(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089)

0 引言

飛行器在飛行過(guò)程中所處的氣流環(huán)境及其復(fù)雜，翼面承受的壓力變化劇烈。準(zhǔn)確實(shí)現(xiàn)機(jī)翼表面壓力分布測(cè)量，對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)以及氣動(dòng)性能驗(yàn)證具有重要意義。國(guó)外科研試飛機(jī)構(gòu)已開(kāi)展大量的壓力分布飛行核試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)研究，積累了一定的技術(shù)經(jīng)驗(yàn)[1-6]。我國(guó)在該領(lǐng)域起步較晚，曾以運(yùn)七飛機(jī)為試驗(yàn)機(jī)開(kāi)展了一系列壓力分布測(cè)試技術(shù)預(yù)先研究，得到了多種構(gòu)型下增升裝置的壓力分布測(cè)試數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了襟翼載荷設(shè)計(jì)，取得了一定的應(yīng)用效果。但是壓力分布測(cè)試技術(shù)尚不成熟[7-8]。

本文針對(duì)某型試驗(yàn)機(jī)壓力分布測(cè)量的試飛需求，采用以壓力掃描閥為測(cè)試核心的飛行測(cè)壓模塊作為關(guān)鍵測(cè)試設(shè)備，實(shí)現(xiàn)單側(cè)增升裝置表面多點(diǎn)壓力高精度測(cè)試。壓力掃描閥是集成了多個(gè)壓力傳感器的微型測(cè)試陣列，通過(guò)打孔法將氣體引入壓力掃描閥內(nèi)的硅壓阻傳感器實(shí)時(shí)采集機(jī)翼表面壓力，同時(shí)飛行測(cè)壓模塊將測(cè)試數(shù)據(jù)以網(wǎng)絡(luò)包的格式傳輸?shù)綑C(jī)載測(cè)試系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)記錄和監(jiān)控。飛行測(cè)壓模塊具有多通道、小型化、高精度的優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于具有多點(diǎn)壓力分布測(cè)試的各類試飛科目中。系統(tǒng)的測(cè)試精度直接影響著壓力分布科目的試飛結(jié)果，為確保其測(cè)試精度，實(shí)現(xiàn)被測(cè)參數(shù)量值的準(zhǔn)確溯源，開(kāi)展其測(cè)試及校準(zhǔn)技術(shù)研究具有重要意義。本文針對(duì)飛行試驗(yàn)壓力分布科目測(cè)試精度需求，基于飛行測(cè)壓模塊原理分析，開(kāi)展其機(jī)載測(cè)試校準(zhǔn)技術(shù)研究，旨在提升壓力分布測(cè)試精度，提供準(zhǔn)確的測(cè)試數(shù)據(jù)，為研究機(jī)翼強(qiáng)度以及氣動(dòng)性能提供支撐。

1 飛行測(cè)壓模塊

飛行測(cè)壓模塊是一種同時(shí)集成先進(jìn)的模擬電子電路與數(shù)字溫度補(bǔ)償設(shè)計(jì)的高精度雙處理器試飛數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。系統(tǒng)構(gòu)成如圖1所示。該系統(tǒng)由主機(jī)和壓力掃描閥兩部分組成。其中主機(jī)包含數(shù)據(jù)采集單元和系統(tǒng)控制單元，最大可兼容8個(gè)64通道的掃描閥，提供512通道的壓力測(cè)試。

圖1 飛行測(cè)壓模塊組成

壓力掃描閥是高性能的一體式氣體壓力測(cè)量裝置，用于多通道干燥無(wú)腐蝕性氣體的壓力測(cè)量，掃描閥內(nèi)部集成64或32個(gè)硅壓阻式壓力傳感器陣列以及相同數(shù)量的溫度傳感器。每個(gè)傳感器內(nèi)部還包含一個(gè)EEPROM電路，EEPROM電路用于記憶傳感器相關(guān)的信息，諸如校準(zhǔn)系數(shù)、傳感器編號(hào)ID、量程、出廠校準(zhǔn)日期、用戶校準(zhǔn)日期等。壓力掃描閥是具有數(shù)字溫度補(bǔ)償功能的微型差壓測(cè)量模塊。通過(guò)精確測(cè)量掃描閥內(nèi)惠斯通電橋的橋路電阻，采用特殊補(bǔ)償算法實(shí)時(shí)消除測(cè)試熱誤差，使得傳感器在整個(gè)工作溫度范圍內(nèi)獲得最高的測(cè)試精度。系統(tǒng)主機(jī)與壓力掃描閥配套使用，在飛行試驗(yàn)中提供精度優(yōu)于±0.05%的多通道機(jī)載壓力測(cè)試。

