一種提高風洞動態試驗數據質量的模型姿態控制和測量技術

劉志濤， 孫海生

1.西北工業大學 航空學院， 西安　710072 2.中國空氣動力研究與發展中心， 綿陽　621000

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一種提高風洞動態試驗數據質量的模型姿態控制和測量技術

劉志濤1, 2, *， 孫海生2

1.西北工業大學 航空學院， 西安710072 2.中國空氣動力研究與發展中心， 綿陽621000

低速風洞動態試驗裝置通常采用“電機+減速器+偏心機構+線性傳動機構”的方式，存在傳遞環節多、機械間隙大等問題，給模型運動的精確控制和模型姿態的精確測量帶來較大困難。為滿足大型客機等大飛機對低速風洞動態試驗的要求，基于現有的靜態試驗通用支撐平臺，采用“電子凸輪”技術，建立了一套迎角/側滑角解耦、可進行飛機小振幅動導數和大振幅非定常氣動特性研究的動態試驗裝置。利用該動態試驗裝置進行了某飛機大尺度動態試驗模型動導數試驗和大振幅振蕩試驗，獲得了試驗數據的重復性，并研究了動態試驗數據和靜態試驗數據之間的相關性。試驗結果表明：利用該裝置獲得的某飛機動態試驗數據重復性較好、規律合理，能滿足大型飛機動態試驗要求。

大型飛機； 動導數； 非定常氣動力； 風洞試驗； 支撐裝置

飛機的動態氣動特性(如動穩定特性和非定常氣動特性)是影響飛機舒適性和安全性的重要氣動因素[1]。風洞模型動導數試驗和大振幅振蕩試驗是研究飛行器動態氣動特性的兩種重要試驗手段，分別用于獲得飛行器的動穩定特性和非定常氣動特性。這兩類試驗的共性技術如下：利用試驗支撐裝置將模型置于風洞試驗段中心，通過激振裝置使模型繞其體軸以給定的角振幅和頻率運動(如簡諧振蕩運動)，采用角度測量傳感器記錄模型姿態角的時間歷程，利用置于模型內部的應變天平同步測量模型所受氣動載荷的時間歷程。由此可見，合理的模型支撐技術、精確的模型運動控制技術和模型姿態實時高精度測量技術是決定風洞動態試驗數據精準度的關鍵技術。

國外低速風洞配備了多種動態試驗設備。比較典型的有美國NASA蘭利研究中心18 m×9 m全尺寸風洞的剛性強迫振蕩裝置[2-5]、德國的機動振蕩態天平[3,6]、法國莫當S1MA風洞的飛行力學研究裝置[3,7]、瑞典航空研究院的?3.6 m低速風洞動導數試驗裝置[8]、俄羅斯中央流體動力研究院在T-103等風洞開發的小振幅動導數試驗系統和大振幅強迫振蕩試驗系統[9]。

為滿足航空飛行器動態氣動特性研究需求，國內空氣動力試驗研究機構相繼開發了多種低速風洞動態試驗平臺。比較典型的有中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所4 m×3 m低速風洞的96型動導數試驗系統[10]、中國航空工業空氣動力研究院FL-8風洞的動導數試驗系統[11]和南京航空航天大學H-2風洞配套的動態試驗系統[12]。

