提高變體飛機風洞測力試驗精度的方法研究

蔣增, 劉鐵中, 何宏偉

(中國航空工業空氣動力研究院, 哈爾濱 150001)

提高變體飛機風洞測力試驗精度的方法研究

(中國航空工業空氣動力研究院, 哈爾濱 150001)

變體飛機風洞試驗主要測量機翼等變形過程對流場的擾動引起的動態氣動力、力矩和力矩操縱效率變化。相對于常規測力試驗，由于模型的變體運動導致試驗數據精度差。本文對純機械驅動的變體飛機模型的風洞試驗精度的主要影響因素進行了分析，從試驗方案、數據采集觸發方式和數據處理方法等進行了改進。驗證試驗表明，試驗精度大幅提高，升力系數重復性最大誤差約為0.00538，阻力系數重復性最大誤差約為0.00098，俯仰力矩系數重復性最大誤差約為0.00113，動態試驗精度達到常規試驗水平。

變體飛機；風洞試驗；數據處理；動態測力

0 引 言

變體飛機能夠根據任務環境主動自適應地改變其外形，具有更寬的飛行包線，在每個飛行剖面都具有最優的氣動性能，是目前國內外研究的熱點[1-3]。變體飛機在空中瞬間改變其外形的過程可能出現氣動力的非定常變化，引起飛機力矩特性的劇烈改變，從而影響飛機的飛行安全[4]。

變體飛機的研究目前仍主要依賴風洞試驗，以獲得飛機變體過程的動態氣動力特性和操穩特性，同時驗證飛機按需要進行變體方案的合理性和結構可靠性。如美國的變體飛機結構(MAS)項目于2006年初在NASA蘭利研究中心成功完成了風洞試驗，試驗最大風速達0.9Ma[5]。

與常規試驗相比，變體飛機風洞試驗模擬參數多，在狹小的模型空間里需要布置變體驅動系統、運動控制系統、試驗數據測量系統等，導致變體飛機風洞試驗模型結構復雜，試驗過程受干擾的因素更多，因此測力試驗數據重復性精度差。

試驗精度一般是指同一模型在同一期試驗、同一試驗狀態下，經非連續重復多次(一般為7次)試驗，其測量值的均方根誤差[6]。變體飛機的動態試驗一般采取固定模型姿態角，測量(機翼)變體過程全機的氣動力和力矩等特性，假如風洞試驗中測量獲得的氣動力(或力矩)系數誤差ΔR的影響因素可用如下關系式表示：

ΔR=F(Δα,Δβ,Δγ,ΔM,Δp0,Δp,ΔT0,Δξ)

其中上述參數分別表示模型的姿態角(迎角、側滑角、滾轉角)、試驗馬赫數、試驗總壓、試驗靜壓和試驗總溫等的測量誤差和天平測量誤差。由于變體模型的剛度較常規模型低，可能會引起嚴重的流固耦合問題，這會使分析重復性誤差的影響因素更多，因此本文假設模型為剛體，不考慮氣動彈性效應的影響。則在變體飛機風洞試驗中，因為需要模擬機翼的變體運動，對氣動力參數的影響增加了變體速度和變體運動部分的機翼面積，可用如下式表示：

ΔR=F(Δα,Δβ,Δγ,ΔM,Δp0,Δp,ΔT0,Δξ,ΔV,ΔS)

如某風洞滿足常規試驗精度指標，假設變體運動的微小速度差異ΔV(主要由電機驅動系統導致，約為0.01°/s，即每秒的角度差異小于1′，同時該誤差也會最終傳遞到面積不同導致的氣動力系數誤差)對氣動力特性的影響可忽略不計，則變體飛機風洞試驗的影響關系式可簡化為：

ΔR≈F(ΔS)

即假如某風洞測量系統滿足常規試驗精度要求，變體飛機動態試驗的重復性精度受測量過程中模型狀態(變體部分機翼面積)的影響最大，這是由于驅動控制系統、傳動系統的誤差使試驗中模型狀態不同(或機翼面積不同)和機械間隙使運動變體部分機翼的抖動導致試驗重復性差。

1 模型與試驗設備

1.1 試驗模型

模型采用全金屬材料，比例為1∶28的半模模型，變體形式為全機械驅動的大尺度變體。圖1為變體模型驅動機構三維圖，從中可以看出在進行動態測力試驗過程中，通過電機旋轉驅動渦輪蝸桿的直線運動，外翼通過合頁與主翼連接，同時直線驅動臂通過鉸鏈帶動曲柄驅動外翼繞轉軸旋轉，實現外翼的上下折疊運動，最大折疊角速度為13°/s，當需要研究不同外翼折疊速度的影響試驗時，通過調節電機轉速來改變外翼折疊速度。

