高速風洞動導數試驗精準度提升研究

潘金柱，張杰，才義，徐明

(中航工業空氣動力研究院高速高雷諾數重點實驗室，遼寧沈陽110034)

高速風洞動導數試驗精準度提升研究

潘金柱*，張杰，才義，徐明

(中航工業空氣動力研究院高速高雷諾數重點實驗室，遼寧沈陽110034)

隨著高機動性飛行器的發展，準確獲取飛行器的動導數尤為重要，進而對傳統動導數試驗技術的精準度要求越來越高。然而，在高速風洞試驗中，由于模型尺寸小、氣動載荷大、振動幅值小，與低速動導數試驗相比，高速動導數試驗面臨的困難更大。為了提高高速動導數的試驗精準度，針對以上特點，對模型在振動過程中的受力情況、振動機構設計以及信號干擾等問題進行了詳細分析與總結，并應用于型號試驗中，試驗結果顯示高速風洞動導數重復性精度提高至10%以內。通過所做的研究工作，高速動導數試驗技術得到了提升，同時，文中對高速動導數試驗技術的未來發展趨勢也做了簡要介紹。

高速風洞;動導數;振動機構;信號干擾

0 引言

動導數是動穩定性導數的簡稱，是衡量飛行器操縱性與穩定性的重要參數。通常風洞中測量動導數的方法有自由振動法和強迫振動法。強迫振動可以較為方便地調整振動頻率和振幅，以研究頻率和振幅對試驗數據的影響，故在動導數測量中得到廣泛的應用［1-5］。

國外已建立了相對成熟的基于自由振動法和強迫振動法的動導數試驗能力，試驗精度在10%左右。國內對動導數試驗的研究經過多年發展已經取得長足進步，由科研轉入了生產領域，測量精度在15%以內。但隨著高機動性以及飛翼布局飛行器的發展，飛行品質和動穩定性問題越來越受到重視，從而對傳統動導數試驗技術的試驗精準度要求越來越高［6-7］。

由于高速強迫振動動導數試驗技術由來已久，文中沒有對該項試驗技術進行詳細、全面的介紹，而是對試驗中面臨的一些問題進行了分析，并應用于型號試驗中。

1 動導數試驗精準度提升研究

1.1 高速動導數試驗特點

高速動導數測量風洞試驗作為一項特種風洞實驗技術，一直是風洞試驗中的一個難點。普遍存在著試驗精度低、試驗范圍小(迎角和側滑角都不太大)、試驗模型外形要求苛刻等問題，這些極大地限制了高速動導數試驗技術在型號飛機上的工程應用。由于試驗技術的限制，相對于低速動導數風洞試驗來說，型號飛機高速動導數風洞實驗較少開展。

高速動導數試驗與低速動導數試驗相比，在振動方式上有所不同:高速振動方式是尾支桿固定不動，模型相對于尾支桿做振動，而低速是支桿與模型一起振動。高速動導數試驗的振動方式導致高速動導數試驗具有先天不足［8］:

1)模型振動幅值不能太大。動態力所占的比重較小，對于測量來說，被測量的值越小，測量精度就越差;

2)振動驅動器置于尾部支架內，且驅動器是大功率電源，而天平輸出信號為小信號，兩者距離較近，必定產生信號干擾問題;

3)振動機構空間小，模型載荷大，振動機構設計、加工難度大。

1.2 振動中的受力分析

圖1為高速風洞中的動導數俯仰振動機構示意圖，以此為例進行動導數試驗中的受力情況進行分析。動導數風洞試驗中，模型受到的力(力矩)為:天平作用于模型上的力(力矩)、模型自身慣性力矩、氣動力。這里，將氣動力分為兩部分，一部分是靜態氣動力，另一部分為動態氣動力

模型振動方程為:

其中，I—慣性矩;

c—機械阻尼;

K—系統彈性力系數。

圖1 高速動導數振動機構示意圖Fig.1 Oscillation mechanism of high-speed w ind tunnel dynam ic stability derivatives measurement system

以模型為受力分析對象，則模型感受到的力(力矩)為:靜態氣動力、動態氣動力(及阻尼)和天平對模型的驅動力矩。

對于剛性振動系統，以下分析中忽略機械阻尼和系統剛度，模型振動方程變為:

將模型受力分為4種情況，如圖2所示:

a)模型氣動靜穩定，同時動穩定;

b)模型氣動靜穩定，但動不穩定;

c)模型氣動靜不穩定，但動穩定;

d)模型氣動靜不穩定，同時動不穩定。

圖2 模型4種受力情況Fig.2 Four kinds of force analysis

由以上分析可以看出慣性力矩所占的比重大，這樣就導致了相位角(天平測力得的力矩和振動角度之間的相位角)都在180°附近。也就是說動導數試驗中，動態力所占的比重比較小，所以，從測量的角度來說，在大量中提取小量，必定制約試驗的精準度。

試驗方案設計中，可以根據模型的靜態氣動載荷情況、模型慣性矩情況以及合理估算動態氣動載荷來預判和設計相位差，將有助于提升試驗測量精度。

1.3 振動機構研究

振動機構的好壞是動導數試驗成敗的關鍵［9-12］。圖3給出良好的振動機構俯仰角度隨時間的變化曲線，從中可以看出振動機構的特點:

1)振動角度呈現良好的正弦規律;

2)振動機構負載能力強，在氣動載荷作用下，振動角度幅值變化很小。

振動機構好壞的關鍵在于:機構間隙的合理控制和振動機構中彈性恢復力的合理設計。機構間隙對振動的影響從兩方面來控制:

1)選用合理的運動轉換形式，使振動曲線對間隙敏感度降低;

2)機械加工中提高加工精度，合理控制間隙。

以上兩方面工作都存在一定的局限性，由于運動轉換機構尺寸小，加工精度的提高是有限的，而且機構所受氣動載荷大，長期試驗還存在運動部件磨損問題。彈性恢復力的設計也存在著限制，彈性恢復力矩過小，機構振動比較“松散”，振動曲線規律不好，且重復性差;而彈性恢復力矩過大的話，會給驅動器增加額外的負擔。所以，彈性恢復力矩的合理設計也是振動機構設計的關鍵因素。

圖3 俯仰角振動曲線Fig.3 Angle of pitch oscillating test result

由于動導數試驗中的核心是振動機構，而現有的振動機構總是存在一定的間隙影響，對試驗重復性精度存在不利影響。那么，是否能采用一種全新的振動形式，徹底消除現有振動機構中的間隙影響問題呢?隨著新型材料的發展與應用，可以采用一些新的驅動器，這些驅動器具有自身彈性的特點，可以在運動傳遞過程中實現無間隙傳遞，從而大大提高振動的精度。

1.4 信號干擾問題研究

信號干擾一直是動態試驗中一個很棘手的問題［12-13］，通常采用的方法有:

1)通過濾波手段消除干擾信號;

2)增加采樣周期，通過加大數據量來盡量減少隨機誤差。

以上方法都存在著一定的缺點，濾波方法會帶來數據的失真，增加采樣周期的方法作用有局限性。對很多試驗來說，把采樣周期增大到一定限度之后，對測量精度就幾乎沒有影響了，而且，在風洞試驗中大量的增加采樣周期是不現實的，因為那將大大增加吹風時間，額外增加運行成本。

動導數試驗中，最關鍵的采集信號就是振動角度信號和天平測得的氣動載荷信號。圖4給出角度信號和力矩信號隨時間變化圖，從中可以看出，角度信號的規律明顯要比力矩信號要好。兩者置于同一個工作環境下，所受到的干擾信號是一樣的，角度信號好的原因在于角度信號抗干擾能力強，也就是說角度信號的信噪比高于力矩信號。所以說提高天平的輸出信號，從而提高信號的信噪比是降低干擾的有效手段。

圖4 俯仰角和俯仰力矩振動曲線Fig.4 Angle and moment of pitch oscillating curve

從兩個方面來提高信噪比，一是增大天平信號的輸出;二是隔離干擾信號對天平信號的干擾。圖5給出同一個振動機構不同天平的輸出信號，可以看出，不同的天平測得的力矩信號曲線形式有所差別，天平1的信號波形明顯要好于天平2，而振動過程中，兩次試驗的角度信號幾乎是一致的，曲線形式差別很小，這樣可以看出天平信號波形的差異是由于干擾信號帶來的，由于不同的天平抗干擾能力不一樣，導致了輸出信號波形有所差異。