綜觀國內外低速風洞動態試驗技術可以看到，大量使用了“電機+減速器+偏心機構+線性傳動機構”的方式來實現試驗模型所需的振蕩運動：由電機驅動齒輪減速器，減速器的輸出軸與偏心滑塊機構相聯，通過滑塊機構將轉動變成驅動桿的直線運動，再通過不同的支撐方式或機構分別實現模型不同的振蕩運動形式，通過改變偏心滑塊機構的偏心距來改變模型運動振幅。風洞試驗表明[13-14]，采用這種多級機械傳動的方式，由于機械間隙、安裝誤差和級間誤差傳遞等因素，使得試驗模型的振蕩運動存在較大的誤差，特別是隨著裝置使用時間增長，機械磨損造成間隙加大，模型的運動形態與給定的運動函數偏離更大。此外，采用這種傳動方式時，通常使用線位移傳感器，由位移轉換得到角度的方式測量模型運動角度歷程，這種間接測量的方式易受機械間隙和支桿彈性變性等因素的影響，降低了模型姿態角測量精準度。另外，為協調運動振幅、驅動能力和運動控制精度之間的矛盾，大部分動態試驗系統分為兩套裝置：小振幅動導數試驗裝置和大振幅振蕩試驗裝置，增大了動導數試驗數據和大振幅振蕩試驗數據之間的相關性誤差。傳統的風洞動態試驗系統多采用風洞轉盤轉角和模型支桿滾轉角組合的方式獲得模型的迎角和側滑角，這種方式不足之處為：① 支撐裝置偏離風洞中心，模型相對于風洞風軸系存在一個滾轉角，使得試驗過程中模型常常處于不對稱的來流條件和邊界條件下，給動態試驗數據的準度帶來一定影響；② 不便于開展迎角和側滑角的組合試驗，試驗效率較低。

為克服傳統的動態試驗系統采用“電機+減速器+偏心機構+線性傳動機構”傳動方式存在的不足，提高動態試驗數據的精準度，設計了采用風洞靜態支撐裝置為基礎支撐平臺來實現模型的初始姿態(迎角、側滑角)、可編程電機/減速器的驅動方式實現模型的振蕩運動(俯仰、偏航和滾轉)的動態試驗方案，實現了迎角/側滑角解耦、振幅范圍寬且可無級調節的功能。在此基礎上，提出了與系統相匹配的模型姿態與氣動載荷高精度測量方案。利用一種大展弦比飛機大尺度模型對本文建立的動態試驗技術進行了驗證，考核了系統的動導數試驗和大振幅振蕩試驗能力。

1　動態試驗裝置

1.1支撐平臺

圖1給出了一種典型的低速風洞動態試驗系統支撐裝置示意圖[15]。采用這種支撐方式時，模型的初始迎角和側滑角由風洞轉盤轉角和模型支桿滾轉角組合獲得，由于風洞洞壁的存在，使得試驗過程中模型常常處于不對稱的來流條件和邊界條件下，影響了動態試驗數據的準度。為實現模型迎角、側滑角解耦，本文介紹的動態試驗系統以風洞靜態支撐裝置(見圖2)為支撐平臺[16]，該支撐裝置的變角度機構通過2個迎角伺服油缸、1個y向油缸及4個前、后側滑角伺服油缸驅動，可實現模型迎角與側滑角的變化及組合，且模型迎角和側滑角機構互相獨立(見圖3)。

圖1　傳統的動態支撐裝置Fig.1　Normal dynamic support rig

圖2　8 m×6 m風洞靜態支撐裝置Fig.2　Static support rig in 8 m×6 m wind tunnel

圖3　α、β機構示意圖Fig.3　Schematic of α、β mechanism

1.2激振機構

激振機構用于實現模型的振蕩運動，由運動驅動機構和運動傳遞機構組成。在激振方式上，采用可編程電機，引入“電子凸輪”技術，建立了基于“伺服電機+減速器+運動控制器”的振蕩系統，即通過程序控制實現電機按照給定規律轉動(簡諧振蕩或其他給定函數)，電機轉動運動經減速器轉換后，作用于模型支桿進而直接驅動飛行器模型實現所需的振蕩運動。該系統結構簡單，振蕩波形、幅值和頻率程控可調，減少了傳動環節，減小了傳動間隙和支撐裝置幾何尺寸。

下面以俯仰振蕩運動為例對激振機構的關鍵設計點進行說明。

俯仰振蕩的運動傳遞機構采用平行四邊形機構，如圖4所示。試驗模型采用腹撐或背撐形式，由俯仰主支桿、搖臂、俯仰尾支桿和天平套筒組成平行四邊形機構(見圖5)。電機和減速器驅動搖臂轉動，搖臂帶動尾支桿上下運動，尾支桿另一端與天平套筒相連從而驅動模型實現俯仰振蕩。電機處的關節為始動力關節，減速器軸與軸套為鍵連接，軸套與搖臂之間的脹緊套在脹開后使兩個轉動固定，以使搖臂隨減速器軸轉動(見圖6)。運動關節處均采用滾動軸承支撐。