同時(shí)，飛行測(cè)壓模塊提供拓展接口，多個(gè)模塊通過(guò)以太網(wǎng)通信，可構(gòu)成更大規(guī)模的分布式多參數(shù)智能網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。廣泛應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道壓力分布測(cè)試、機(jī)翼表面壓力分布測(cè)試等具有多點(diǎn)分布式測(cè)壓需求的試飛課題中。

2 飛行測(cè)壓模塊校準(zhǔn)

2.1 校準(zhǔn)原理

飛行測(cè)壓模塊內(nèi)自帶的壓力校準(zhǔn)單元，可實(shí)現(xiàn)零位修正以及內(nèi)部自校，雖然在一定程度上提升了整個(gè)測(cè)試范圍內(nèi)系統(tǒng)的測(cè)試精度，但不能真正實(shí)現(xiàn)量值溯源，為確保測(cè)試精度，依據(jù)試飛流程，需定期開(kāi)展壓力掃描閥的校準(zhǔn)工作。參考Q/FY.J0.52.3-2013《飛行試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)校準(zhǔn)標(biāo)準(zhǔn)—靜態(tài)壓力》,普通靜態(tài)壓力傳感器的校準(zhǔn)往往是單通道進(jìn)行的，對(duì)單個(gè)壓力傳感器施加標(biāo)準(zhǔn)壓力，得到測(cè)試量值，建立基于輸入輸出的校準(zhǔn)曲線。但是壓力掃描閥作為一個(gè)傳感器陣列，集成了32或者64路硅壓阻式壓力傳感器，這樣的校準(zhǔn)方式效率低下，增加了停機(jī)等待時(shí)間。因此，需開(kāi)展更加高效的校準(zhǔn)技術(shù)研究。

對(duì)于壓力掃描閥而言，由于其在飛行試驗(yàn)參數(shù)的測(cè)試中起著重要的作用，因此對(duì)校準(zhǔn)的精度與效率的要求更加嚴(yán)格，本文基于其結(jié)構(gòu)和工作原理，提出采用一種高效率的多通道系統(tǒng)校準(zhǔn)方案。

壓力掃描閥內(nèi)部設(shè)計(jì)了一個(gè)專用的氣動(dòng)閥組，可以設(shè)置每個(gè)通道的測(cè)試/參考端使用公共壓力測(cè)試/參考或者使用單獨(dú)的壓力測(cè)試/參考(真正的差壓模式)。兩種模式下還為輸入氣路設(shè)計(jì)了內(nèi)部吹掃和檢漏功能。

壓力掃描閥的內(nèi)部簡(jiǎn)要原理如圖2所示，可通過(guò)設(shè)備內(nèi)部的閥路控制，使得壓力掃描閥具有測(cè)試和校準(zhǔn)兩個(gè)完全不同的工作狀態(tài)。本文通過(guò)研究壓力掃描閥的內(nèi)部原理，分別對(duì)閥路控制端口C1、C2加壓，使得壓力掃描閥在測(cè)試和校準(zhǔn)兩個(gè)不同的工作狀態(tài)下任意切換。如圖2所示，當(dāng)處于測(cè)試狀態(tài)時(shí)，掃描閥內(nèi)的壓力傳感器分別連接到各個(gè)測(cè)量端口上，壓力參考端聯(lián)通大氣，各個(gè)通道獨(dú)立測(cè)量。當(dāng)處于校準(zhǔn)狀態(tài)時(shí)，陣列內(nèi)的傳感器均連接到公共的校準(zhǔn)端口CAL位置，此時(shí)，掃描閥內(nèi)集成的所有傳感器的測(cè)試端和參考端在內(nèi)部聯(lián)通，由壓力掃描閥的閥路特性可知，當(dāng)內(nèi)部閥處于校準(zhǔn)位置時(shí)，對(duì)CAL端口施加的壓力均可被集成的32或者64路壓力傳感器精確感知，這是壓力掃描閥可以進(jìn)行多通道校準(zhǔn)的結(jié)構(gòu)原理。

圖2 掃描閥內(nèi)部推閥控制原理圖

2.2 校準(zhǔn)前準(zhǔn)備

2.2.1 校準(zhǔn)數(shù)據(jù)采集軟件的設(shè)計(jì)

