飛行器脈動壓力測量及校準(zhǔn)技術(shù)研究現(xiàn)狀

胡湘寧 張 琦 楊水旺 郭洪巖 江 峰

（北京振興計量測試研究所，北京 100074）

1引言

脈動壓力研究始于二十世紀(jì)六十年代，是一種隨時間發(fā)生變化的壓力，其直接關(guān)系到飛行器安全。飛行器在不同飛行速度下，其流場分布情況不同，而不同流場所誘導(dǎo)的脈動壓力也不同，由于其表面常常有些凸起物［1］，一些流線形較差的凸起物往往導(dǎo)致氣流分離，在凸起物后面形成分離區(qū)，分離區(qū)的流動是非定常湍流。湍流、分離流、激波和激波/附面層干擾會產(chǎn)生強(qiáng)烈的脈動壓力，激起結(jié)構(gòu)振動響應(yīng)，惡化飛行器內(nèi)部儀器設(shè)備工作環(huán)境，大大降低系統(tǒng)可靠性，嚴(yán)重時還會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞，造成重大事故，這些無疑給飛行器安全和使用壽命造成嚴(yán)重威脅。目前，飛行器脈動壓力測量主要來源于脈動壓力傳感器的測量數(shù)據(jù)。脈動壓力傳感器有些只對其進(jìn)行靜態(tài)校準(zhǔn)，而在實際應(yīng)用中用于測量絕對靜態(tài)壓力的情況極少，且脈動壓力傳感器的靜態(tài)校準(zhǔn)結(jié)果和動態(tài)校準(zhǔn)結(jié)果是不同的。為了確保動態(tài)參數(shù)的準(zhǔn)確、可靠，傳統(tǒng)靜態(tài)計量領(lǐng)域已不能滿足當(dāng)前需求。因此，要想保證脈動壓力測量用的傳感器給出更為準(zhǔn)確的測量結(jié)果，就必須對其進(jìn)行動態(tài)校準(zhǔn)，根據(jù)動態(tài)特性指標(biāo)判斷該傳感器是否滿足測量需求。因此，為確保飛行器表面脈動壓力傳感器測量和校準(zhǔn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確可靠，非常有必要進(jìn)行脈動壓力測量及校準(zhǔn)等技術(shù)研究。

2 脈動壓力的測量

脈動壓力目前還難以從理論上進(jìn)行準(zhǔn)確計算，其數(shù)據(jù)來源主要依賴于風(fēng)洞和飛行試驗中脈動壓力傳感器測量數(shù)據(jù)，其測量結(jié)果直接決定飛行器研制和試驗的成敗。

2.1 國外研究現(xiàn)狀

美國對脈動壓力研究較早，較系統(tǒng)研究始于二十世紀(jì)六十年代，其驅(qū)動力主要是來源于再入機(jī)動突防以及航天器返回等需求背景；同時，美國和俄羅斯兩國在人造衛(wèi)星和載人航天領(lǐng)域空間競賽，直接誘發(fā)各種飛行器風(fēng)洞及飛行試驗研究，積累大量脈動壓力研究經(jīng)驗。美國等國采用地面風(fēng)洞試驗和飛行試驗相結(jié)合方法開展脈動壓力測量與驗證。美國飛行器相關(guān)研究中進(jìn)行大量脈動壓力測量及載荷特性研究工作，以研究其脈動載荷分布特性。針對X-43A飛行器首次試飛中由于尾翼折斷導(dǎo)致的失敗，美國一方面通過風(fēng)洞試驗，提供減少火箭助推器控制面脈動壓力等氣動載荷數(shù)據(jù)，來增加更為強(qiáng)有力火箭助推器尾翼致動器以克服氣動載荷，另一方面改變發(fā)射高度來減少氣動載荷，由首次試飛時的7km提高到12km。

國外在吸氣式飛行器研究過程中，對其內(nèi)外流一體化外形引起的脈動壓力進(jìn)行大量數(shù)值計算和試驗［2］。針對一體化外形超燃沖壓發(fā)動機(jī)不起動問題，在簡化實驗?zāi)Ｐ?，如圖2所示。當(dāng)中研究了楔塊堵塞造成的不起動現(xiàn)象。實驗所用主要手段為壁面脈動壓力測量，隔離段側(cè)面與頂面的PIV測量以及紋影顯示，數(shù)據(jù)分析方法主要包括流場演化的圖形分析，以及脈動壓力信號的頻譜分析，闡述了隔離段激波系發(fā)展以及激波振蕩的典型特征，但是并沒有解釋清楚其背后激波系與邊界層干擾的機(jī)理。