圖5 兩種天平信號輸出對比Fig.5 Out-put signal of two kinds of balance

機構振動過程中，對天平信號的主要干擾是驅動電機。電機對天平信號的干擾很強，地面振動試驗中可以看出，不對電機干擾進行任何隔絕處理的話，天平輸出信號很亂，幾乎看不出明顯的波形。經過一些特殊的隔絕處理之后，電機對天平信號的干擾可以大大降低，圖6給出天平俯仰力矩元信號在不同情況下的波動情況，可見經過特殊隔絕處理之后，天平信號的波動量大大降低。

圖6 天平信號受干擾情況Fig.6 Interference on the balance signal

2 試驗結果

在某型號試驗中，全新設計了一套動導數測量系統，將振動分析中的受力情況應用于動導數試驗方案應用中，在機構設計中充分考慮了振動間隙的合理控制以及對彈性恢復力矩原件進行了優化設計，應用了降低信號干擾的手段，試驗取得了良好的效果。

運用到某型號導彈動導數試驗中，其滾轉振動重復性試驗結果如圖7。小迎角范圍內，動導數重復性精度達到10%以內，并與前期某型號飛機滾轉阻尼導數結果比較(圖8)，可以明顯看出本期試驗重復性更好，說明經過上述改善措施后，試驗精度有了一定程度的提高。

圖7 Ma=0.8，f=12導彈滾轉阻尼導數試驗結果(本期)Fig.7 Ma=0.8，f=12，dynam ic stability derivatives of the m issile model(present)

圖8 Ma=0.8，f=12機滾轉阻尼導數試驗結果(前期)Fig.8 Ma=0.8，f=12，dynam ic stability derivatives of the airp lane m odel(earlier)

3 結論

本文通過對模型在振動過程中的受力情況進行理論分析、振動機構設計以及信號干擾抑制等問題的詳細分析與總結，并針對性地對振動機構設計、提高信噪比等各個細節進行改進，提升了高速動導數試驗結果的精準度，以滿足型號試驗需求［13-14］。

未來高速動導數技術的發展方向主要在兩個方面:一是提高現有試驗設備的測量精準度;二是開發新的試驗設備，擴大試驗應用范圍。

隨著飛行器的發展，模型外形更趨多樣化，傳統的高速動導數振動機構已經不能完全滿足風洞試驗要求，比如大長細比的導彈模型在風洞中無法實現俯仰和偏航振動，需要去開發新的振動機構以滿足試驗要求。

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Investigation on the high-speed w ind tunnel dynam ic derivative test accuracy promotion

Pan Jinzhu*，Zhang Jie，Cai Yi，Xu Ming
(China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics，Key Labratory of High Speed and High Reynolds，Shenyang 110034，China)

Accurate dynamic derivative is particularly important with the development of modern high-maneuverability flying vehicles.The requirement of dynamic derivative wind-tunnel test technique is much stricter in precision and accuracy nowadays.High-speed dynamic derivative tests face more difficulties compared to low-speed ones due to small size of the model and high aerodynamic loads，small oscillation amplitude.According to the characteristics mentioned above，stress situation study during model oscillation，oscillation mechanism design and signal interference are analyzed and summarized in details，which are all applied on production test model in the wind tunnel.The results showed that the high-speed wind tunnel dynamic derivative repeatability increase to less than 10%.Through the research work done，the high-speed dynamic stability derivatives measurement technique has been improved.Also the developing trendy of the high-speed dynamic stability derivatives measurement test technique is briefly presented.

high speed wind tunnel;dynamic stability derivatives;oscillation mechanism;signal interference

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0110

0258-1825(2016)05-0606-05

2015-10-22;

2016-02-08

潘金柱*(1976-)，男，高級工程師，研究方向:高速動態試驗技術.E-mail:13804990228@163.com

潘金柱，張杰，才義，等.高速風洞動導數試驗精準度提升研究［J］.空氣動力學學報，2016，34(5):606-610.

10.7638/kqdlxxb-2015.0110 Pan J Z，Zhang J，Cai Y，et al.Investigation on the high-speed wind tunnel dynamic derivative test accuracy promotion［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(5):606-610.