一種提高風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量的模型姿態(tài)控制和測(cè)量技術(shù)

劉志濤， 孫海生

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安　710072 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng)　621000

?

一種提高風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量的模型姿態(tài)控制和測(cè)量技術(shù)

劉志濤1, 2, *， 孫海生2

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安710072 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng)621000

低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置通常采用“電機(jī)+減速器+偏心機(jī)構(gòu)+線性傳動(dòng)機(jī)構(gòu)”的方式，存在傳遞環(huán)節(jié)多、機(jī)械間隙大等問(wèn)題，給模型運(yùn)動(dòng)的精確控制和模型姿態(tài)的精確測(cè)量帶來(lái)較大困難。為滿足大型客機(jī)等大飛機(jī)對(duì)低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的要求，基于現(xiàn)有的靜態(tài)試驗(yàn)通用支撐平臺(tái)，采用“電子凸輪”技術(shù)，建立了一套迎角/側(cè)滑角解耦、可進(jìn)行飛機(jī)小振幅動(dòng)導(dǎo)數(shù)和大振幅非定常氣動(dòng)特性研究的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置。利用該動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置進(jìn)行了某飛機(jī)大尺度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛣?dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和大振幅振蕩試驗(yàn)，獲得了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性，并研究了動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和靜態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間的相關(guān)性。試驗(yàn)結(jié)果表明：利用該裝置獲得的某飛機(jī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性較好、規(guī)律合理，能滿足大型飛機(jī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)要求。

大型飛機(jī)； 動(dòng)導(dǎo)數(shù)； 非定常氣動(dòng)力； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 支撐裝置

飛機(jī)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性(如動(dòng)穩(wěn)定特性和非定常氣動(dòng)特性)是影響飛機(jī)舒適性和安全性的重要?dú)鈩?dòng)因素[1]。風(fēng)洞模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和大振幅振蕩試驗(yàn)是研究飛行器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的兩種重要試驗(yàn)手段，分別用于獲得飛行器的動(dòng)穩(wěn)定特性和非定常氣動(dòng)特性。這兩類(lèi)試驗(yàn)的共性技術(shù)如下：利用試驗(yàn)支撐裝置將模型置于風(fēng)洞試驗(yàn)段中心，通過(guò)激振裝置使模型繞其體軸以給定的角振幅和頻率運(yùn)動(dòng)(如簡(jiǎn)諧振蕩運(yùn)動(dòng))，采用角度測(cè)量傳感器記錄模型姿態(tài)角的時(shí)間歷程，利用置于模型內(nèi)部的應(yīng)變天平同步測(cè)量模型所受氣動(dòng)載荷的時(shí)間歷程。由此可見(jiàn)，合理的模型支撐技術(shù)、精確的模型運(yùn)動(dòng)控制技術(shù)和模型姿態(tài)實(shí)時(shí)高精度測(cè)量技術(shù)是決定風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度的關(guān)鍵技術(shù)。

國(guó)外低速風(fēng)洞配備了多種動(dòng)態(tài)試驗(yàn)設(shè)備。比較典型的有美國(guó)NASA蘭利研究中心18 m×9 m全尺寸風(fēng)洞的剛性強(qiáng)迫振蕩裝置[2-5]、德國(guó)的機(jī)動(dòng)振蕩態(tài)天平[3,6]、法國(guó)莫當(dāng)S1MA風(fēng)洞的飛行力學(xué)研究裝置[3,7]、瑞典航空研究院的?3.6 m低速風(fēng)洞動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)裝置[8]、俄羅斯中央流體動(dòng)力研究院在T-103等風(fēng)洞開(kāi)發(fā)的小振幅動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)系統(tǒng)和大振幅強(qiáng)迫振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)[9]。

為滿足航空飛行器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性研究需求，國(guó)內(nèi)空氣動(dòng)力試驗(yàn)研究機(jī)構(gòu)相繼開(kāi)發(fā)了多種低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)平臺(tái)。比較典型的有中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所4 m×3 m低速風(fēng)洞的96型動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)系統(tǒng)[10]、中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-8風(fēng)洞的動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)系統(tǒng)[11]和南京航空航天大學(xué)H-2風(fēng)洞配套的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)[12]。

