臨近空間低速飛行器風(fēng)速儀研制及其在低溫低壓風(fēng)洞中的標定試驗

張石玉, 付增良,*, 趙俊波, 高 清, 錢 兒(. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 00074; . 中國電子科技集團公司 第二十一研究所, 上海 0033)

臨近空間低速飛行器風(fēng)速儀研制及其在低溫低壓風(fēng)洞中的標定試驗

張石玉1, 付增良1,*, 趙俊波1, 高 清1, 錢 兒2
(1. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074; 2. 中國電子科技集團公司 第二十一研究所, 上海 200233)

本文介紹了一種新型臨近空間低速飛行器風(fēng)速測量裝置。風(fēng)速儀基于旋轉(zhuǎn)測壓旋桿、增加測壓旋桿兩端測壓探頭動壓的原理設(shè)計，在臨近空間環(huán)境和超低動壓條件下具有較高的風(fēng)速測量精度。在中國電子科技集團公司第二十一研究所的臨近空間環(huán)境模擬風(fēng)洞中開展了低溫低壓低風(fēng)速測量標定試驗，試驗來流速度范圍為5～14m/s。試驗結(jié)果表明，測量的動壓信號與正/余弦函數(shù)擬合結(jié)果一致性較高，壓差測量值的相對量可信度較高。此外，壓差幅值信號與來流風(fēng)速成線性關(guān)系，通過線性擬合的方法獲得風(fēng)速儀的測量標定模型。

臨近空間；風(fēng)速測量；臨近空間環(huán)境模擬風(fēng)洞；風(fēng)洞試驗

0 引 言

臨近空間是指距地面20～100km 高度之間的空間范圍。臨近空間介于常規(guī)航空器的最高飛行高度和航天器的最低軌道高度之間，是跨接航空與航天的新興領(lǐng)域。在早期的航空航天飛行器研究中，對臨近空間飛行器的軍事和民用價值認識不足，隨著科學(xué)技術(shù)的迅猛發(fā)展，人類對臨近空間的認識逐步深化，其特有的應(yīng)用價值和戰(zhàn)略意義日益凸顯，目前已是各航天航空大國關(guān)注的焦點[1-3]。

臨近空間低速飛行器是指能夠在臨近空間區(qū)域飛行并執(zhí)行特定任務(wù)的低速飛行器，主要包括高空氣球、平流層飛艇、高空長航時無人機等，可廣泛應(yīng)用于偵察監(jiān)視、通信中繼、區(qū)域?qū)Ш?、環(huán)境監(jiān)測、應(yīng)急救災(zāi)和科學(xué)探測等領(lǐng)域[3]。與傳統(tǒng)低空飛機相比，臨近空間飛行器具有駐空時間長，偵查/通信覆蓋范圍廣、載荷量大、隱身性能好、生存能力強等優(yōu)點；與衛(wèi)星相比，臨近空間飛行器具有制造成本低、通信/偵查覆蓋區(qū)域靈活、發(fā)射過程簡單、可重復(fù)使用等諸多優(yōu)點[4-6]。

臨近空間低速飛行器在工作期間有姿態(tài)保持、位置機動、巡航跟蹤和二次平臺穩(wěn)定等幾種飛行控制模式。為保持控制魯棒性、實現(xiàn)放飛和返回控制、高精度姿態(tài)和位置保持控制、姿態(tài)和位置機動控制，需要獲取飛行時的風(fēng)速信息[7]。因此，開展臨近空間低速飛行器風(fēng)速測量技術(shù)研究，對于飛行器飛行控制系統(tǒng)設(shè)計極為重要。但是截止目前，臨近空間低速飛行器的風(fēng)速測量一直是飛行器研究中的難點之一。這是因為在20km處的臨近空間，大氣靜壓僅為地面大氣壓的1/20，環(huán)境溫度為-60℃左右。此外，臨近空間低速飛行器的飛行速度較低，通常小于30m/s，飛行時來流動壓約為5～40Pa，常規(guī)飛機上使用的風(fēng)速管無法在如此低的動壓下工作，而其他風(fēng)速儀，諸如熱線式風(fēng)速儀、超聲波風(fēng)速儀均存在大氣密度低導(dǎo)致測量精度差等問題。目前，臨近空間低速飛行器的飛行試驗是通過提前放飛探空氣球測量高空風(fēng)場，飛行試驗時假定高空風(fēng)場不變，以探空氣球測量風(fēng)速近似試驗風(fēng)速，或采用試飛場往年風(fēng)場資料估計試驗時的風(fēng)速[8-9]，上述方法無法獲得飛行時的實時風(fēng)速，可能存在較大的誤差。

