一種基于絕對式角編碼器的風標式迎角側滑角傳感器的設計與實現

楊 帥, 黃 平, 毛仲君, 張利輝, 黃少林

(1. 中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000; 2. 總參炮兵訓練基地雷達教研室, 河北 張家口 075100)

一種基于絕對式角編碼器的風標式迎角側滑角傳感器的設計與實現

楊 帥1,*, 黃 平1, 毛仲君1, 張利輝1, 黃少林2

(1. 中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000; 2. 總參炮兵訓練基地雷達教研室, 河北 張家口 075100)

設計了一種風標式迎角側滑角傳感器，以滿足模型飛行試驗中大迎角飛行狀態下迎角側滑角的測量需求。首先對比分析了壓差比式傳感器與風標式傳感器的優缺點，并結合試驗需求，選取風標式傳感器為設計目標。采用新型絕對式角編碼器來測量角度，增加了測量范圍、提高了測量精度并能滿足惡劣環境條件下的測量需求。采用自平衡式風標，省去了配重，減小了機身氣流的影響。風標式傳感器由風標機械結構和測量系統組成。通過風洞試驗及飛行試驗驗證，該風標式傳感器的迎角測量范圍能夠達到±90°，并具有結構簡單、測量范圍大和測量精度高等優點。

大迎角；絕對式角編碼器；自平衡式風標；傳感器

0 引 言

模型飛行試驗是通過飛行器模型在大氣中飛行進行空氣動力學問題研究的一種模擬飛行試驗方法，是空氣動力學三大研究手段之一。通過開展模型大迎角飛行試驗獲取大迎角氣動特性和操穩特性，可以有效驗證危險邊界飛行控制律，為研制具有過失速機動飛行能力的戰斗機提供技術支撐。研制一種能夠準確測量大迎角飛行氣流系參數的傳感器，是大迎角飛行試驗的關鍵。

常用的迎角側滑角傳感器有壓差比式和風標式。現有的試驗模型上采用五孔探針測量常規迎角氣流參數，五孔探針即屬于壓差比式傳感器[1]。壓差比式傳感器主要利用壓差比與迎角側滑角的關系來獲取迎角側滑角信息。壓差比式傳感器適用于被測角度小、Ma數大的場合。該模型所采用的五孔探針準確測量范圍在±30°之間，無法滿足大迎角測量需求，而且結構復雜，密封性要求高，還存在研制周期長、造價成本高、易損壞和不易維修等缺點。而風標式傳感器主要利用風標跟隨飛機周圍氣流變化來獲取迎角側滑角信息，它具有結構簡單、造價成本低、測量范圍大和響應比較迅速等優點。與五孔探針相比，風標式傳感器不易受空氣中的雨、雪、霧和沙塵影響，可靠性更高。

早在20世紀50年代，美國的William Gracey[2]已經對飛機迎角的測量方法進行了總結，詳細分析了風標傳感器的優缺點。經過幾十年的發展，美國的風標傳感器已經取得了很大的進步。美國Spaceage Control、 Goodrich 等公司推出了許多風標式迎角傳感器產品。美國 A4“天鷹”艦載攻擊機、B1轟炸機、F5戰斗機、T38 教練機以及 C5、C17、C141 等軍用運輸機廣泛采用了風標式傳感器。

國內的風標式傳感器最近幾年也有很大的發展。汪磊[3]設計的某型迎角側滑角傳感器和吳大衛等人[4]發明的微小型迎角傳感器都是風標式傳感器，但是這些風標式傳感器都是采用電位器角度傳感器或者霍爾角度傳感器來測量角度，迎角測量范圍最大只有±45°。電位器角度傳感器是將風標的角度變化通過改變滑動變阻器的電阻值轉換為相對應的電壓變化，它具有結構簡單、價格低廉等優點，但存在測量精度低、測量范圍小、壽命短等缺點。霍爾角度傳感器是利用霍爾效應原理制成，它具有靈敏度高和體積小等優點，但同時存在互換性差、易受溫度變化影響和非線性輸出的缺點。

