可移動式風洞實驗研究

趙 曼 呂 飛 周 飛 冷 軒 陳述平

（東北大學 機械工程與自動化學院，沈陽 110000）

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可移動式風洞實驗研究

趙 曼 呂 飛 周 飛 冷 軒 陳述平

（東北大學 機械工程與自動化學院，沈陽 110000）

摘 要：為了定量研究撲翼飛行器的各項數據，本實驗搭建了可移動式風洞試驗平臺。與傳統實驗平臺相比，本實驗平臺具有占地面積小、結構簡單、無渦流等特點。尤其是本實驗平臺采用了其他試驗平臺都未采用的移動式風洞，并在分析中加入形變量，用以研究撲翼形變和升力等撲翼特征的關系，其實驗結果為進一步研究撲翼提供了實驗數據。

關鍵詞：風洞 撲翼飛行器 測試 形變

引言

隨著微機電系統（Microelectromechanical System，MEMS）技術的快速發展，20世紀末開始，微型撲翼飛行器（Flapping wings Micro Aero Vehicle，FMAV）的研究吸引了眾多學者的研究目光，相關成果開始不斷涌現。

國內外，目前的研究方式主要為氣動計算和風洞實驗。現有多種針對撲翼的非定常氣動特性的算法。例如，katz[1]、Giesing[2]、Basu[3]等使用面元法和渦格法進行計算。但是，這些研究基本上都是基于簡單的剛性翼的簡諧撲動模型，與實際情況相差甚遠。風洞試驗方面，由于微型飛行器的雷諾數較小，還涉及非定常空氣動力學、微型動力能源系統、微型飛控系統以及微型任務系統等其他技術，所以微型撲翼飛行器的小雷諾數低速風洞必須專門設計。

世界上低速風洞大多分布在歐美等發達國家和地區。其中，40余座在美國，10余座在俄羅斯，30余座在歐洲和日本。目前，低速風洞主要分為三種類型：全尺寸低速風洞、大中型低速風洞、大型低速增壓風洞。但是，關于小雷諾數的風洞研究為數不多。

目前，國內只有南京航空航天大學和西北工業大學設計出適用于測試微型撲翼飛行器的低速風洞（見圖1、圖2）。為了精確測量微型飛行器所受氣動力，南京航空航天大學空氣動力學系低速風洞實驗室設計研制了高精度的桿式六分量天平。該天平可實時測出所有六個氣動力分量。其中，升力量程1000g，阻力分量500g，測量精度可達0.5g。

圖1 南京航天航空大學低速風洞

圖2 西北工業大學低速風洞

隨著許多新技術的發明應用，微型飛機的研究和發展也進入了一個新的階段。各國科研人員紛紛參與到設計微型飛行器的競賽當中。同固定飛機的風洞實驗相比，鳥類飛行的實驗研究更復雜，實驗設備也沒有固定翼飛機那么全面。因此，至今只有少量的試驗數據可供參考。因此，自制微型撲翼機測試平臺是一件迫切的事，也是飛行器發展和提升性能的一種途徑。

1 系統的硬件結構

本文涉及的自制微型撲翼機測試平臺裝置的三維圖如圖3所示。圖4為設置的實驗裝置實物圖。該裝置通過對微型撲翼飛行器進行運動學仿真計算，然后再利用自制的移動式風洞對微型撲翼飛行器的機翼進行初步風洞實驗。實驗內容包括撲動頻率、風速、俯仰角、機翼平面形狀、翼型彎度對機翼氣動特性影響的研究。通過實驗得出實際數據，并將其與計算得出的仿真數據進行對比，判斷其合理性后，總結出微型撲翼飛行器升力推力產生的基本規律，為微型撲翼飛行器整體設計和氣動設計提供參考。

圖3 裝置三維圖

圖4 實驗裝置實物圖

1.1 行走驅動

行走驅動由電源和傳動機構組成，為整個裝置供電并使測試部分沿導軌運動。它的主要結構包括支座、集電導軌碳刷、齒條、直線導軌、伺服電機、減速器、齒輪。

支座為高度可調式支座，可借助激光水平儀等儀器調平軌道。通過集電導軌碳刷對移動平臺進行供電，可有效解決電線的拖拽問題。電機為雷賽BLM57090-1000伺服電機，通過CRT-DMC300A三軸運動控制器控制，配合雷賽ACS606驅動器工作。通過行星減速器為齒輪齒條傳動機構提供動力，使測試平臺移動。這里，移動速度可根據需要實行編程控制。