模型面積：0.1425m2(完全展開)，0.1254m2(折疊到45°位置)；

模型平均氣動弦長：0.4936m(完全展開)，0.5384m(折疊到45°位置)；

模型展長：0.42m(完全展開)，0.2648m(折疊到45°位置)。

實驗過程中，氣動力系數以模型完全展開時的面積、平均氣動弦長、展長等參數進行計算。

圖1 變體飛機機構示意圖

圖2 模型在風洞中的安裝照片

1.2 試驗設備

試驗是在中航工業氣動院FL-7風洞進行的，天平為BJ1-A半模天平。FL-7風洞是一座試驗段截面積640mm×520mm，由大氣進氣的直流連續式跨聲速風洞，由3臺渦噴-5甲發動機驅動。試驗段前置有單支點半柔壁噴管，通過調節噴管喉部的開度，連續調節任意試驗Ma數為0.2～1.5，試驗中通過風洞壁板與模型整體繞天平軸線旋轉實現迎角變化。

數據采集采用VXI數據采集系統，其內置低通濾波截止頻率為2Hz。本期動態試驗部分采集方式為連續采集瞬時值，總體上每秒采集1000點。天平測得的電壓信號，由VXI數據采集系統采集并轉換成數字信號，由處理程序計算出所需求的氣動力系數。

2 試驗方案

2.1 試驗流程及改進

變體動態測力試驗采用固定模型姿態角、測量全機氣動力隨外翼折疊變化的方式進行，試驗數據的有效區間為當外翼按一定速度從水平位置向上折疊到最大位置(半周期試驗)和從最大位置向下折疊到外翼達到水平位置(整周期試驗)。變體試驗流程如圖3所示，動態試驗的采集觸發系統由電機驅動器給出信號。當試驗流場條件滿足時，控制電腦向電機驅動器發出信號，驅動器向電機發出啟動指令和向采集系統發出觸發信號，電機帶動外翼折疊變體運動，采集卡開始采集天平的電壓信號，當變體運動結束時，控制電腦根據試驗事先設好的行程向驅動器下達停止指令，驅動器同時向電機和采集系統發出信號，電機停止轉動，采集系統停止采集，一個試驗周期結束[7-9]。

圖3 變體試驗流程圖

由本文第1節的理論分析和圖1可知，影響變體飛機試驗重復性精度的主要因素是在重復試驗過程中每次測量時變體運動部分的機翼面積不一致。由于機構間隙誤差，每次試驗周期中，采集系統記錄的每次試驗的實際起始和結束位置不一致。針對本文所研究的翼尖折疊模型，對公式(3)有

ΔR≈F(ΔS)=F(S1·cos(Δφ))

其中S1為變體可運動部分機翼面積，φ為向上折疊角度。根據模型的傳動原理和結構，可得

Δφ=F(Δω1，Δω2，Δω3)

其中ω1表示電機的轉速(一級誤差)，ω2表示渦輪蝸桿轉速(二級誤差)，ω3表示外翼驅動旋轉鉸鏈轉速(三級誤差)。電機轉速誤差主要是由其控制原理誤差造成，后2種主要是由結構間隙、加工精度、裝配等原因造成。由誤差傳播理論可知，采用該試驗方案上述3種誤差不但同時存在，電機和渦輪蝸桿等的誤差會進一步向下傳播，各種誤差最終反映為變體機翼的位置Δφ(或水平投影面積)誤差。因此試驗方案改進的主要思路是減少誤差源，最理想的方式是利用折疊外翼的位置來觸發光柵信號，由光柵信號轉換成電信號來觸發采集系統，每次試驗時連續采集的數據區間是由外翼位置(從水平折疊到指定角度)來決定，理論上減小了由驅動系統帶來的誤差，改進后的試驗流程如圖4所示。但由于受到模型空間限制(翼尖部分最大厚度僅4mm)，不可能將光柵系統安裝在折疊外翼上，最終將光柵(如圖5)安裝在驅動臂上，從而避免了一級Δω1和二級誤差Δω2。

圖4 改進后變體試驗流程圖

2.2 采集觸發裝置

根據變體飛機風洞試驗特點，改進后的試驗方案采用數字邏輯電路、光電耦合器和直線碼盤來實現外觸發采集的功能。采集信號發生裝置采用光電耦合器(工作原理如圖5所示)，通過變體驅動機構運動使直線碼盤過孔(如圖6)往返通過光電耦合器產生電平信號，同一個過孔產生的高地電平信號會出現一個相位差，數字邏輯電路將光電耦合器產生的電平信號轉換為脈沖信號和消除過孔帶來的相位差問題。

改進后的光電觸發傳感器安裝在驅動臂上，觸發信號可直接接入VXI(PXI)外觸發接口，具有實時性及較強的抗干擾能力。試驗中采集卡同時采集光柵觸發信號，根據該信號可計算出折疊外翼的動態運行角度位置。

圖5 光電耦合器工作原理圖

圖6 光電觸發裝置工作示意圖

2.3 數據處理方法及改進

變體飛機動態試驗數據的處理原理與靜態試驗基本一致，即縱向氣動力是由有風載的各元力或(力矩)減去無風情況下模型在各個對應狀態的模型自重，通過天平換算公式獲得相應的氣動力系數。但由于是連續測量，數據采集頻率高和數據量大，如簡單將兩個區間相減則容易出現有風載和無風載數據量不一致和位置對應不一致，這也是降低變體飛機風洞試驗數據重復性精度的重要因素[10]。