綜觀國(guó)內(nèi)外低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)可以看到，大量使用了“電機(jī)+減速器+偏心機(jī)構(gòu)+線性傳動(dòng)機(jī)構(gòu)”的方式來(lái)實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ退璧恼袷庍\(yùn)動(dòng)：由電機(jī)驅(qū)動(dòng)齒輪減速器，減速器的輸出軸與偏心滑塊機(jī)構(gòu)相聯(lián)，通過(guò)滑塊機(jī)構(gòu)將轉(zhuǎn)動(dòng)變成驅(qū)動(dòng)桿的直線運(yùn)動(dòng)，再通過(guò)不同的支撐方式或機(jī)構(gòu)分別實(shí)現(xiàn)模型不同的振蕩運(yùn)動(dòng)形式，通過(guò)改變偏心滑塊機(jī)構(gòu)的偏心距來(lái)改變模型運(yùn)動(dòng)振幅。風(fēng)洞試驗(yàn)表明[13-14]，采用這種多級(jí)機(jī)械傳動(dòng)的方式，由于機(jī)械間隙、安裝誤差和級(jí)間誤差傳遞等因素，使得試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼袷庍\(yùn)動(dòng)存在較大的誤差，特別是隨著裝置使用時(shí)間增長(zhǎng)，機(jī)械磨損造成間隙加大，模型的運(yùn)動(dòng)形態(tài)與給定的運(yùn)動(dòng)函數(shù)偏離更大。此外，采用這種傳動(dòng)方式時(shí)，通常使用線位移傳感器，由位移轉(zhuǎn)換得到角度的方式測(cè)量模型運(yùn)動(dòng)角度歷程，這種間接測(cè)量的方式易受機(jī)械間隙和支桿彈性變性等因素的影響，降低了模型姿態(tài)角測(cè)量精準(zhǔn)度。另外，為協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)振幅、驅(qū)動(dòng)能力和運(yùn)動(dòng)控制精度之間的矛盾，大部分動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)分為兩套裝置：小振幅動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)裝置和大振幅振蕩試驗(yàn)裝置，增大了動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和大振幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間的相關(guān)性誤差。傳統(tǒng)的風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)多采用風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤(pán)轉(zhuǎn)角和模型支桿滾轉(zhuǎn)角組合的方式獲得模型的迎角和側(cè)滑角，這種方式不足之處為：① 支撐裝置偏離風(fēng)洞中心，模型相對(duì)于風(fēng)洞風(fēng)軸系存在一個(gè)滾轉(zhuǎn)角，使得試驗(yàn)過(guò)程中模型常常處于不對(duì)稱(chēng)的來(lái)流條件和邊界條件下，給動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)度帶來(lái)一定影響；② 不便于開(kāi)展迎角和側(cè)滑角的組合試驗(yàn)，試驗(yàn)效率較低。

為克服傳統(tǒng)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)采用“電機(jī)+減速器+偏心機(jī)構(gòu)+線性傳動(dòng)機(jī)構(gòu)”傳動(dòng)方式存在的不足，提高動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度，設(shè)計(jì)了采用風(fēng)洞靜態(tài)支撐裝置為基礎(chǔ)支撐平臺(tái)來(lái)實(shí)現(xiàn)模型的初始姿態(tài)(迎角、側(cè)滑角)、可編程電機(jī)/減速器的驅(qū)動(dòng)方式實(shí)現(xiàn)模型的振蕩運(yùn)動(dòng)(俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn))的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方案，實(shí)現(xiàn)了迎角/側(cè)滑角解耦、振幅范圍寬且可無(wú)級(jí)調(diào)節(jié)的功能。在此基礎(chǔ)上，提出了與系統(tǒng)相匹配的模型姿態(tài)與氣動(dòng)載荷高精度測(cè)量方案。利用一種大展弦比飛機(jī)大尺度模型對(duì)本文建立的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證，考核了系統(tǒng)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和大振幅振蕩試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

1　動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置

1.1支撐平臺(tái)

圖1給出了一種典型的低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)支撐裝置示意圖[15]。采用這種支撐方式時(shí)，模型的初始迎角和側(cè)滑角由風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤(pán)轉(zhuǎn)角和模型支桿滾轉(zhuǎn)角組合獲得，由于風(fēng)洞洞壁的存在，使得試驗(yàn)過(guò)程中模型常常處于不對(duì)稱(chēng)的來(lái)流條件和邊界條件下，影響了動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)度。為實(shí)現(xiàn)模型迎角、側(cè)滑角解耦，本文介紹的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)以風(fēng)洞靜態(tài)支撐裝置(見(jiàn)圖2)為支撐平臺(tái)[16]，該支撐裝置的變角度機(jī)構(gòu)通過(guò)2個(gè)迎角伺服油缸、1個(gè)y向油缸及4個(gè)前、后側(cè)滑角伺服油缸驅(qū)動(dòng)，可實(shí)現(xiàn)模型迎角與側(cè)滑角的變化及組合，且模型迎角和側(cè)滑角機(jī)構(gòu)互相獨(dú)立(見(jiàn)圖3)。

圖1　傳統(tǒng)的動(dòng)態(tài)支撐裝置Fig.1　Normal dynamic support rig

圖2　8 m×6 m風(fēng)洞靜態(tài)支撐裝置Fig.2　Static support rig in 8 m×6 m wind tunnel

圖3　α、β機(jī)構(gòu)示意圖Fig.3　Schematic of α、β mechanism

1.2激振機(jī)構(gòu)