飛行測(cè)壓模塊校準(zhǔn)數(shù)據(jù)采集軟件是針對(duì)系統(tǒng)主機(jī)編制的集通信、控制與數(shù)據(jù)采集功能于一體的專用軟件。該軟件基于Visual Basic 6.0平臺(tái)進(jìn)行設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)。設(shè)置了系統(tǒng)觸發(fā)、參數(shù)設(shè)置、狀態(tài)檢測(cè)及數(shù)據(jù)采集等多個(gè)功能模塊。數(shù)據(jù)采集軟件應(yīng)用界面如圖3所示。

圖3 數(shù)據(jù)采集軟件應(yīng)用界面

系統(tǒng)主機(jī)具有一個(gè)以太網(wǎng)接口，采用TCP/IP傳輸協(xié)議與本地計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)通信。所有命令/響應(yīng)信息和數(shù)據(jù)都嵌入有TCP報(bào)頭。校準(zhǔn)采用的PPC4標(biāo)準(zhǔn)壓力控制器開(kāi)放RS232端口及相應(yīng)的指令集，通過(guò)串口使用設(shè)備標(biāo)準(zhǔn)指令與其通信，實(shí)現(xiàn)校準(zhǔn)點(diǎn)的加壓控制以及標(biāo)準(zhǔn)壓力點(diǎn)的采集。系統(tǒng)上電后，可實(shí)現(xiàn)對(duì)壓力掃描閥工作狀態(tài)的閥位檢測(cè)和所有測(cè)試通道壓力數(shù)據(jù)的讀取，還允許用戶對(duì)飛行測(cè)壓模塊進(jìn)行配置，如AD平均次數(shù)、采樣率等，同時(shí)提供數(shù)據(jù)分析模塊，供用戶對(duì)測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行回放、處理。

2.2.2 校準(zhǔn)方案及配置

在對(duì)以壓力掃描閥為核心的飛行測(cè)壓模塊校準(zhǔn)之前，需配置一臺(tái)讀數(shù)精度不低于0.01%的標(biāo)準(zhǔn)壓力源為系統(tǒng)校準(zhǔn)提供標(biāo)準(zhǔn)壓力，一個(gè)100 psi(計(jì)量單位，1 psi=6.895 kPa)左右的推閥氣源來(lái)控制壓力掃描閥的工作狀態(tài)，一臺(tái)配備了以太網(wǎng)卡的筆記本電腦，以及編制的校準(zhǔn)數(shù)據(jù)采集記錄軟件實(shí)現(xiàn)模塊校準(zhǔn)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)監(jiān)控和記錄。依據(jù)飛行試驗(yàn)壓力參數(shù)校準(zhǔn)標(biāo)準(zhǔn)，整個(gè)校準(zhǔn)過(guò)程需保持穩(wěn)定的溫濕度環(huán)境。系統(tǒng)地面比對(duì)校準(zhǔn)原理框圖如圖4所示。

圖4 飛行測(cè)壓系統(tǒng)地面校準(zhǔn)原理圖

本文采用多通道的校準(zhǔn)方法實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行測(cè)壓模塊的校準(zhǔn)工作,依據(jù)地面校準(zhǔn)原理圖連接整個(gè)系統(tǒng),采用已備好的外部推閥氣源對(duì)C1端推閥加壓,使掃描閥處于校準(zhǔn)工作狀態(tài)。配置型號(hào)為PPC4的標(biāo)準(zhǔn)壓力控制器，依據(jù)測(cè)試范圍選取校準(zhǔn)點(diǎn)，標(biāo)準(zhǔn)壓力控制器PPC4輸出校準(zhǔn)點(diǎn)指定的標(biāo)準(zhǔn)壓力至掃描閥的CAL端，作為整個(gè)系統(tǒng)的輸入物理量，壓力掃描閥將壓力轉(zhuǎn)換為數(shù)字量發(fā)送給系統(tǒng)主機(jī)后經(jīng)主機(jī)調(diào)制以網(wǎng)絡(luò)包的格式發(fā)送并傳輸至計(jì)算機(jī)記錄。通過(guò)建立記錄數(shù)據(jù)與輸入物理量的對(duì)應(yīng)關(guān)系，得到每個(gè)通道壓力傳感器的校準(zhǔn)曲線。