針對變體飛機動態風洞試驗數據處理，利用快速傅立葉變換(FFT)等手段分析原始數據的噪聲組成，首先對數據進行濾波，之后將連續采集的數據進行離散[11]，以多個特征點(外翼折疊角度)曲線來表征連續過程的動態氣動力變化，特征點前后分別取20個數據點進行平均以獲得在特征點位置時全機的氣動力系數，此種處理方法大幅改善了因為數據量不一致導致的重復性問題[12]。

3 驗證結果及簡要分析

圖7為某模型在風洞中采用改進前的試驗方法進行的翼尖向上折疊和向下展開時的3次動態升力系數重復性試驗曲線。其中試驗馬赫數為Ma=0.4、迎角為6°、翼尖折疊速度為ω=8°/s，采用連續測量方式進行，由于利用電機驅動器中的編碼器來進行觸發，即電機一啟動即觸發采集。由于電機加減速等原因，機翼變體運動存在滯后，在試驗數據的處理和分析中很難準確判定機翼折疊的位置，因此只有采用時間軸來反映全機升力系數隨外翼折疊的變化，重復性較差。

圖7 改進前動態升力系數重復性曲線

圖8～10為采用改進后的試驗方案進行的某模型翼尖向上折疊時的7次動態全機升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數重復性風洞試驗曲線。

其中試驗馬赫數為Ma=0.4、迎角為4°、翼尖變體速度為ω=12°/s，仍采用連續測量方式進行，翼尖從負角度開始運動并達到勻速狀態，當達到水平位置(外翼位置為0°)時觸發采集系統，并在每個要求的特征點位置給出光柵轉換信號，當折疊到最大位置時停止，完成半周期試驗，試驗曲線可以方便地給出全機氣動力系數隨翼尖折疊角度的變化曲線(也可給出隨時間變化曲線)。當翼尖向下展開時根據同樣原理進行后半周期試驗。數據處理采用離散法進行，理論上只要離散點足夠多，即可代替整個連續的動態試驗過程，但數據量同樣非常大、光柵柵格會非常密(加工困難)，本次試驗僅以翼尖在0°、15°、30°、45°位置為特征點來模擬整個動態過程全機的氣動力特性變化。從升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數的重復性曲線可以看出，試驗重復性精度非常高，見表1，升力系數重復性最大誤差為0.00538，阻力系數重復性最大誤差為0.00098，俯仰力矩系數重復性最大誤差為0.00113，升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數隨翼尖向上折疊的變化特性符合氣動規律。

圖8 動態升力系數離散法重復性曲線

Fig.8 Test repeatability curve of dynamic lift coefficient via discrete method

圖9 動態阻力系數離散法重復性曲線

Fig.9 Test repeatability curve of dynamic drag coefficient via discrete method

圖10 動態俯仰力矩系數離散法重復性曲線

Fig.10 Test repeatability curve of dynamic pitching moment coefficient via discrete method

表1 翼尖不同特征點位置動態7次重復性精度Table 1 Seven times repeatability precision at different feature positions of wing tip

4 結 論

(1) 本文提出了變體飛機風洞動態試驗流程的改進方案，結合光柵同步采集系統，能夠準確判定機翼變體的運動位置，提高了試驗數據的重復性精度。

(2) 采用的動態試驗數據離散處理方法，解決了變體飛機風洞動態試驗數據量大的難題。

(3) 驗證風洞試驗表明，變體飛機的風洞動態試驗重復性精度大幅改善，升力系數重復性最大誤差約為0.00538，阻力系數重復性最大誤差約為0.00098，俯仰力矩系數重復性最大誤差為約0.00113。

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(編輯：張巧蕓)

Study on improving precision of morphing aircraft wind tunnel force test

Jiang Zengyan*, Liu Tiezhong, He Hongwei

(AVIC Aerodynamics Research Institute, Harbin 150001, China)

Morphing aircraft wind tunnel test is the main experimental technique for studies on aerodynamics and moments of force characteristics during wing morphing. Because of model morphing movement, the force test precision is lower than that of routine wind tunnel test. This paper analyzes the dominating impact factor of purely mechanical morphing aircraft wind tunnel force test and offers improving experiment program and data acquisition and processing methods. The verification test result shows that the modified test methods greatly improve the test precision. The max lift coefficient repeatability error is 0.00538, the max drag coefficient repeatability error is 0.00098, the max pitch moment coefficient repeatability error is 0.00113, the dynamic test precision is the same as that of routine wind tunnel test.

morphing aircraft;wind tunnel test;data reduction;dynamic force test

1672-9897(2016)01-0102-05

10.11729/syltlx20140137

2014-11-24;

2015-11-28

V211.7

A

*通信作者 E-mail: jzyqy@126.com