激振機(jī)構(gòu)用于實(shí)現(xiàn)模型的振蕩運(yùn)動(dòng)，由運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)和運(yùn)動(dòng)傳遞機(jī)構(gòu)組成。在激振方式上，采用可編程電機(jī)，引入“電子凸輪”技術(shù)，建立了基于“伺服電機(jī)+減速器+運(yùn)動(dòng)控制器”的振蕩系統(tǒng)，即通過(guò)程序控制實(shí)現(xiàn)電機(jī)按照給定規(guī)律轉(zhuǎn)動(dòng)(簡(jiǎn)諧振蕩或其他給定函數(shù))，電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)經(jīng)減速器轉(zhuǎn)換后，作用于模型支桿進(jìn)而直接驅(qū)動(dòng)飛行器模型實(shí)現(xiàn)所需的振蕩運(yùn)動(dòng)。該系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，振蕩波形、幅值和頻率程控可調(diào)，減少了傳動(dòng)環(huán)節(jié)，減小了傳動(dòng)間隙和支撐裝置幾何尺寸。

下面以俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)為例對(duì)激振機(jī)構(gòu)的關(guān)鍵設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行說(shuō)明。

俯仰振蕩的運(yùn)動(dòng)傳遞機(jī)構(gòu)采用平行四邊形機(jī)構(gòu)，如圖4所示。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎酶箵位虮硴涡问?，由俯仰主支桿、搖臂、俯仰尾支桿和天平套筒組成平行四邊形機(jī)構(gòu)(見(jiàn)圖5)。電機(jī)和減速器驅(qū)動(dòng)搖臂轉(zhuǎn)動(dòng)，搖臂帶動(dòng)尾支桿上下運(yùn)動(dòng)，尾支桿另一端與天平套筒相連從而驅(qū)動(dòng)模型實(shí)現(xiàn)俯仰振蕩。電機(jī)處的關(guān)節(jié)為始動(dòng)力關(guān)節(jié)，減速器軸與軸套為鍵連接，軸套與搖臂之間的脹緊套在脹開(kāi)后使兩個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)固定，以使搖臂隨減速器軸轉(zhuǎn)動(dòng)(見(jiàn)圖6)。運(yùn)動(dòng)關(guān)節(jié)處均采用滾動(dòng)軸承支撐。

圖4　俯仰振蕩裝置示意圖Fig.4　Schematic of pitching oscillation rig

圖5　俯仰運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)Fig.5 Pitching motion mechanism

圖6　電機(jī)裝配示意圖Fig.6　Schematic of electric motor installation

減小運(yùn)動(dòng)關(guān)節(jié)處的間隙對(duì)于動(dòng)態(tài)激振機(jī)構(gòu)而言非常重要。為此，選用精密級(jí)行星齒輪減速器，使減速器轉(zhuǎn)動(dòng)中心的回程間隙小于5 arcmin(弧分)。搖臂與尾支桿的鉸接精度采用5級(jí)精度的軸承來(lái)保證。對(duì)于天平套筒上的兩個(gè)鉸接點(diǎn)，由于其位于模型內(nèi)部，在盡可能減小外形尺寸的前提下如何保證其旋轉(zhuǎn)精度就非常重要。通過(guò)對(duì)比各種轉(zhuǎn)動(dòng)連接方式，這兩個(gè)鉸接點(diǎn)最終選用滑動(dòng)連接方式。此外，為保證轉(zhuǎn)動(dòng)精度，滑動(dòng)面選用專(zhuān)用軸套，軸套材料選用ZCuSn10Pb1，具有硬度高、耐磨性極好的特點(diǎn)，不易產(chǎn)生咬死現(xiàn)象，有較好的鑄造性能和可加工性，適合于高負(fù)荷和高滑動(dòng)速度下工作的耐磨件。

對(duì)于俯仰振蕩機(jī)構(gòu)，綜合考慮模型的機(jī)身尺寸、天平的剛度和靈敏度、近場(chǎng)及遠(yuǎn)場(chǎng)支架干擾、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和變形等因素，對(duì)平行四邊形機(jī)構(gòu)幾何尺寸進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

偏航振蕩機(jī)構(gòu)如圖7所示。模型采取腹部單點(diǎn)支撐方式，電機(jī)固定在減速器上，減速器固定在連接支桿上，減速器輸出軸與偏航支桿固連，通過(guò)自動(dòng)控制交流伺服電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)支桿轉(zhuǎn)動(dòng)的方式，實(shí)現(xiàn)模型的偏航振蕩運(yùn)動(dòng)。利用上下兩個(gè)圓錐滾子軸承將偏航支桿固定到整流罩上，消除了偏航支桿除軸向轉(zhuǎn)動(dòng)以外的其他自由度。為保證偏航支桿旋轉(zhuǎn)時(shí)的精度并降低旋轉(zhuǎn)時(shí)的阻尼，兩個(gè)軸承選用5級(jí)精度的32917軸承。