研究人員在實驗基礎(chǔ)上對不起動過程進(jìn)行LES數(shù)值模擬，結(jié)果顯示LES可有效捕捉不起動過程中流場細(xì)節(jié)，展示不起動流場結(jié)構(gòu)發(fā)展過程的數(shù)值結(jié)果與實驗結(jié)果的對比情況，如圖3所示。

2.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

國內(nèi)針對脈動壓力形成機(jī)理及據(jù)此開展測量工作主要集中在飛機(jī)、導(dǎo)彈和火箭等飛行器風(fēng)洞試驗。中國航天科技集團(tuán)第十一研究院早在二十世紀(jì)70年代就開始對大型火箭和導(dǎo)彈風(fēng)洞試驗中脈動壓力進(jìn)行研究。目前，國內(nèi)開展了在飛行器表面布置大量測壓點，裝有脈動壓力傳感器，通過風(fēng)洞試驗對表面脈動壓力進(jìn)行深入研究。風(fēng)洞試驗對飛行器表面脈動壓力分布的測量，獲得飛行器表面測點壓力脈動測量數(shù)據(jù)，分析各測量點脈動壓力系數(shù)、頻譜和相關(guān)性系數(shù)等特性。為抖振載荷、顫振、突風(fēng)響應(yīng)等提供原始數(shù)據(jù)，為非定常脈動壓力的特性氣動計算提供驗證。同時，通過對脈動壓力風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)和流譜分析，可研究分離流動和飛行器部件振蕩引起的非定常氣動現(xiàn)象機(jī)理，用于進(jìn)行氣動設(shè)計和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗［3］。在實際工程研制中，近年脈動壓力試驗有很多，有飛行器控噴管干擾脈動載荷試驗、飛行器再入段脈動壓力試驗、激波振蕩試驗［4］，通過脈動壓力測量試驗找出飛行器出現(xiàn)激波振蕩現(xiàn)象來流條件和出現(xiàn)位置，研究激波振蕩特性以及對飛行器脈動載荷嚴(yán)重影響。2008年以來，中國航天科工集團(tuán)三院針對型號先后開展多次脈動壓力風(fēng)洞試驗及數(shù)值分析工作，取得較好研究效果。在飛行器脈動壓力測量中，脈動壓力傳感器數(shù)量和測壓點確切位置選擇取決于飛行器種類、風(fēng)洞試驗?zāi)康暮蛯Ψ嵌ǔ毫?shù)據(jù)的使用要求。相鄰測壓點之間的最小距離是布點時應(yīng)注意的問題之一，特別是在小尺寸風(fēng)洞中進(jìn)行試驗時更顯重要。此時，存在相鄰兩測點之間信號的“空間相關(guān)”問題。

2.3 脈動壓力測量系統(tǒng)

飛行器脈動壓力測量系統(tǒng)包括脈動壓力傳感器、信號調(diào)理器、數(shù)據(jù)采集器和數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)等組成。脈動壓力在脈動傳感器上產(chǎn)生電信號，經(jīng)過信號調(diào)理器放大、濾波后進(jìn)入數(shù)據(jù)采集和處理系統(tǒng)。根據(jù)不同的測量對象，測量范圍也將不同，目前常用的測量系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)為：

脈動壓力測量范圍：（3～100）kPa［絕壓］；

幅值不確定度：U≤5%（k=2）；

相位不確定度：U ≤5°（k=2）。

2.3.1 脈動壓力傳感器

脈動壓力測量技術(shù)的關(guān)鍵在于選用性能好的動態(tài)壓力傳感器、傳感器的精確標(biāo)定以及傳感器的正確安裝。目前，可用作脈動非定常壓力分布測量試驗的微型傳感器主要是美國Enolevco和Kulite公司的產(chǎn)品，也有部分國產(chǎn)的產(chǎn)品被使用。它們都具有優(yōu)良的動態(tài)性能，能滿足脈動壓力測量要求。

2.3.2 信號調(diào)理器

信號調(diào)理器是脈動壓力傳感器輸出信號的放大、濾波設(shè)備，有時也稱為通道放大器、前置放大器、儀器放大器等［5］。大部分脈動壓力傳感器的輸出信號都很小，通常在毫伏量級，需要選取適當(dāng)?shù)姆糯蟊稊?shù)的信號調(diào)理器，使放大后的信號與A/D變換器需要的信號電平相匹配，同時還要保證有足夠的動態(tài)頻響范圍。