圖4　俯仰振蕩裝置示意圖Fig.4　Schematic of pitching oscillation rig

圖5　俯仰運動機構Fig.5 Pitching motion mechanism

圖6　電機裝配示意圖Fig.6　Schematic of electric motor installation

減小運動關節處的間隙對于動態激振機構而言非常重要。為此，選用精密級行星齒輪減速器，使減速器轉動中心的回程間隙小于5 arcmin(弧分)。搖臂與尾支桿的鉸接精度采用5級精度的軸承來保證。對于天平套筒上的兩個鉸接點，由于其位于模型內部，在盡可能減小外形尺寸的前提下如何保證其旋轉精度就非常重要。通過對比各種轉動連接方式，這兩個鉸接點最終選用滑動連接方式。此外，為保證轉動精度，滑動面選用專用軸套，軸套材料選用ZCuSn10Pb1，具有硬度高、耐磨性極好的特點，不易產生咬死現象，有較好的鑄造性能和可加工性，適合于高負荷和高滑動速度下工作的耐磨件。

對于俯仰振蕩機構，綜合考慮模型的機身尺寸、天平的剛度和靈敏度、近場及遠場支架干擾、結構強度和變形等因素，對平行四邊形機構幾何尺寸進行優化設計。

偏航振蕩機構如圖7所示。模型采取腹部單點支撐方式，電機固定在減速器上，減速器固定在連接支桿上，減速器輸出軸與偏航支桿固連，通過自動控制交流伺服電機直接驅動支桿轉動的方式，實現模型的偏航振蕩運動。利用上下兩個圓錐滾子軸承將偏航支桿固定到整流罩上，消除了偏航支桿除軸向轉動以外的其他自由度。為保證偏航支桿旋轉時的精度并降低旋轉時的阻尼，兩個軸承選用5級精度的32917軸承。

圖7　偏航振蕩裝置示意圖Fig.7　Schematic of yawing oscillation rig

滾轉和偏航振蕩共用一套部件，通過更換與通用支撐裝置相連接的接頭及天平套筒，可實現模型的滾轉振蕩運動(見圖8)。模型采取尾撐方式，利用過渡支桿將模型抬高，以減小遠場支架對模型尾跡的干擾。

圖8　滾轉振蕩裝置示意圖Fig.8　Schematic of rolling oscillation rig

1.3控制系統

控制系統主要用于控制運動機構驅動模型按給定規律運動，可實現簡諧振蕩運動或其他任意設定的單自由度角運動，以滿足動導數、大振幅振蕩等試驗要求。

控制系統采用“IPC+運動控制器+交流伺服”的組成方式，整體結構如圖9所示，主要元件包括上位機、運動控制器、伺服驅動器、伺服電機、編碼器和電位計。運動控制器主要完成運動軌跡生成和位置閉環控制，將伺服電機上的編碼器作為速度環的反饋，并結合安裝在運動部件終端的高精度角位移傳感器，構成位置和速度的全閉環控制系統：伺服驅動器接收速度指令，完成速度環的控制；運動控制器完成位置環的控制，并對機械傳動上的間隙誤差進行補償，進而實現高精度的位置控制。

圖9　控制系統結構框圖Fig.9　Block diagram of control system structure

圖10和表1、表2給出了運動控制系統測試結果。圖10為俯仰振蕩振幅為10°、頻率為 1 Hz 時的幅頻特性。表1和表2分別為無風載和帶風載條件下振蕩運動模擬準確度數據?？芍瑒討B試驗系統實現的模型運動波形失真非常小，運動頻率與振幅的控制精度和準度均較高。

圖10　俯仰振蕩振幅10°、頻率1 Hz時的幅頻特性Fig.10　Amplitude and frequency characteristics(pitching oscillation, amplitude is 10°, frequency is 1 Hz)