圖7　偏航振蕩裝置示意圖Fig.7　Schematic of yawing oscillation rig

滾轉(zhuǎn)和偏航振蕩共用一套部件，通過(guò)更換與通用支撐裝置相連接的接頭及天平套筒，可實(shí)現(xiàn)模型的滾轉(zhuǎn)振蕩運(yùn)動(dòng)(見(jiàn)圖8)。模型采取尾撐方式，利用過(guò)渡支桿將模型抬高，以減小遠(yuǎn)場(chǎng)支架對(duì)模型尾跡的干擾。

圖8　滾轉(zhuǎn)振蕩裝置示意圖Fig.8　Schematic of rolling oscillation rig

1.3控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)主要用于控制運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)模型按給定規(guī)律運(yùn)動(dòng)，可實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)諧振蕩運(yùn)動(dòng)或其他任意設(shè)定的單自由度角運(yùn)動(dòng)，以滿足動(dòng)導(dǎo)數(shù)、大振幅振蕩等試驗(yàn)要求。

控制系統(tǒng)采用“IPC+運(yùn)動(dòng)控制器+交流伺服”的組成方式，整體結(jié)構(gòu)如圖9所示，主要元件包括上位機(jī)、運(yùn)動(dòng)控制器、伺服驅(qū)動(dòng)器、伺服電機(jī)、編碼器和電位計(jì)。運(yùn)動(dòng)控制器主要完成運(yùn)動(dòng)軌跡生成和位置閉環(huán)控制，將伺服電機(jī)上的編碼器作為速度環(huán)的反饋，并結(jié)合安裝在運(yùn)動(dòng)部件終端的高精度角位移傳感器，構(gòu)成位置和速度的全閉環(huán)控制系統(tǒng)：伺服驅(qū)動(dòng)器接收速度指令，完成速度環(huán)的控制；運(yùn)動(dòng)控制器完成位置環(huán)的控制，并對(duì)機(jī)械傳動(dòng)上的間隙誤差進(jìn)行補(bǔ)償，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)高精度的位置控制。

圖9　控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖Fig.9　Block diagram of control system structure

圖10和表1、表2給出了運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)測(cè)試結(jié)果。圖10為俯仰振蕩振幅為10°、頻率為 1 Hz 時(shí)的幅頻特性。表1和表2分別為無(wú)風(fēng)載和帶風(fēng)載條件下振蕩運(yùn)動(dòng)模擬準(zhǔn)確度數(shù)據(jù)?？芍?，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的模型運(yùn)動(dòng)波形失真非常小，運(yùn)動(dòng)頻率與振幅的控制精度和準(zhǔn)度均較高。

圖10　俯仰振蕩振幅10°、頻率1 Hz時(shí)的幅頻特性Fig.10　Amplitude and frequency characteristics(pitching oscillation, amplitude is 10°, frequency is 1 Hz)

表1　無(wú)風(fēng)載條件下振蕩運(yùn)動(dòng)模擬準(zhǔn)確度數(shù)據(jù)表

Table 1Data sheet of accuracy of oscillation motion simulation without wind load

Ampli-tude/(°)Frequ-ency/HzErrorofamplitude/(')Distortionofangu-lardisplacement/10-4Distortionofangularrate/10-4100.5<21.0241.316102.0<31.0151.165

表2帶風(fēng)載條件下振蕩運(yùn)動(dòng)模擬準(zhǔn)確度數(shù)據(jù)表

Table 2Data sheet of accuracy of oscillation motion simulation with wind load

Ampli-tude/(°)Frequ-ency/HzErrorofamplitude/(')Distortionofangu-lardisplacement/10-4Distortionofangularrate/10-4100.5<11.0271.313