基于對臨近空間低速飛行器的飛行速度測量的迫切需求，研究團隊設(shè)計了一套旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀系統(tǒng)，其特點是通過旋轉(zhuǎn)旋桿，增加兩端測壓探頭動壓的原理，顯著提高測量到的來流動壓信號，從而有效提高風(fēng)速的測量精度。系統(tǒng)搭載在臨近空間低速飛行器上后，可實現(xiàn)飛行試驗風(fēng)速的實時測量。

1 旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀原理

旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀系統(tǒng)示意圖如圖1所示，系統(tǒng)主要由電機、減速器組成的動力裝置，壓差傳感器、無線通訊系統(tǒng)組構(gòu)成的壓差采集-發(fā)射-接收裝置，以及旋桿、測壓探頭組成的流場感應(yīng)裝置構(gòu)成。

如圖1所示，無線信號接收模塊與電機-減速器外殼固聯(lián)；壓差傳感器和無線信號發(fā)射模塊安裝于電機減速器轉(zhuǎn)子上，隨轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動；旋桿穿過無線信號發(fā)射模塊外殼，并采用螺釘緊固的方式與外殼固聯(lián)。系統(tǒng)工作時，在電機-減速器帶動下，旋桿與壓差傳感器-無線信號發(fā)射模塊以恒定轉(zhuǎn)速在水平面旋轉(zhuǎn)，并通過旋桿兩端壓力探頭實時測量當(dāng)?shù)氐膭訅?。其旋轉(zhuǎn)增壓測風(fēng)速的原理如下所述。

當(dāng)旋桿以恒定旋轉(zhuǎn)角速率ω轉(zhuǎn)動時，旋桿兩端的測壓探頭相對轉(zhuǎn)軸的線速度V為：

式中：r為旋桿的旋轉(zhuǎn)半徑。

當(dāng)剛性旋桿的轉(zhuǎn)角與方位角的位置如圖2所示時，測壓探頭A和測壓探頭B相對于來流的速度VA和VB分別為：

式(2)中，Vw為風(fēng)速，Ψw為來流的風(fēng)向角，θ為旋桿相對于基準位置的轉(zhuǎn)角。此時，在A、B處的氣流動壓QA和QB分別為：

式中：ρ是來流密度。

此時，A、B處的動壓差為：

由式(4)可知，旋桿兩端A、B的動壓差為一周期性正/余弦信號。該信號的幅值與風(fēng)速大小成正比。通過該式，可從壓差信號中提取出風(fēng)速信息，風(fēng)速的解算式如式(5)所示。

壓差信號的理論仿真曲線如圖3所示，在多個周期內(nèi)對測量曲線進行正/余弦函數(shù)擬合，可獲得壓差幅值，進而獲得風(fēng)速。

Fig.3 Simulation curve of the differential dependent on time dynamic pressure

2 試驗風(fēng)洞及設(shè)備

2.1 試驗風(fēng)洞

試驗在中國電子集團公司第二十一研究所(中電21所)低溫低壓風(fēng)洞中完成[10-11]。該風(fēng)洞可模擬0～30km高空的大氣壓力；壓力數(shù)值從室壓(101kPa)到4kPa。當(dāng)氣壓≥40kPa時，氣壓偏差≤±2kPa；當(dāng)氣壓為4～40kPa時，氣壓偏差≤±5%。模擬溫度范圍：-70～85℃；溫度波動度(空載/常壓下測試)：≤±1℃；溫度均勻性(空載/常壓下測試)：≤±2℃；溫度偏差(空載/常壓下測試)：≤±2℃。