表1　無風載條件下振蕩運動模擬準確度數據表

Table 1Data sheet of accuracy of oscillation motion simulation without wind load

Ampli-tude/(°)Frequ-ency/HzErrorofamplitude/(')Distortionofangu-lardisplacement/10-4Distortionofangularrate/10-4100.5<21.0241.316102.0<31.0151.165

表2帶風載條件下振蕩運動模擬準確度數據表

Table 2Data sheet of accuracy of oscillation motion simulation with wind load

Ampli-tude/(°)Frequ-ency/HzErrorofamplitude/(')Distortionofangu-lardisplacement/10-4Distortionofangularrate/10-4100.5<11.0271.313

2　測量和數據處理

2.1氣動載荷測量

動態天平要求具有良好的動態響應特性，天平設計時最重要的設計點是剛度。剛度不足將限制最高振蕩頻率，或使振蕩振幅與相位失真產生大的誤差，因此在滿足天平精度要求的情況下需盡量提高天平的剛度。天平結構如圖11所示，采用3個措施以提高動態天平的剛度：① 采用“T”型元件形式，在與“I”型元件獲得相同輸出的情況下，采用這種元件形式可使剛性提高一倍；② 增加阻力元件輔助支撐片數量，同時采用變截面和長度布局輔助支撐片的方式提高剛性；③ 改變阻力元件切槽方式(見圖12)，把兩側輔助支撐片和天平體連為整體，有效地增強了剛性，并減小了分量間的相互干擾。此外，在保證天平剛度的前提下，為提高天平的靈敏度，天平阻力梁采用等強度梁的形式。即阻力梁“T”型測量元件設計采用等強度梁結構形式，避免了應力集中和應力變化梯度過大的問題，降低了應變計粘貼位置對天平靈敏度的影響；輔助支撐片也采用等強度梁方式，改善了應力集中而導致的剛性降低問題，增加了測量主梁的載荷分配，達到了增強整體剛性的同時提高阻力分量靈敏度的效果。表3給出了天平各分量之間的干擾比例(x、y、z、Mx、My、Mz分別表示天平軸系的三個方向的力和力矩)?？芍?，各分量之間的干擾比例很小，天平具有良好的動態響應特性。

圖11　天平結構示意圖Fig.11　Schematic of balance structure

圖12　天平剛度優化設計Fig.12　Balance stiffness optimization design

表3　天平各分量之間干擾比例

Table 3Proportion of interference between different

balance units

ComponentyxMzzMyMxProportionofinterference/%0.52.51.82.92.44.7

2.2模型姿態測量

動態試驗模型姿態的精確測量是獲得準確的動態試驗數據的關鍵技術。傳統的基于“電機+減速器+偏心機構+線性傳動機構”驅動方式的動態試驗系統，通常采用線位移傳感器記錄線性傳動機構的位置，通過轉換計算得到模型姿態角，測量端距運動終端(模型)較遠，由于機構間隙和支撐裝置結構變形，測量結果存在較大誤差。近年來，光學測量技術在風洞試驗模型姿態測量中的應用越來越受到重視，如基于視頻模型變形(Video Model Deformation， VMD)技術的雙(多)目圖像處理的模型姿態角測量技術[17]、基于三線陣CCD數字圖像處理技術的Optotrak模型姿態測量技術[18]等。VMD技術的不足之處為：圖像處理相對復雜，計算量大，實時性較差，不能滿足動態試驗模型姿態測量的實時性要求。Optotrak模型姿態測量技術具有測量精準度高(直接測量模型的姿態)、實時性強和可外同步測量等特點，但其不足之處為：需要在模型表面布設標志點，對模型表面外形存在一定影響。若將標志點內埋，則對模型制作要求較高。綜合以上因素，結合本文動態試驗系統采用“伺服電機+減速器+運動控制器”驅動方式的技術特點，采取安裝在運動機構末端、與模型旋轉運動軸同軸的高精度角位移傳感器實時測量模型姿態角?？紤]到角位移傳感器未安裝于模型內部，支桿和天平套筒之間的間隙、天平的彈性變形等會給測量結果帶來誤差，本文將高精度角位移傳感器測量結果和Optotrak模型姿態測量結果進行了對比，驗證了這種測量方法的可靠性。針對一種俯仰振蕩運動，采用這兩種方法對模型姿態進行同步測量，圖13和表4給出了俯仰振蕩裝置角測量結果的對比。