新型的絕對式角編碼器[5]解決了這些問題，絕對式角編碼器由機械位置決定了每個位置的唯一性，無需記憶，無需尋找參考點，而且不用一直計數，可以隨時讀取它的位置，因此大大提高了絕對式角編碼器的抗干擾特性和數據可靠性。因此，本文基于絕對式角編碼器，采用自平衡式風標，設計一種能夠對某模型飛機±90°迎角范圍進行測量的風標式傳感器，并通過風洞試驗和飛行試驗驗證。

1 總體設計

風標式迎角側滑角傳感器主要由風標機械結構和測量系統組成，其工作流程圖如圖1所示。

圖1 風標式傳感器工作流程圖

當風標中心線與氣流方向平行時(即無迎角或側滑角時)，氣動力不產生力矩，風標不轉動。當模型飛機以某一迎角(或側滑角)飛行時，由于風標氣動力產生力矩，使風標轉動消除風標自身的迎角，直到風標中心線與氣流方向一致為止，此時風標與機體軸線的夾角與模型飛機的迎角(或側滑角)相等。風標偏轉帶動轉軸轉動，轉軸轉動的角度由絕對式角編碼器直接讀取，再通過系統解算，對外輸出迎角(或側滑角)數據，供飛控系統使用。該風標式傳感器的迎角測量范圍能夠達到±90°，測量精度能夠達到0.1°，起動速度≤15m/s。

2 結構設計

該風標式迎角側滑角傳感器結構部分由風標組件、軸組件、軸承座和絕對式角編碼器等組成。迎角風標由2個風標葉片組成，側滑角風標由一個風標葉片組成。傳感器外形如圖2所示。

圖2 風標式傳感器結構圖

現有的迎角(或側滑角)風標一般為刀片式，風標本身的重量很大，需要在機身內部設置配重進行平衡，從而導致整個產品的重量過大。另外，由于內部配重結構的限制，迎角(或側滑角)的測量范圍很小，一般不超過±30°。由于刀片式風標貼近機身表面，測量的迎角(或側滑角)會受到飛機表面局部流場的影響，必須使用程序進行補償。刀片式風標傳感器如圖3所示。

圖3 刀片式風標傳感器

本文設計的風標采用新型的自平衡結構。為了滿足平衡和降低風標阻力系數，風標葉片采用對稱翼型。風標葉片使用密度小的玻璃鋼復合材料，風標桿使用密度大的不銹鋼材料，通過風標前后使用不同密度材料的結構達到自平衡效果，并且將風標的氣動中心調整到旋轉軸孔處，因此風標受到的徑向力矩很小，適于低速狀態下的迎角(或側滑角)測量。該風標安裝在飛機的正前方，并且遠離機身表面，受到飛機表面氣流的影響小，可以準確輸出迎角(或側滑角)的測量數據，并可大幅增加迎角(或側滑角)的測量范圍。另外，為了保持風標轉動時的剛度和強度，防止出現機構變形，引起測量誤差，風標轉軸采用Φ4mm不銹鋼材料制成，并加裝軸承座以支撐風標轉軸。整個風標傳感器安裝在機身里面，只有風標葉片露于機身外,如圖4所示。

圖4 風標式傳感器機身安裝圖

為了保持傳感器的測量精度，風標轉軸必須保持足夠的剛度強度,因此需要對風標轉軸進行剛度和強度分析。在一個極限條件下，飛行最大速度為60m/s，空氣密度為1.225kg/m3，阻力系數取0.9，風標轉軸最大迎風面積為732.3mm2，則施加在風標轉軸上的氣動力F可根據式(1)計算得出。

對風標轉軸進行有限元分析，結果如圖5和6所示。在最大設計載荷下，風標轉軸的變形引起的位移變化在0.13mm左右，最大應力為14.86MPa，滿足設計要求。

圖5 風標轉軸剛度有限元分析圖

風標傳感器在機身上的安裝位置誤差會影響傳感器的測量精度，因此需要采取相應措施以減小誤差。安裝位置誤差主要由傳感器的加工誤差和裝配誤差引起。通過提高機械加工精度來減小加工誤差，通過使用工裝夾具來減小裝配誤差。