2　測(cè)量和數(shù)據(jù)處理

2.1氣動(dòng)載荷測(cè)量

動(dòng)態(tài)天平要求具有良好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，天平設(shè)計(jì)時(shí)最重要的設(shè)計(jì)點(diǎn)是剛度。剛度不足將限制最高振蕩頻率，或使振蕩振幅與相位失真產(chǎn)生大的誤差，因此在滿足天平精度要求的情況下需盡量提高天平的剛度。天平結(jié)構(gòu)如圖11所示，采用3個(gè)措施以提高動(dòng)態(tài)天平的剛度：① 采用“T”型元件形式，在與“I”型元件獲得相同輸出的情況下，采用這種元件形式可使剛性提高一倍；② 增加阻力元件輔助支撐片數(shù)量，同時(shí)采用變截面和長(zhǎng)度布局輔助支撐片的方式提高剛性；③ 改變阻力元件切槽方式(見(jiàn)圖12)，把兩側(cè)輔助支撐片和天平體連為整體，有效地增強(qiáng)了剛性，并減小了分量間的相互干擾。此外，在保證天平剛度的前提下，為提高天平的靈敏度，天平阻力梁采用等強(qiáng)度梁的形式。即阻力梁“T”型測(cè)量元件設(shè)計(jì)采用等強(qiáng)度梁結(jié)構(gòu)形式，避免了應(yīng)力集中和應(yīng)力變化梯度過(guò)大的問(wèn)題，降低了應(yīng)變計(jì)粘貼位置對(duì)天平靈敏度的影響；輔助支撐片也采用等強(qiáng)度梁方式，改善了應(yīng)力集中而導(dǎo)致的剛性降低問(wèn)題，增加了測(cè)量主梁的載荷分配，達(dá)到了增強(qiáng)整體剛性的同時(shí)提高阻力分量靈敏度的效果。表3給出了天平各分量之間的干擾比例(x、y、z、Mx、My、Mz分別表示天平軸系的三個(gè)方向的力和力矩)?？芍?，各分量之間的干擾比例很小，天平具有良好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性。

圖11　天平結(jié)構(gòu)示意圖Fig.11　Schematic of balance structure

圖12　天平剛度優(yōu)化設(shè)計(jì)Fig.12　Balance stiffness optimization design

表3　天平各分量之間干擾比例

Table 3Proportion of interference between different

balance units

ComponentyxMzzMyMxProportionofinterference/%0.52.51.82.92.44.7

2.2模型姿態(tài)測(cè)量

動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)的精確測(cè)量是獲得準(zhǔn)確的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)鍵技術(shù)。傳統(tǒng)的基于“電機(jī)+減速器+偏心機(jī)構(gòu)+線性傳動(dòng)機(jī)構(gòu)”驅(qū)動(dòng)方式的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)，通常采用線位移傳感器記錄線性傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置，通過(guò)轉(zhuǎn)換計(jì)算得到模型姿態(tài)角，測(cè)量端距運(yùn)動(dòng)終端(模型)較遠(yuǎn)，由于機(jī)構(gòu)間隙和支撐裝置結(jié)構(gòu)變形，測(cè)量結(jié)果存在較大誤差。近年來(lái)，光學(xué)測(cè)量技術(shù)在風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量中的應(yīng)用越來(lái)越受到重視，如基于視頻模型變形(Video Model Deformation， VMD)技術(shù)的雙(多)目圖像處理的模型姿態(tài)角測(cè)量技術(shù)[17]、基于三線陣CCD數(shù)字圖像處理技術(shù)的Optotrak模型姿態(tài)測(cè)量技術(shù)[18]等。VMD技術(shù)的不足之處為：圖像處理相對(duì)復(fù)雜，計(jì)算量大，實(shí)時(shí)性較差，不能滿足動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量的實(shí)時(shí)性要求。Optotrak模型姿態(tài)測(cè)量技術(shù)具有測(cè)量精準(zhǔn)度高(直接測(cè)量模型的姿態(tài))、實(shí)時(shí)性強(qiáng)和可外同步測(cè)量等特點(diǎn)，但其不足之處為：需要在模型表面布設(shè)標(biāo)志點(diǎn)，對(duì)模型表面外形存在一定影響。若將標(biāo)志點(diǎn)內(nèi)埋，則對(duì)模型制作要求較高。綜合以上因素，結(jié)合本文動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)采用“伺服電機(jī)+減速器+運(yùn)動(dòng)控制器”驅(qū)動(dòng)方式的技術(shù)特點(diǎn)，采取安裝在運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)末端、與模型旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軸同軸的高精度角位移傳感器實(shí)時(shí)測(cè)量模型姿態(tài)角?？紤]到角位移傳感器未安裝于模型內(nèi)部，支桿和天平套筒之間的間隙、天平的彈性變形等會(huì)給測(cè)量結(jié)果帶來(lái)誤差，本文將高精度角位移傳感器測(cè)量結(jié)果和Optotrak模型姿態(tài)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，驗(yàn)證了這種測(cè)量方法的可靠性。針對(duì)一種俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)，采用這兩種方法對(duì)模型姿態(tài)進(jìn)行同步測(cè)量，圖13和表4給出了俯仰振蕩裝置角測(cè)量結(jié)果的對(duì)比。

圖13　Optotrak和GL300的俯仰振蕩角測(cè)量對(duì)比結(jié)果Fig.13　Comparison of pitching oscillation angle measurement results between Optotrak and GL300