圖13　Optotrak和GL300的俯仰振蕩角測量對比結果Fig.13　Comparison of pitching oscillation angle measurement results between Optotrak and GL300

2.3信號處理

采用最優的小信號分離檢測技術[19-20]對動態信號進行預處理，將天平信號中微弱的有效信號分離出來。一是去趨勢項，按周期平均及消除平均值項得到只有交變成分的角位移和天平信號；二是通過數字濾波，將位移和天平信號轉換成頻率信號，進行處理后再應用傅里葉反變換將頻域信號還原為時域信號。由于角位移與天平信號之間的相位差對于動導數的計算至關重要，本文采用高精度的全相位傅里葉變換(APFFT)法，求取各個信號的相位。圖14顯示了兩類振蕩方式時，3種不同方法計算得到的關鍵動導數重復性精度?？梢钥吹?，3種方法計算的重復性精度相差不大，在小角度范圍內，俯仰和滾轉振蕩，使用全相位傅里葉變換的頻域對齊方法，精度略有提高。

表4Optotrak和GL300的俯仰振蕩角測量結果

Table 4Pitching oscillation angle measurement results of Optotrak and GL300

Amplitude/(°)Frequency/HzResultsofGL300/(°)ResultsofOptotrak/(°)2.50.52.4802.5042.51.02.4702.5052.51.52.4762.5122.52.02.4702.528

圖14　阻尼導數重復性精度Fig.14　Damping derivative repeatability accuracy

3　典型試驗結果

3.1動導數試驗結果

3.1.1重復性試驗結果

表5給出了某飛機模型巡航構型下7次重復性動導數試驗的均方根誤差，表6給出了動導數的相對精度。表中：α為迎角。相對精度定義為試驗數據的1.5倍均方根誤差與其算術平均值之比。

表5　動導數均方根誤差

表6　動導數相對精度

國外動導數試驗數據的重復性精度可達5%[21-22]，國內動導數試驗數據的重復性精度在10%左右[14]。

3.1.2靜、動態試驗結果相關性研究

圖15　靜態和動態試驗結果的相關性(巡航構型)Fig.15　Relativity for static and dynamic test results (cruise configuration)

3.2大振幅振蕩試驗結果

3.2.1重復性試驗結果

表7～表9給出了某飛機模型巡航構型下大振幅振蕩試驗數據的重復性精度(7次重復性試驗數據的均方根誤差)。表中：CN為法向力系數；Cm為俯仰力矩系數；Cn為偏航力矩系數；Cl為滾轉力矩系數。可見，3種振蕩運動模式下，大振幅振蕩試驗數據的重復性精度接近靜態測力試驗國軍標指標要求，即大振幅振蕩試驗數據具有很高的重復性精度。

表7大振幅俯仰振蕩試驗數據均方根誤差

Table 7Root-mean-square error of large amplitude pitching oscillation test results

Pitchingangle/(°)σCNσCm00.00320.003850.00150.0016100.00210.0010150.00230.0012200.00230.0015

表8大振幅偏航振蕩試驗數據均方根誤差

Table 8Root-mean-square error of large amplitude yawing oscillation test results

Yawingangle/(°)σCnσCl-100.000640.00017-50.000500.0001500.000350.0001950.000220.00024100.000160.00024

表9大振幅滾轉振蕩試驗數據均方根誤差

Table 9Root-mean-square error of large amplitude rolling oscillation test results

Rollingangle/(°)σCnσCl-100.000540.00044-50.000570.0005100.000570.0004950.000540.00042100.000460.00033