內(nèi)部設(shè)有的試驗測試風(fēng)道，氣壓為4～10kPa時(對應(yīng)10～30km高空)，可以實現(xiàn)模擬0～30m/s的風(fēng)速，對應(yīng)不同溫度，有標定理論風(fēng)速。

2.2 旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀

圖5為風(fēng)速儀在中電21所的低溫低壓風(fēng)洞中的照片，風(fēng)速儀由旋桿、信號發(fā)射模塊、信號接收模塊和伺服電機組成。

旋桿為系統(tǒng)的傳壓通道，同時通過旋轉(zhuǎn)增加旋桿兩端測量到的壓差值，旋桿兩端在旋轉(zhuǎn)平面的迎風(fēng)方向分別安裝有2個測壓探頭；信號發(fā)射模塊中安裝有壓差傳感器、光電傳感器和信號發(fā)射芯片，壓差傳感器的測壓頭通過軟管與旋桿的連接接頭相連，形成完整的傳壓通路；信號接收模塊接收來自信號發(fā)射模塊的壓差和光電傳感器信號。此外，旋桿和信號發(fā)射模塊通過頂絲固連，并一起安裝于電機轉(zhuǎn)軸上，隨轉(zhuǎn)軸一起轉(zhuǎn)動。

Fig.5 Picture of rotation anemometer in test section of the wind tunnel

風(fēng)速儀旋桿長度為0.6m，直徑為8mm；測壓孔直徑為1.5mm，為了降低旋桿擾流對測壓孔的流場干擾，測壓探頭的長度設(shè)計為大于旋桿直徑的3倍，為30mm。

系統(tǒng)工作時，電機帶動旋桿和信號發(fā)射模塊在來流平面內(nèi)轉(zhuǎn)動，通過壓差傳感器測量旋桿兩端測壓探頭的動壓差，之后，信號發(fā)射模塊采用射頻傳輸?shù)姆绞綄訅翰钚盘柊l(fā)送給信號接收模塊，隨后通過信號電纜將壓差信號傳輸給上位機。

3 試驗結(jié)果及分析

3.1 壓差數(shù)據(jù)處理

在近似臨近空間環(huán)境(大氣溫度為-60℃、大氣靜壓為7kPa)的狀態(tài)下開展了風(fēng)速儀的風(fēng)速測量試驗，試驗風(fēng)速范圍為5～14m/s。此外，為了驗證風(fēng)速儀的相對測量精度，分別在大氣溫度為10和-60℃時開展了風(fēng)速儀旋桿轉(zhuǎn)速為600和500r/min的風(fēng)速測量試驗。

部分壓差測量曲線及正弦/余弦擬合結(jié)果如圖7和8所示。

圖7 壓差測量數(shù)據(jù)與正弦/余弦擬合結(jié)果對比圖(來流溫度10℃，旋桿轉(zhuǎn)速500r/min，理論風(fēng)速10.36m/s)

Fig.7 Comparison of measurements and sine fit results(with inflow temperature of 10℃, pressure-measuring arms rotating rates of 500r/min, and wind speed of 10.36m/s)

圖8 壓差測量數(shù)據(jù)與正弦/余弦擬合結(jié)果對比圖(來流溫度-60℃，旋桿轉(zhuǎn)速600r/min，理論風(fēng)速8.7 m/s)

Fig.8 Comparison of measurements and sine fit results(with inflow temperature of -60℃, pressure-measuring arms rotating rates of 600r/min, and wind speed of 8.7m/s)