2.3.3 數(shù)據(jù)采集與分析處理系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集與分析處理系統(tǒng)是記錄經(jīng)信號調(diào)理器處理的數(shù)據(jù)，供數(shù)據(jù)處理和分析使用。長期以來，國內(nèi)外在飛行器脈動壓力開展了大量的理論分析、數(shù)值計算與試驗研究，隨著計算流體力學(xué)和脈動壓力計算方法的日趨成熟，針對飛行器脈動壓力數(shù)值計算方法和分析研究也取得了長足的進(jìn)步。

3 脈動壓力的校準(zhǔn)

飛行器脈動壓力數(shù)據(jù)來源主要依賴于風(fēng)洞和飛行試驗中脈動壓力傳感器測量數(shù)據(jù)，因此在每次地面試驗或飛行試驗前均需對脈動壓力傳感器進(jìn)行校準(zhǔn)，其校準(zhǔn)結(jié)果直接決定飛行器研制和試驗成敗。所以脈動壓力校準(zhǔn)主要是對測量用脈動壓力傳感器進(jìn)行校準(zhǔn)。由于校準(zhǔn)條件有限，國內(nèi)脈動壓力傳感器很多在使用前只對其進(jìn)行靜態(tài)校準(zhǔn)，而壓力傳感器靜態(tài)校準(zhǔn)結(jié)果和動態(tài)校準(zhǔn)結(jié)果不同。為了確保脈動壓力傳感器的準(zhǔn)確、可靠，就要求必須對其進(jìn)行動態(tài)校準(zhǔn)，根據(jù)校準(zhǔn)結(jié)果判斷該傳感器是否能滿足測量要求。

3.1 脈動壓力傳感器的特點

由于飛行器脈動壓力測量和試驗環(huán)境較為惡劣，對風(fēng)洞試驗和飛行試驗測量脈動壓力用傳感器要求有靈敏度高、固有頻率高、動態(tài)響應(yīng)快等特點。常規(guī)傳感器在某些方面不能滿足要求，脈動壓力傳感器需經(jīng)過特殊設(shè)計，較為常見脈動壓力傳感器主要包括壓電式、壓阻式、應(yīng)變式等類型脈動壓力傳感器。航天科工集團(tuán)三院在進(jìn)行風(fēng)洞試驗中采用美國Kulite的XCL系列脈動壓力傳感器，直徑Φ2.54mm，具有體積小、靈敏度及精度高、量程線性范圍寬、抗振動干擾及過載能力強(qiáng)等特點。針對聲速任務(wù)需求，航天科技集團(tuán)十一院研發(fā)的AK系列應(yīng)變式脈動壓力傳感器參與一些試驗，通過多項優(yōu)化措施設(shè)計，重點解決傳感器高靈敏度與大過載等性能指標(biāo)矛盾關(guān)系，使其在使用過程中，既能承受較大平衡壓力，又能分辨在此基礎(chǔ)上微弱脈動壓力，具有快速響應(yīng)能力，直徑為Φ8mm，比進(jìn)口脈動壓力傳感器體積稍大。

3.2 脈動壓力傳感器校準(zhǔn)

由于脈動壓力傳感器具有靜態(tài)特性和動態(tài)特性。在對其校準(zhǔn)時需對靜態(tài)特性和動態(tài)特性進(jìn)行校準(zhǔn)。脈動壓力傳感器靜態(tài)校準(zhǔn)是確定其靈敏度、非線性誤差以及重復(fù)性等指標(biāo)。動態(tài)特性與傳統(tǒng)靜態(tài)特性相比，具有其獨特特點，即傳感器輸入變化時，研究其輸出特性，通過其對某些標(biāo)準(zhǔn)輸入信號的響應(yīng)來表示。動態(tài)校準(zhǔn)的主要目的是為了確定其的幅值靈敏度（幅頻特性）和相移（相頻特性）。

3.3 脈動壓力傳感器校準(zhǔn)裝置

美國脈動壓力傳感器校準(zhǔn)研究始于二十世紀(jì)六十年代［6］，在美國原國家標(biāo)準(zhǔn)局（NBS）和海軍航空局的牽頭下，由美國陸軍阿伯丁實驗中心（ATC）、美國彈道研究實驗室、白沙導(dǎo)彈實驗基地以及美國國家航空航天局（NASA）聯(lián)合協(xié)作，共同創(chuàng)建了“動態(tài)傳感器性能研究及環(huán)境實驗室”，對脈動壓力傳感器就已開始動態(tài)特性研究，并進(jìn)行大量環(huán)境試驗，同時建立相應(yīng)校準(zhǔn)設(shè)備和實驗裝置，在脈動壓力校準(zhǔn)裝置研制和建設(shè)方面，美國處于領(lǐng)先地位。