圖6 風標轉軸強度有限元分析圖

3 測量系統設計

風標傳感器的測量系統主要是對風標偏轉的角度進行采集和數據處理，得到飛機模型的真實迎角和側滑角數據。風標傳感器的測量系統通過嵌入式設計實現，包括角度傳感器、數據處理器和存儲器等部分，如圖7所示。測量系統通過角度傳感器采集得到風標的偏轉角度，發送給數據處理器。系統解算后一方面通過對外輸出迎角側滑角值，供飛控系統使用，另一方面存儲到板載存儲器中，便于后續的數據分析。

圖7 風標式傳感器測量系統圖

由于測量精度要求高及工作環境苛刻，角度傳感器選用的是空心軸單圈絕對式角編碼器。它以2個精密的球軸承為基礎，適用于惡劣的工作環境。在低速轉動環境下具有0.09°的測量精度。絕對式角編碼器通過轉動過程中測量光電編碼盤各道刻線，以獲取唯一的編碼，再通過編碼器常用SSI接口發送給數據處理器[6]。

數據處理器采用Cortex M4芯片處理器。Cortex M4芯片處理器是由ARM專門開發的最新嵌入式處理器，在M3基礎上強化了運算能力，新加了浮點、DSP和并行計算等。

4 風洞試驗結果分析

由于風標傳感器測量結果受到加工裝配精度等影響，需要通過風洞校測試驗來確定。試驗結果技術指標如表1所示，從表中試驗數據可見，均達到了技術指標要求。

表1 試驗結果技術指標Table 1 Technical indicators of test results

風洞試驗結果如圖8和9所示，其中，Actual表示風洞機構的實際測量角度，Measure表示風標傳感器的測量角度。

由圖8和9可知，風標傳感器與風洞機構的測量值基本一致。由于試驗風洞流場品質不好以及風洞旋轉機構存在測量誤差，因而風洞機構的測量誤差隨著機構旋轉角增加而增大，實測迎角為90°時的誤差為5.2°。而圖8中風標傳感器測量結果在迎角為90°時的誤差約為5°。因此，風標測量值與實際值一致。

圖8 迎角測量結果

圖9 側滑角測量結果

5 飛行試驗結果分析

通過模型飛行試驗對設計的風標傳感器進行了驗證，并與五孔探針的測量結果進行比對。五孔探針進行過風洞試驗標定，測量結果準確可靠，但無法測量超過±30°的迎角。

飛行狀態下試驗結果如圖10、11和12所示，其中，AlphaWL表示左風標的迎角測量輸出值，AlphaWR表示右風標的迎角測量輸出值，AlphaFHP表示五孔探針的迎角測量輸出值，BetaW表示下風標的側滑角測量輸出值，BetaFHP表示五孔探針的側滑角測量輸出值。

圖10 平飛段迎角變化

圖11 平飛段側滑角變化

圖12 大迎角變化時風標和探針測量結果

Fig.12 Measurement results of wind vane and probe in high attack angle flight

從圖10可以看出，在平飛段，模型的迎角在8°左右，由于安裝位置引起的繞流場不同，左風標、右風標和探針有固定的系統誤差，但變化的跟隨性好。圖10中，在平飛段，模型的側滑角穩定在-0.3°左右，且風標和探針的測量值基本一致。圖10和11的結果說明，在常規的小迎角飛行條件下，風標傳感器具有與五孔探針相當的測量能力，動態響應特性與五孔探針相當。

值得一提的是，本文設計的風標傳感器可以準確地測量到大迎角狀態下的迎角值。如圖12所示，在試驗中，模型從8°迎角一直拉起到失速迎角(此時模型失速下沉)。在迎角大于30°后，由于五孔探針頭部出現嚴重的流動分離，五孔探針解算出現不穩定現象，測量結果出現較大的偏差，不能作為飛行控制的狀態參數引入飛控系統，也不能用于氣動力參數辨識。在此過程中，左風標、右風標均可以測量到真實的迎角大小。可見，本文設計的風標傳感器具有指導大迎角飛行的能力，滿足小型飛行器在大迎角飛行狀態下迎角側滑角的測量需求。