2.3 校準(zhǔn)結(jié)果

以編號(hào)為322345的壓力掃描閥為例，它內(nèi)置32個(gè)壓力傳感器,測(cè)量范圍為30 psi，在測(cè)量范圍內(nèi)等間距的選取0 psi、5 psi、10 psi、15 psi、20 psi、25 psi、30 psi七個(gè)壓力點(diǎn)[9]。依據(jù)試飛參數(shù)測(cè)試校準(zhǔn)標(biāo)準(zhǔn)，按照壓力點(diǎn)的選取通過(guò)控制標(biāo)準(zhǔn)壓力源依次加壓，每個(gè)通道在每一個(gè)校準(zhǔn)點(diǎn)采集記錄500次數(shù)據(jù)，正反行程單次循環(huán)校準(zhǔn)。根據(jù)記錄數(shù)據(jù)，計(jì)算出壓力掃描閥的基本誤差[10]，如表1所示。

表1 壓力掃描閥(編號(hào)322345)的基本誤差

3 不確定度分析

測(cè)量不確定度是表征合理地賦予被測(cè)量之值的分散性，與測(cè)量結(jié)果相聯(lián)系的參數(shù)，由于飛行測(cè)壓系統(tǒng)的校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)過(guò)程中不可避免的存在影響測(cè)量結(jié)果的誤差，分析每一個(gè)誤差分量對(duì)測(cè)量結(jié)果造成的影響具有重要意義。

3.1 概述

飛行測(cè)壓模塊的核心是壓力掃描閥，由于目前國(guó)內(nèi)沒(méi)有壓力掃描閥相關(guān)的國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)、國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)以及行業(yè)規(guī)范等。本文針對(duì)飛行試驗(yàn)壓力分布測(cè)試需求，采用JJG860-2015《壓力傳感器靜態(tài)檢定規(guī)程》、JJG875-2005《數(shù)字壓力計(jì)檢定規(guī)程》及JJF1059.1-2012《測(cè)量不確定度評(píng)定與表示》對(duì)校準(zhǔn)過(guò)程進(jìn)行控制以及對(duì)校準(zhǔn)結(jié)果進(jìn)行不確定度評(píng)定。

由于測(cè)量誤差的存在，用不確定度分析來(lái)衡量測(cè)量結(jié)果的可靠程度，用自由度來(lái)衡量該不確定度分析的可靠程度，自由度越大，不確定度的分析越可靠[11]。

3.2 數(shù)學(xué)模型

壓力掃描閥內(nèi)集成的各個(gè)傳感器，在校準(zhǔn)過(guò)程中每個(gè)校準(zhǔn)點(diǎn)正反行程各采集500次數(shù)據(jù)，將采集到的1 000個(gè)數(shù)據(jù)剔除粗大誤差后的平均值作為傳感器示值，將各個(gè)通道傳感器的示值與標(biāo)準(zhǔn)壓力控制器PPC4的示值之差作為該通道的示值誤差[12]。

3.3 不確定度來(lái)源

通過(guò)對(duì)校準(zhǔn)過(guò)程進(jìn)行分析，得到地面校準(zhǔn)過(guò)程中可能導(dǎo)致測(cè)量不確定度來(lái)源的分量。

3.3.1 由于測(cè)量的重復(fù)性引入的標(biāo)準(zhǔn)不確定度(A類)

以表1所示的編號(hào)為322345，測(cè)量范圍為30 psi的壓力掃描閥為例。在7個(gè)校準(zhǔn)點(diǎn)，22 400個(gè)正反行程的校準(zhǔn)數(shù)據(jù)中，第31通道的傳感器在25 psi的校準(zhǔn)點(diǎn)上出現(xiàn)了最大的測(cè)試偏差。所以抽取該通道傳感器在25 psi的1 000個(gè)校準(zhǔn)數(shù)據(jù)(數(shù)據(jù)樣本如圖5所示)，來(lái)分析由測(cè)量的重復(fù)性引入的A類標(biāo)準(zhǔn)不確定度。

先求出選取的1 000個(gè)校準(zhǔn)數(shù)據(jù)的平均值：

圖5 322345單元在25 psi的校準(zhǔn)數(shù)據(jù)

應(yīng)用Bessel公式計(jì)算單次測(cè)量的不確定度(n=1000)：

平均值的標(biāo)準(zhǔn)不確定度為：

自由度：v1=1000-1=999

3.3.2 由標(biāo)準(zhǔn)壓力控制器PPC4引入的不確定度(B類)

標(biāo)準(zhǔn)壓力控制器PPC4內(nèi)有兩個(gè)標(biāo)準(zhǔn)傳感器(-15～15 kPa、0～350 kPa)，本次校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)只使用了測(cè)量范圍為350 kPa的傳感器。依據(jù)國(guó)防科技工業(yè)第一計(jì)量測(cè)試研究中心(北京304所)給出的校準(zhǔn)證書(shū)，350 kPa的標(biāo)準(zhǔn)壓力傳感器，包含因子k=2時(shí)的擴(kuò)展不確定度U=0.012 kPa，則該標(biāo)準(zhǔn)源引入的不確定為：