2.3信號(hào)處理

采用最優(yōu)的小信號(hào)分離檢測(cè)技術(shù)[19-20]對(duì)動(dòng)態(tài)信號(hào)進(jìn)行預(yù)處理，將天平信號(hào)中微弱的有效信號(hào)分離出來(lái)。一是去趨勢(shì)項(xiàng)，按周期平均及消除平均值項(xiàng)得到只有交變成分的角位移和天平信號(hào)；二是通過(guò)數(shù)字濾波，將位移和天平信號(hào)轉(zhuǎn)換成頻率信號(hào)，進(jìn)行處理后再應(yīng)用傅里葉反變換將頻域信號(hào)還原為時(shí)域信號(hào)。由于角位移與天平信號(hào)之間的相位差對(duì)于動(dòng)導(dǎo)數(shù)的計(jì)算至關(guān)重要，本文采用高精度的全相位傅里葉變換(APFFT)法，求取各個(gè)信號(hào)的相位。圖14顯示了兩類(lèi)振蕩方式時(shí)，3種不同方法計(jì)算得到的關(guān)鍵動(dòng)導(dǎo)數(shù)重復(fù)性精度?？梢钥吹剑?種方法計(jì)算的重復(fù)性精度相差不大，在小角度范圍內(nèi)，俯仰和滾轉(zhuǎn)振蕩，使用全相位傅里葉變換的頻域?qū)R方法，精度略有提高。

表4Optotrak和GL300的俯仰振蕩角測(cè)量結(jié)果

Table 4Pitching oscillation angle measurement results of Optotrak and GL300

Amplitude/(°)Frequency/HzResultsofGL300/(°)ResultsofOptotrak/(°)2.50.52.4802.5042.51.02.4702.5052.51.52.4762.5122.52.02.4702.528

圖14　阻尼導(dǎo)數(shù)重復(fù)性精度Fig.14　Damping derivative repeatability accuracy

3　典型試驗(yàn)結(jié)果

3.1動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果

3.1.1重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果

表5給出了某飛機(jī)模型巡航構(gòu)型下7次重復(fù)性動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)的均方根誤差，表6給出了動(dòng)導(dǎo)數(shù)的相對(duì)精度。表中：α為迎角。相對(duì)精度定義為試驗(yàn)數(shù)據(jù)的1.5倍均方根誤差與其算術(shù)平均值之比。

表5　動(dòng)導(dǎo)數(shù)均方根誤差

表6　動(dòng)導(dǎo)數(shù)相對(duì)精度

國(guó)外動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度可達(dá)5%[21-22]，國(guó)內(nèi)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度在10%左右[14]。

3.1.2靜、動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果相關(guān)性研究

圖15　靜態(tài)和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果的相關(guān)性(巡航構(gòu)型)Fig.15　Relativity for static and dynamic test results (cruise configuration)

3.2大振幅振蕩試驗(yàn)結(jié)果

3.2.1重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果

表7～表9給出了某飛機(jī)模型巡航構(gòu)型下大振幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度(7次重復(fù)性試驗(yàn)數(shù)據(jù)的均方根誤差)。表中：CN為法向力系數(shù)；Cm為俯仰力矩系數(shù)；Cn為偏航力矩系數(shù)；Cl為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)?？梢?jiàn)，3種振蕩運(yùn)動(dòng)模式下，大振幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度接近靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)國(guó)軍標(biāo)指標(biāo)要求，即大振幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)具有很高的重復(fù)性精度。

表7大振幅俯仰振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)均方根誤差

Table 7Root-mean-square error of large amplitude pitching oscillation test results

Pitchingangle/(°)σCNσCm00.00320.003850.00150.0016100.00210.0010150.00230.0012200.00230.0015

表8大振幅偏航振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)均方根誤差

Table 8Root-mean-square error of large amplitude yawing oscillation test results

Yawingangle/(°)σCnσCl-100.000640.00017-50.000500.0001500.000350.0001950.000220.00024100.000160.00024

表9大振幅滾轉(zhuǎn)振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)均方根誤差

Table 9Root-mean-square error of large amplitude rolling oscillation test results

Rollingangle/(°)σCnσCl-100.000540.00044-50.000570.0005100.000570.0004950.000540.00042100.000460.00033

3.2.2平衡角對(duì)非定常氣動(dòng)特性的影響

圖16給出了不同平衡角下俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果?？芍?，平衡角對(duì)俯仰振蕩非定常氣動(dòng)特性影響較大：平衡角越大，氣動(dòng)力遲滯環(huán)面積越大，非定常效應(yīng)越明顯。不同平衡角下獲得的氣動(dòng)力遲滯環(huán)銜接較好，靜態(tài)氣動(dòng)力曲線基本位于動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力遲滯環(huán)內(nèi)。以上結(jié)果表明，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)獲得的大振幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)規(guī)律良好。

圖16　俯仰振蕩非定常氣動(dòng)力曲線(頻率1 Hz,振幅10°)Fig.16　Unsteady aerodynamic curves at pitching oscillation (frequency is 1 Hz，amplitude is 10°)