基本參數：電機額定扭矩0.29N·m，額定轉速3000r/min，DC36V供電；減速器減速比1:6；軌道基本長度6m，試驗段2m（可拓展）；穩定風速2～3m/s。

1.2 測試模塊

測試模塊通過三軸力傳感器和激光二維掃描傳感器測得撲翼部分的升力、推力及機翼形變參數。主要結構有三軸力傳感器、激光二維掃描傳感器、信號放大器、數據采集卡及底座。

三軸力傳感器型號為A3D38，采集撲翼飛行器的推力、升力參數；激光二維掃描傳感器型號為ZLDS200，通過絲杠傳動使其沿直線運動，將掃描范圍由線變為面，從而對機翼撲動過程中翼面形變參數進行測量，并通過放大器對信號進行放大，通過數據采集卡采集數據。

根據激光二維掃描傳感器采集有效范圍計算，得到翼面回轉中心高度為315mm。為減少移動平臺上裝置對翼撲動氣流的影響，從而確定底座高度為340mm。底座三維建模尺寸仿移動網絡信號塔設計，以增強裝置穩定性，避免共振。

基本參數：

三軸力傳感器量程：升力±50N，推力±50N；

精度：升力相對均方根誤差0.5%，推力相對均方根誤差0.5%；

二維激光掃描傳感器：Z軸量程300mm，Z軸量程起始間距165mm，Z軸量程終點間距465mm，Z軸量程線性度±0.1%～0.15%，X軸量程起始寬度130mm，X軸量程終點寬度240mm，X軸線性度0.2%，X軸輪廓線像素1024，采樣頻率250Hz（滿量程），最大輪廓線頻率1000輪廓/s、1024000點/s，激光器類型最大15mW、波長660nm，數字輸出為以太網，供電為DC 9～36V。

1.3 撲動機構

圖5 撲動機構的機構簡圖

撲動機構通過鋁制聯結件固定在三軸力傳感器上，可裝卡不同的翼型進行飛行參數的測試（見如5）。采用雙曲柄搖桿機構，由直流永磁無刷電機提供動力。同時，使用Solidworks軟件的motion插件對桿機構進行優化，使翼的角速度曲線趨近于正弦曲線，減小沖擊（見圖6）。此外，使用角度調節器實現俯仰角的調整。

圖6 角位移、角速度、角加速度變化曲線

2 傳感器的數據采集及分析

通過大量實驗采集數據，結合在不同頻率、俯仰角和來流速度情況下各種機翼的升力、推力及翼面形變參數間的關系和規律，總結撲翼飛行器的空氣動力學規律。

2.1 三維力采集系統

采用的三維力傳感器為應變式壓力傳感器，分別可以測量x、y、z三個方向的分力，再運用力的合成法則，求出空間力的大小。圖7為三維力數據采集系統示意圖。

應變式壓力傳感器分為輸入端和輸出端。輸入端接標準5V電源。輸出端輸入量隨該方向上的力大小變化而正比變化，且輸出信號為毫安級。所以，三維力傳感器先與放大器（放大器給傳感器提供電源）連接，放大器的放大倍率約為1000倍。放大后信號輸入采集卡，采集卡進行A/D轉換，然后將得到的數字信號輸入電腦。在采集軟件里，對采集卡輸出的數字量按照一定的算法進行處理，得到力的大小。數據以TDMS格式輸出，通過labview查看，轉化為excel格式的數據和直觀的折線圖，如圖8所示。

2.2 掃描傳感器系統

圖7 三維力數據采集系統

圖8 采集軟件的界面圖

掃描傳感器的數據采集和轉換都集成在傳感器內部，系統相對簡單。掃描傳感器外接36V（電壓決定掃描傳感器的掃描頻率）直流電源，通過網線向電腦傳送數據及指令。

2.3 兩個傳感器時間軸的對齊方法

采集過程比較快，因此可以忽略采集過程時間，認為采集和寫入是同一時間。所以，兩個傳感器數據寫入時給兩個傳感器的數據都加上時間屬性（時間值來自系統時間），取同一時間作為兩個數據的起點，以此來研究兩個數據的規律。