3.2.2平衡角對非定常氣動特性的影響

圖16給出了不同平衡角下俯仰振蕩試驗結果?？芍胶饨菍Ω┭稣袷幏嵌ǔ鈩犹匦杂绊戄^大：平衡角越大，氣動力遲滯環面積越大，非定常效應越明顯。不同平衡角下獲得的氣動力遲滯環銜接較好，靜態氣動力曲線基本位于動態氣動力遲滯環內。以上結果表明，動態試驗系統獲得的大振幅振蕩試驗數據規律良好。

圖16　俯仰振蕩非定常氣動力曲線(頻率1 Hz,振幅10°)Fig.16　Unsteady aerodynamic curves at pitching oscillation (frequency is 1 Hz，amplitude is 10°)

4　結　論

1) 針對傳統低速風洞動態試驗系統存在的不足，引入“電子凸輪”技術，采用“伺服電機+減速器+運動控制器”的風洞動態試驗模型振蕩運動驅動模式和速度、位置雙閉環控制策略，高精度角位移傳感器和Optotrak光學測量相結合的模型姿態實時精確測量技術，高剛度高靈敏度天平技術建立的低速風洞動態試驗平臺，在一套系統上建立了動導數試驗和大振幅振蕩試驗能力，具有迎角/側滑角解耦、運動頻率高、振幅范圍寬且可無級調節及運動控制精度高等特點。

2) 利用本文介紹的動態試驗技術獲得的動態試驗數據具有良好的精準度。某飛機大尺度動態試驗模型動導數和大振幅振蕩試驗結果表明，動導數試驗數據的重復性精度與國外先進水平相當，大振幅振蕩試驗數據的重復性精度接近靜態測力試驗國軍標合格指標。動態試驗數據與靜態試驗數據之間的相關性良好，動態氣動特性隨振蕩平衡角等參數變化規律合理。

3) 本文建立的基于“電子凸輪”的動態試驗驅動技術、模型姿態實時測量技術和高剛度天平技術等對于相關的風洞試驗技術具有較強的參考價值。

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劉志濤男， 碩士， 副研究員。主要研究方向： 大攻角空氣動力學。

Tel.: 0816-2461906

E-mail: liuzhitao@cardc.cn

孫海生男， 博士， 研究員， 博士生導師。主要研究方向： 非定常空氣動力學。

Tel.： 0816-2461001

E-mail: sunhaisheng@cardc.cn

A model attitude control and measurement technique for improving quality of wind tunnel dynamic test data

LIU Zhitao1, 2, *, SUN Haisheng2

1. School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China 2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

Motors, reducers, eccentric mechanisms and linear linkage mechanisms combination is commonly adopted by dynamic test equipment in a low speed wind tunnel. The derived problems such as too many linkages and too large mechanical clearance will lead to difficulties in precise control of model motion and model attitude measurement accuracy. A dynamic test equipment employing programmed motor technique is developed to meet the requirements of large transport airplanes for low speed wind tunnel dynamic tests based on the available generic support platform for static tests which can be used for small amplitude dynamic derivatives and large amplitude unsteady aerodynamic characteristics study on a aircraft. The dynamic derivative and large amplitude oscillation tests on some large scaled aircraft model are carried out to acquire the data repeatability and investigate the correlation between dynamic data and static data. Test results indicate that the good repeatability and reasonable change law abstracted from the aircraft dynamic test data can fulfill the demands of large aircraft dynamic tests.

large aircraft; dynamic derivatives; unsteady aerodynamics; wind tunnel test; support rig

2016-02-17； Revised： 2016-03-10； Accepted： 2016-05-23； Published online： 2016-06-0708:30

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2016-02-17； 退修日期： 2016-03-10； 錄用日期： 2016-05-23；

時間： 2016-06-0708:30

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160607.0830.002.html

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10.7527/S1000-6893.2016.0155

V211.7

A

1000-6893(2016)08-2426-10

引用格式： 劉志濤， 孫海生． 一種提高風洞動態試驗數據質量的模型姿態控制和測量技術[J]． 航空學報, 2016, 37(8): 2426-2435. LIU Z T, SUN H S. A model attitude control and measurement technique for improving quality of wind tunnel dynamic test data[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2426-2435.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160607.0830.002.html