4　結(jié)　論

1) 針對(duì)傳統(tǒng)低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)存在的不足，引入“電子凸輪”技術(shù)，采用“伺服電機(jī)+減速器+運(yùn)動(dòng)控制器”的風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼袷庍\(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)模式和速度、位置雙閉環(huán)控制策略，高精度角位移傳感器和Optotrak光學(xué)測(cè)量相結(jié)合的模型姿態(tài)實(shí)時(shí)精確測(cè)量技術(shù)，高剛度高靈敏度天平技術(shù)建立的低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)平臺(tái)，在一套系統(tǒng)上建立了動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和大振幅振蕩試驗(yàn)?zāi)芰?，具有迎?側(cè)滑角解耦、運(yùn)動(dòng)頻率高、振幅范圍寬且可無(wú)級(jí)調(diào)節(jié)及運(yùn)動(dòng)控制精度高等特點(diǎn)。

2) 利用本文介紹的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)獲得的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)具有良好的精準(zhǔn)度。某飛機(jī)大尺度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛣?dòng)導(dǎo)數(shù)和大振幅振蕩試驗(yàn)結(jié)果表明，動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度與國(guó)外先進(jìn)水平相當(dāng)，大振幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度接近靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo)。動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)與靜態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間的相關(guān)性良好，動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性隨振蕩平衡角等參數(shù)變化規(guī)律合理。

3) 本文建立的基于“電子凸輪”的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)驅(qū)動(dòng)技術(shù)、模型姿態(tài)實(shí)時(shí)測(cè)量技術(shù)和高剛度天平技術(shù)等對(duì)于相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)具有較強(qiáng)的參考價(jià)值。

[1]LAN C E, WU K Y, YU J. Flight characteristics analysis based on QAR data of a jet transport during landing at a high-altitude airport[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2012, 25(1): 13-24.

[2]North Atlantic Treaty Organization. Dynamic stability parameters: AGARD-CP-235[R]. London: Technical Editing and Reproduction Ltd., 1978.

[3]North Atlantic Treaty Organization. Dynamic stability parameters: AGARD-LS-114[R]. London: Technical Editing and Reproduction Ltd., 1981.

[4]GRAFTON S B. Dynamic stability derivatives of a twin-jet fighter model for angles of attack from -10° to 110°： NASA TN D-6091[R]. Hampton: Langley Research Center, 1971.

[5]OWENS D B, BRANDON J M, CROOM M A, et al. Overview of dynamic test techniques for flight dynamics research at NASA LaRC: AIAA-2006-3146[R]. Reston: AIAA, 2006.

[6]ALTENKIRCH D. Flight mechanics analysis of the dynamic derivatives of the Dornier variable wind tunnel model： ESA-TT-854[R]. Hampton: Langley Research Center, 1984.

[7]CHRISTOPHE J. New rig for flight mechanics studies: AIAA-1980-0464[R]. Reston: AIAA, 1980.

[8]JANSSON T, TORNGREN L. New dynamic testing technique and related results at FFA: AD-P005024[R]. Goteborg： The Aeronautical Research Institute of Sweden, 1983.

[9]GOMAN M G, GREENWELL D I, KHRABROV A N. The characteristic time constant approach for mathematical modeling of high angle of attack aerodynamics[C]//ICAS 2000 Congress, 2000.

[10]孫海生. 96型低速大攻角動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)系統(tǒng)[J]. 流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量, 1999, 13(1): 31-37.

SUN H S. The development of 96-test system for measuring dynamic derivatives at high angle of attack[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 1999, 13(1): 31-37 (in Chinese).

[11]卜忱， 杜希奇， 王學(xué)儉. 飛行器縱向阻尼動(dòng)導(dǎo)數(shù)直接測(cè)量實(shí)驗(yàn)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2005, 19(1): 31-34.

BU C, DU X Q, WANG X J. Investigation of longitudinal damping derivative of aircraft by direct measurement tests[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2005, 19(1): 31-34 (in Chinese).

[12]史志偉， 吳根興. 大迎角非定常氣動(dòng)力建模與模型比較[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 1999, 17(4): 454-461.

SHI Z W, WU G X. The comparison of several unsteady aerodynamics models at high angle of attack[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1999, 17(4): 454-461 (in Chinese).

[13]孫海生. 飛行器大迎角非定常氣動(dòng)力試驗(yàn)研究[D]. 西安： 西北工業(yè)大學(xué), 2011.

SUN H S. Experimental study on unsteady aerodynamics of aircraft at high angle of attack[D]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University, 2011.

[14]李周復(fù). 風(fēng)洞特種實(shí)驗(yàn)技術(shù)[M]. 北京： 航空工業(yè)出版社, 2010: 249.

LI Z F. The special experimental technology in wind tunnel[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2010: 249 (in Chinese).