國內(nèi)從二十世紀(jì)七十年代末開始脈動壓力校準(zhǔn)理論研究，主要應(yīng)用于航空航天武器領(lǐng)域，研究主體主要是航空航天和兵器類科研院所以及國防工業(yè)部門相關(guān)院校，北京長城計量測試研究所經(jīng)過多年發(fā)展，已建立包括激波管、脈動壓力發(fā)生器、快速卸載裝置等一系列動態(tài)壓力校準(zhǔn)設(shè)備，在脈動壓力校準(zhǔn)技術(shù)研究方面積累大量經(jīng)驗，具有較大技術(shù)優(yōu)勢。根據(jù)型號任務(wù)研制和試驗需要，航天科工集團(tuán)三院目前也在開展該方面的技術(shù)研究工作。

目前國內(nèi)研制的微小脈動壓力校準(zhǔn)裝置可解決飛行器脈動壓力傳感器的校準(zhǔn)問題。校準(zhǔn)裝置的主要技術(shù)指標(biāo)如下：

壓力峰峰值：（0.1～50）kPa（對應(yīng)于頻率 f=500Hz～1Hz）；

平均壓力：（50～200）kPa［絕壓］；

幅值不確定度：U≤2%（k=2）；

相位不確定度：U ≤2°（k=2）。

脈動壓力校準(zhǔn)裝置主要由氣源、壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)、脈動壓力發(fā)生器、標(biāo)準(zhǔn)壓力測試系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集分析及控制系統(tǒng)等組成，如圖4所示。其校準(zhǔn)方法采用相對法，氣源輸出壓力通過壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)調(diào)節(jié)至試驗所需平均壓力，再供給脈動壓力發(fā)生器壓力室，啟動脈動壓力發(fā)生器激勵裝置，從而使得壓力室內(nèi)產(chǎn)生脈動壓力。標(biāo)準(zhǔn)壓力傳感器與被校壓力傳感器在壓力室上進(jìn)行對稱安裝，使得兩者感受脈動壓力一致。標(biāo)準(zhǔn)壓力傳感器對脈動壓力發(fā)生器產(chǎn)生脈動壓力進(jìn)行測量，再根據(jù)被校脈動壓力傳感器在該脈動壓力下輸出電壓，通過數(shù)據(jù)采集以及分析計算，實現(xiàn)對被校脈動壓力傳感器的幅值靈敏度（幅頻特性）和相移（相頻特性）進(jìn)行校準(zhǔn)。

校準(zhǔn)裝置主要部分是脈動壓力發(fā)生器，由壓力室、活塞、激勵源等構(gòu)成，如圖5所示。

壓力室固定在臺架上，計算機(jī)控制激勵源帶動活塞在密閉的壓力室內(nèi)周期性的往復(fù)運動，從而對壓力室內(nèi)的氣體進(jìn)行壓縮產(chǎn)生周期性脈動壓力，活塞運動頻率和位移決定脈動壓力的頻率和幅值。為減小脈動壓力發(fā)生器由振動引起影響，需在臺架上增設(shè)減振或者隔振裝置。激勵源與臺架之間采用氣浮設(shè)備進(jìn)行減振，臺架臺面與支架之間設(shè)置隔振器。

4 結(jié)束語

隨著我國航空航天技術(shù)快速發(fā)展，脈動壓力測量和校準(zhǔn)需求更加迫切，通過開展飛行器脈動壓力測量及校準(zhǔn)技術(shù)研究，保證型號試驗和國防軍工研制過程中的量值校準(zhǔn)準(zhǔn)確可靠，為型號研制生產(chǎn)提供有力的技術(shù)基礎(chǔ)保障。

［1］ 王娜.旋成體脈動壓力特征的試驗研究［J］.實驗流體力學(xué)，2010，24（1）：30～35.

［2］ Sébastien D.Detached-Eddy Simulation of transonic buffet over a supercritical airfoil［R］，2004.

［3］ 李周復(fù).風(fēng)洞特種試驗技術(shù)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2010：418～442.

［4］ Tangermann E，F(xiàn)urman A.Detached eddy simulation compared with wind tunnel results of a delta wing with sharp leading edge and vortex breakdown［R］.AIAA,2012：2012～3329.

［5］ 王大昆.傳感器動態(tài)特性研究［J］.貴州大學(xué)學(xué)報，1996（7）：53～56.

［6］ 何聞.標(biāo)準(zhǔn)動態(tài)力發(fā)生裝置國內(nèi)外研究現(xiàn)狀［J］.機(jī)電工程，1999，2，49～53.