3 試驗裝置可靠性驗證

圖9為裝置所采集的三組圖像，分別是在來流速度2.1m/s、翼撲動頻率3HZ、迎角0°情況下的升力（Z軸采集的信號）圖像及對其進行傅里葉擬合得到的擬合圖像。三幅圖中，擬合圖像的波形、幅值、頻率基本相同，所以三組數據的可重復性很好。圖10則為上述三組數據頻譜分析圖像。由圖可看出，圖9中升力圖像中的波頻率主要為3Hz、50Hz。其中，3Hz波為所測升力信號，50Hz波為噪聲信號（主要是導軌電源帶來的工頻噪音）。去掉高頻數據后剩下的信號的頻率和微型飛行器翅膀撲動的頻率相同，可以看出實驗數據重復性較好。上述數據及分析可知，濾波后的信號頻率和微型飛行器翅膀撲動的頻率相同，說明該裝置測試數據可靠性很好，所測實驗數據合理。

4 所測升力數據的初步分析

采集卡1s可采集10240次三維力傳感器數據信號。在測試裝置撲動頻率為3Hz，采樣時間為1.5s的相同情況下，連續實驗得到多組數據。

由于實驗數據具有重復性，從圖10中可以看出壓力值曲線在3Hz和50Hz左右出現峰值。3Hz是測試裝置撲動的頻率，50Hz是交流電工頻（噪聲）帶來的影響。下一步，則采用低通濾波方法對信號進行處理。

從圖11的時域圖可以看出，經過低通濾波器處理后的信號曲線呈現明顯的周期性（在1.5s內有4.5個周期變化），即信號的頻率在3Hz左右；在圖11的頻譜圖中可以看出，經過低通濾波器處理后的信號主要以3Hz的頻率信號為主。

處理后的壓力值信號就是微型飛行器在測試裝置上飛行時z軸方向的受力大小。壓力值在[-2.5841N,3.6116N]之間波動，平均升力值為0.4041N，測量誤差為5‰。

圖9 受力分析圖

圖10 升力頻譜分析

5 激光二維掃描傳感器所測柔性翼形變數據初步處理

圖12為由1mm厚PP材料制作完成的柔性翼在來流速度2.1m/s、翼撲動頻率3Hz、迎角0°情況下，不同時刻翼的切面圖像。從圖中可以看出，它能夠直觀反映出翼的形變，可由此研究柔性翼的相關規律。

圖11 采用低通濾波器對信號進行處理的時域圖和頻譜圖

圖12 不同時刻翼的切面圖像

參考文獻

[1]KATZ J，PLOTKIN A. Low Speed Aerodynamics：From Wing Theory to Panel Methods[M].New York：McGraw-Hill，1991.

[2]JP Giesing.GIESING Nonlinear Two-dimension Unsteady Pote-ntial Flow With Lift[J].Journal of Aircraft，1968，（2）：135-142.

[3]BASU.The Unsteady Motion of a Two-dimension Aerofoil in Incompressible Inviscid Flow[J].Journal of Fluid Mechanics，1978，（1）：159-178.

Experimental Study of Movable Wind Tunnel

ZHAO Man,LV Fei,ZHOU Fei,LENG Xuan,CHEN Shuping
(School of mechanical engineer ing and automation, Northeastern University, Shenyang 110000)

Abstract:This paper builds an experim ental platform for themovable wind tunnelwith the purpose of res earching various data of theflipping-wing air vehicle quantitatively. Comparing with the traditional platforms, thisplatform has some advantages:less occupied area, simply structure and less vortex when We adopt the movable wind tunnel, which is not applied in other platforms, and put forward analyzingmethods ofthe deformation variables in order to research the relation of the deformation and other features. The results will providelots of experimental data for further research.

Key words:wind tunnel, flipping-wing air vehicle, tes t, deformation