用快速傅立葉變換(FFT)等手段分析原始數(shù)據(jù)的噪聲組成，首先對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波，之后將連續(xù)采集的數(shù)據(jù)進(jìn)行離散[11]，以多個(gè)特征點(diǎn)(外翼折疊角度)曲線來(lái)表征連續(xù)過(guò)程的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力變化，特征點(diǎn)前后分別取20個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行平均以獲得在特征點(diǎn)位置時(shí)全機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)，此種處理方法大幅改善了因?yàn)閿?shù)據(jù)量不一致導(dǎo)致的重復(fù)性問(wèn)題[12]。

3 驗(yàn)證結(jié)果及簡(jiǎn)要分析

圖7為某模型在風(fēng)洞中采用改進(jìn)前的試驗(yàn)方法進(jìn)行的翼尖向上折疊和向下展開(kāi)時(shí)的3次動(dòng)態(tài)升力系數(shù)重復(fù)性試驗(yàn)曲線。其中試驗(yàn)馬赫數(shù)為Ma=0.4、迎角為6°、翼尖折疊速度為ω=8°/s，采用連續(xù)測(cè)量方式進(jìn)行，由于利用電機(jī)驅(qū)動(dòng)器中的編碼器來(lái)進(jìn)行觸發(fā)，即電機(jī)一啟動(dòng)即觸發(fā)采集。由于電機(jī)加減速等原因，機(jī)翼變體運(yùn)動(dòng)存在滯后，在試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理和分析中很難準(zhǔn)確判定機(jī)翼折疊的位置，因此只有采用時(shí)間軸來(lái)反映全機(jī)升力系數(shù)隨外翼折疊的變化，重復(fù)性較差。

圖7 改進(jìn)前動(dòng)態(tài)升力系數(shù)重復(fù)性曲線

圖8～10為采用改進(jìn)后的試驗(yàn)方案進(jìn)行的某模型翼尖向上折疊時(shí)的7次動(dòng)態(tài)全機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)重復(fù)性風(fēng)洞試驗(yàn)曲線。

其中試驗(yàn)馬赫數(shù)為Ma=0.4、迎角為4°、翼尖變體速度為ω=12°/s，仍采用連續(xù)測(cè)量方式進(jìn)行，翼尖從負(fù)角度開(kāi)始運(yùn)動(dòng)并達(dá)到勻速狀態(tài)，當(dāng)達(dá)到水平位置(外翼位置為0°)時(shí)觸發(fā)采集系統(tǒng)，并在每個(gè)要求的特征點(diǎn)位置給出光柵轉(zhuǎn)換信號(hào)，當(dāng)折疊到最大位置時(shí)停止，完成半周期試驗(yàn)，試驗(yàn)曲線可以方便地給出全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)隨翼尖折疊角度的變化曲線(也可給出隨時(shí)間變化曲線)。當(dāng)翼尖向下展開(kāi)時(shí)根據(jù)同樣原理進(jìn)行后半周期試驗(yàn)。數(shù)據(jù)處理采用離散法進(jìn)行，理論上只要離散點(diǎn)足夠多，即可代替整個(gè)連續(xù)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)過(guò)程，但數(shù)據(jù)量同樣非常大、光柵柵格會(huì)非常密(加工困難)，本次試驗(yàn)僅以翼尖在0°、15°、30°、45°位置為特征點(diǎn)來(lái)模擬整個(gè)動(dòng)態(tài)過(guò)程全機(jī)的氣動(dòng)力特性變化。從升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的重復(fù)性曲線可以看出，試驗(yàn)重復(fù)性精度非常高，見(jiàn)表1，升力系數(shù)重復(fù)性最大誤差為0.00538，阻力系數(shù)重復(fù)性最大誤差為0.00098，俯仰力矩系數(shù)重復(fù)性最大誤差為0.00113，升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨翼尖向上折疊的變化特性符合氣動(dòng)規(guī)律。

圖8 動(dòng)態(tài)升力系數(shù)離散法重復(fù)性曲線

Fig.8 Test repeatability curve of dynamic lift coefficient via discrete method

圖9 動(dòng)態(tài)阻力系數(shù)離散法重復(fù)性曲線

Fig.9 Test repeatability curve of dynamic drag coefficient via discrete method

圖10 動(dòng)態(tài)俯仰力矩系數(shù)離散法重復(fù)性曲線

Fig.10 Test repeatability curve of dynamic pitching moment coefficient via discrete method

表1 翼尖不同特征點(diǎn)位置動(dòng)態(tài)7次重復(fù)性精度Table 1 Seven times repeatability precision at different feature positions of wing tip

4 結(jié) 論

(1) 本文提出了變體飛機(jī)風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)流程的改進(jìn)方案，結(jié)合光柵同步采集系統(tǒng)，能夠準(zhǔn)確判定機(jī)翼變體的運(yùn)動(dòng)位置，提高了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度。

(2) 采用的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)離散處理方法，解決了變體飛機(jī)風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)量大的難題。

(3) 驗(yàn)證風(fēng)洞試驗(yàn)表明，變體飛機(jī)的風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)重復(fù)性精度大幅改善，升力系數(shù)重復(fù)性最大誤差約為0.00538，阻力系數(shù)重復(fù)性最大誤差約為0.00098，俯仰力矩系數(shù)重復(fù)性最大誤差為約0.00113。

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Shen Yanjie, Fan Chang, Tong Shengxi, et al. Application of elliptic digital filter in dynamic wind tunnel test[J]. Aeronautical Computing Technique, 2011, 41(1): 120-122, 128.

(編輯：張巧蕓)

Study on improving precision of morphing aircraft wind tunnel force test

Jiang Zengyan*, Liu Tiezhong, He Hongwei

(AVIC Aerodynamics Research Institute, Harbin 150001, China)

Morphing aircraft wind tunnel test is the main experimental technique for studies on aerodynamics and moments of force characteristics during wing morphing. Because of model morphing movement, the force test precision is lower than that of routine wind tunnel test. This paper analyzes the dominating impact factor of purely mechanical morphing aircraft wind tunnel force test and offers improving experiment program and data acquisition and processing methods. The verification test result shows that the modified test methods greatly improve the test precision. The max lift coefficient repeatability error is 0.00538, the max drag coefficient repeatability error is 0.00098, the max pitch moment coefficient repeatability error is 0.00113, the dynamic test precision is the same as that of routine wind tunnel test.

morphing aircraft;wind tunnel test;data reduction;dynamic force test

1672-9897(2016)01-0102-05

10.11729/syltlx20140137

2014-11-24;

2015-11-28

V211.7

A

*通信作者 E-mail: jzyqy@126.com