6 結 論

對比分析了壓差比式傳感器與風標式傳感器的優缺點，并結合試驗需求，選取風標式傳感器為設計目標。本文所設計的風標式傳感器有以下優點：

(1) 風標式傳感器比壓差比式傳感器結構簡單、造價低廉、測量范圍廣、不易受環境影響；

(2) 通過采用絕對式角編碼器測量角度，風標式傳感器具有抗干擾性能好、精度高、測量范圍廣等優點；

(3) 通過采用自平衡風標，風標式傳感器省去了配重，減小了受機身氣流的影響；

(4) 經過風洞試驗及飛行試驗驗證，試驗結果表明，迎角測量可達±90°,測量數據準確可靠。

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(編輯：楊 娟)

Design and realization of wind vane sensors of attack angle and sideslip angle based on absolute encoders

Yang Shuai1,*, Huang Ping1, Mao Zhongjun1, Zhang Lihui1, Huang Shaolin2

(1. Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 2. Radar Teaching and Research Section, Artillery Training Base of General Staff, Zhangjiakou Hebei 075100, China)

Accurate attack angle measurement is vital for post-stall maneuver. This paper propose a wind vane sensor based on absolute encoders to measure the airflow parameters to support the high angle of attack flight experiment. Firstly, two kinds of sensors are compared. One is the differential pressure ratio sensor, such as the five-hole probe, which is suitable for small angle and high Mach condition. The other is the wind vane sensor, which can follow the wind from any direction and has larger range of measurement. This paper introduces a wind vane sensor based on the absolute encoder, which has compact structure, small volume, fast response and high resolution. This makes it possible for the measurement of the high angle of attack and high angle of sideslip in the model flight test. Secondly, the components of the sensors are introduced. The wind vane sensor consists of the mechanical structure and the measurement system. The former contains wind vane, rotor and bearing support. A new type of self-balancing wind vane is designed in this paper. The vane is made of materials of different densities to achieve the self-balancing, so the bob-weight is not needed any more. The vane is installed in front of the plane to reduce the influence of the plane surface. The vane is exposed in the flow field and follows the variation of the flow, and the moving of the vane drives the angle sensor. The measurement system is an embedded micro-system, which uses the angle sensor to measure the changed angle of the vane, and then computes and outputs the attack angle (sideslip angle) to the flight control system. Choosing a suitable angle sensor is the key. The chosen absolute encoder has high resolution,good dynamic characteristic and convenient access port, which make it a better choice for this design than other angle sensors. Finally, the experimental results are given. In the wind tunnel experiment, the experimental result of the wind vane sensor met the design requirements. In the model flight experiment, the proposed wind vane sensor and a five-hole probe mounted at the head of the flight model responded simultaneously. The experiment results show that the wind vane sensor has close measurement ability compared with the five-hole probe in the small attack angle flight. On the contrary, the vane can measure the high angle of attack (over 30 degree) in the stall experiment while the five-hole probe fails in that situation. So the vane has great advantage in high angle of attack flight tests.

high angle of attack;absolute encoders;self-balancing wind vane;sensors

1672-9897(2016)01-0097-06

10.11729/syltlx20150058

2015-04-22;

2015-08-25

YangS,HuangP,MaoZJ,etal.Designandrealizationofwindvanesensorsofattackangleandsideslipanglebasedonabsoluteencoders.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(1): 97-101, 112. 楊帥,黃平, 毛仲君, 等. 一種基于絕對式角編碼器的風標式迎角側滑角傳感器的設計與實現. 實驗流體力學, 2016, 30(1): 97-101, 112.

V241.4

A

楊 帥(1989-)，男，河南許昌人，助理工程師。研究方向：無人機結構設計。通信地址：四川省綿陽市中國空氣動力研究與發展中心(621000)。E-mail：18780329161@163.com

*通信作者 E-mail: 18780329161@163.com