[15]GRAFTON S B, PARLETT L P, CHARLES C S. Dynamic stability derivatives of a jet transport configuration with high thrust-weight ratio and an externally blown jet flap: NASA TN D-6440[R]. Hampton: Langley Research Center, 1971.

[16]孫海生， 張暉， 湯更生, 等. 8 m×6 m風(fēng)洞特大迎角試驗(yàn)設(shè)備研制[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2009, 23(1): 70-73.

SUN H S, ZHANG H, TANG G S, et al. The development of high angle of attack test equipment in the 8 m×6 m low speed wind tunnel[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2009, 23(1): 70-73 (in Chinese).

[17]張征宇, 喻波, 黃詩(shī)捷, 等． 風(fēng)洞試驗(yàn)中模型迎角的視頻測(cè)量及精度研究[J]． 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2013, 27(1)： 88-90.

ZHANG Z Y, YU B, HUANG S J, et al. Videogrammetric measurement of attack angle and its precision investigation in wind tunnel tests[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2013, 27(1): 88-90 (in Chinese).

[18]顧藝， 岑飛， 溫渝昌， 等． 基于非接觸測(cè)量技術(shù)的低速風(fēng)洞連續(xù)掃描試驗(yàn)技術(shù)研究[J]． 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)， 2013, 27(5)： 98-104.

GU Y, CEN F, WEN Y C, et al. Research about continuous scanning test technique based on non-contact measurement technique in low speed wind tunnel[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2013, 27(5)： 98-104 (in Chinese).

[19]章克來(lái), 朱海明. 微弱信號(hào)檢測(cè)技術(shù)[J]. 航空電子技術(shù), 2009, 40(2): 30-36.

ZHANG K L, ZHU H M. Weak signal detection technology[J]. Avionics Technology, 2009, 40(2): 30-36 (in Chinese).

[20]彭長(zhǎng)英, 沈志洪, 段丕軒. 動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)量與處理系統(tǒng)[C]//全國(guó)空氣動(dòng)力測(cè)控技術(shù)會(huì), 2005.

PENG C Y, SHEN Z H, DUAN P X. Development of measurement and data processing system for dynamic derivative test[C]//Chinese Aerodynamics Experimental Measurement and Control Technology Conference, 2005 (in Chinese).

[21]North Atlantic Treaty Organization. Cooperative programme on dynamic wind tunnel experiments for manoeuvring aircraft: AGARD-AR-305[R]. Hull: Canada Communication Group, 1996.

[22]DAN D V, THOMOS D L, ANDRES S. SACCON forced oscillation tests at DNW-NWB and NASA Langley 14×22-foot tunnel: AIAA-2010-4394[R]. Reston: AIAA, 2010.

劉志濤男， 碩士， 副研究員。主要研究方向： 大攻角空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel.: 0816-2461906

E-mail: liuzhitao@cardc.cn

孫海生男， 博士， 研究員， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 非定常空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel.： 0816-2461001

E-mail: sunhaisheng@cardc.cn

A model attitude control and measurement technique for improving quality of wind tunnel dynamic test data

LIU Zhitao1, 2, *, SUN Haisheng2

1. School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China 2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

Motors, reducers, eccentric mechanisms and linear linkage mechanisms combination is commonly adopted by dynamic test equipment in a low speed wind tunnel. The derived problems such as too many linkages and too large mechanical clearance will lead to difficulties in precise control of model motion and model attitude measurement accuracy. A dynamic test equipment employing programmed motor technique is developed to meet the requirements of large transport airplanes for low speed wind tunnel dynamic tests based on the available generic support platform for static tests which can be used for small amplitude dynamic derivatives and large amplitude unsteady aerodynamic characteristics study on a aircraft. The dynamic derivative and large amplitude oscillation tests on some large scaled aircraft model are carried out to acquire the data repeatability and investigate the correlation between dynamic data and static data. Test results indicate that the good repeatability and reasonable change law abstracted from the aircraft dynamic test data can fulfill the demands of large aircraft dynamic tests.

large aircraft; dynamic derivatives; unsteady aerodynamics; wind tunnel test; support rig

2016-02-17； Revised： 2016-03-10； Accepted： 2016-05-23； Published online： 2016-06-0708:30

. Tel.： 0816-2461906E-mail: liuzhitao@cardc.cn

2016-02-17； 退修日期： 2016-03-10； 錄用日期： 2016-05-23；

時(shí)間： 2016-06-0708:30

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160607.0830.002.html

.Tel.： 0816-2461906E-mail: liuzhitao@cardc.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0155

V211.7

A

1000-6893(2016)08-2426-10

引用格式： 劉志濤， 孫海生． 一種提高風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量的模型姿態(tài)控制和測(cè)量技術(shù)[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(8): 2426-2435. LIU Z T, SUN H S. A model attitude control and measurement technique for improving quality of wind tunnel dynamic test data[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2426-2435.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160607.0830.002.html