估計(jì)方差：u22= 7.57×10-7psi2

該不確定度分量的估計(jì)可靠性非常高，其自由度v2→∞。

3.3.3 由主機(jī)測(cè)量分辨率引入的不確定度(B類)

估計(jì)該不確定的可靠程度為90%，它的自由度為：

3.4 合成不確定度

上述三項(xiàng)不確定度來(lái)源均不相關(guān)，合成標(biāo)準(zhǔn)不確定度的為:

該合成標(biāo)準(zhǔn)不確定度的自由度為：

3.5 擴(kuò)展不確定

取置信概率p=95%，在服從t分布的條件下，其包含因子為1.96，拓展不確定度為：

U=k×u=0.000 39 psi

4 工程應(yīng)用

4.1 壓力分布機(jī)載測(cè)試系統(tǒng)構(gòu)建

壓力分布機(jī)載測(cè)試系統(tǒng)由飛行測(cè)壓模塊和機(jī)載采集記錄設(shè)備組成。機(jī)上改裝時(shí)在測(cè)壓表面開(kāi)孔，將壓力引入安裝在結(jié)構(gòu)內(nèi)部的掃描閥模塊，將壓力轉(zhuǎn)換為數(shù)字量發(fā)送給系統(tǒng)主機(jī)后經(jīng)主機(jī)調(diào)制以網(wǎng)絡(luò)包的格式發(fā)送至機(jī)載采集記錄設(shè)備實(shí)現(xiàn)與其他飛行參數(shù)的同步。在實(shí)現(xiàn)機(jī)翼表面壓力數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)測(cè)量、傳輸、采集、記錄的同時(shí)，還可將關(guān)鍵測(cè)點(diǎn)的數(shù)據(jù)通過(guò)PCM遙測(cè)下傳到地面監(jiān)控大廳，供試飛課題人員實(shí)時(shí)處理和監(jiān)控。其構(gòu)建方案如圖6所示。

圖6 壓力分布機(jī)載測(cè)試系統(tǒng)

4.2 試飛數(shù)據(jù)

將飛行測(cè)壓模塊進(jìn)行機(jī)上安裝，采用系統(tǒng)內(nèi)的一個(gè)掃描閥單元對(duì)襟翼上下表面的28個(gè)測(cè)點(diǎn)進(jìn)行壓力分布測(cè)量，經(jīng)過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證,襟翼相同卡位不同巡航狀態(tài)下壓力分布測(cè)量結(jié)果如圖7所示。

圖7 壓力分布測(cè)量結(jié)果

數(shù)據(jù)結(jié)果表明，經(jīng)過(guò)校準(zhǔn)后的飛行測(cè)壓模塊的測(cè)試數(shù)據(jù)穩(wěn)定，具有良好的工程應(yīng)用性。0卡位巡航構(gòu)型下，在高度相同，馬赫數(shù)、機(jī)身迎角差異較大的條件下，襟翼弦向壓力分布結(jié)果整體差異不明顯，僅在上表面的擾流板覆蓋區(qū)之后略有偏差，其他部分的數(shù)據(jù)重復(fù)性良好。

5 結(jié)束語(yǔ)

目前。國(guó)外飛行載荷測(cè)量已由應(yīng)變法向壓力分布測(cè)量的方向發(fā)展，以壓力掃描閥為核心的“打孔法”是目前較為常用的測(cè)試方法。飛行測(cè)壓模塊以集成了多個(gè)傳感器陣列的壓力掃描閥為核心，是采用“打孔法”開(kāi)展壓力分布測(cè)試的關(guān)鍵測(cè)試設(shè)備。為確保其測(cè)試精度，實(shí)現(xiàn)測(cè)試參數(shù)的量值溯源，本文基于系統(tǒng)內(nèi)部結(jié)構(gòu)和功能設(shè)計(jì)，通過(guò)原理分析，開(kāi)展了飛行測(cè)壓模塊的地面校準(zhǔn)，機(jī)載配套以及飛行試驗(yàn)應(yīng)用技術(shù)研究。研究結(jié)果表明，飛行測(cè)壓模塊精度滿足壓力分布科目測(cè)試需求，其測(cè)試數(shù)據(jù)有效可靠，為某型機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算以及飛行載荷分析提供準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)支撐，取得良好的應(yīng)用效果。