由壓差數(shù)據(jù)的正弦/余弦擬合結(jié)果可得如下結(jié)論：

(1) 正弦/余弦擬合結(jié)果與測量值擬合度很高，說明壓差測量數(shù)據(jù)滿足正弦/余弦規(guī)律，符合第1節(jié)中的理論分析和仿真結(jié)果。

(2) 此外，可以看到多個周期內(nèi)壓差幅值波動較小，說明測量數(shù)據(jù)比較穩(wěn)定，測量誤差被控制在較合理的范圍內(nèi)，試驗結(jié)果可信度較高。

3.2 壓差幅值與風(fēng)速線性相關(guān)性分析

對多個風(fēng)速下的壓差測量數(shù)據(jù)分別進行正弦/余弦擬合，獲得不同風(fēng)速下的壓差幅值dQ。以理論風(fēng)速為橫坐標，壓差幅值為縱坐標，可進一步獲得理論風(fēng)速-壓差幅值關(guān)系曲線。當(dāng)來流溫度-60℃、來流靜壓為7kPa、旋桿轉(zhuǎn)速600r/min時的理論風(fēng)速-壓差幅值關(guān)系曲線如圖9所示。

由理論風(fēng)速-壓差曲線可知，dQ和V呈線性關(guān)系，符合公式(5)的分析結(jié)果，即：當(dāng)外界大氣密度恒定(溫度、壓力不變)、旋桿轉(zhuǎn)速恒定時，風(fēng)速儀測量壓差的幅值與來流速度成正比，可擬合為如下線性曲線：

式中：Const為擬合的常數(shù)項，其物理意義是風(fēng)速儀的壓差傳感器的測量誤差；a為風(fēng)速-壓差幅值線性關(guān)系斜率。不同溫度、不同旋桿轉(zhuǎn)速下的風(fēng)速-壓差幅值線性擬合結(jié)果如表1所示。

圖9 理論風(fēng)速-壓差幅值測量值及線性擬合曲線(來流溫度-60℃，旋桿轉(zhuǎn)速600r/min)

Fig.9 Amplitude of differential dynamic pressure data and linear fit results from wind speed(with inflow temperature of -60℃, and pressure-measuring arms rotating rates of 600r/min)

表1 不同溫度不同轉(zhuǎn)速下的線性擬合斜率比Table 1 Fit slope at different test temperatures and rotating rates

由上表可知，擬合斜率比與旋桿轉(zhuǎn)速比誤差小于1.5%，可近似認為：

斜率比≈旋桿轉(zhuǎn)速比

該結(jié)果與理論分析結(jié)果相同，即相同風(fēng)速下，斜率比與旋桿轉(zhuǎn)速成正比。此結(jié)論表明，風(fēng)速儀壓差測量的相對量可信度較高。

3.3 風(fēng)速測量模型

由上一節(jié)分析結(jié)果可知，風(fēng)速儀的壓差相對測量量符合理論分析結(jié)果，可信度較高。因此，可采用測量壓差幅值與理論風(fēng)速來標定當(dāng)前的風(fēng)速儀，獲得風(fēng)速儀在臨近空間環(huán)境下的風(fēng)速測量模型。

來流溫度為-60℃、壓力為7kPa時，不同旋桿轉(zhuǎn)速下的風(fēng)速儀標定曲線如圖10和11所示。

標定系數(shù)及標定誤差如表2所示。由標定系數(shù)可得，在臨近空間環(huán)境下，旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀的測量模型為：

圖10 旋桿轉(zhuǎn)速600r/min時的風(fēng)速儀標定曲線(來流溫度-60℃，靜壓7kPa)

Fig.10 Calibration curve of anemometer at rotation rate of 600r/min(with inflow temperature of -60℃, and static pressure of 7kPa)

圖11 旋桿轉(zhuǎn)速500r/min時的風(fēng)速儀標定曲線(來流溫度-60℃，靜壓7kPa)

Fig.11 Calibration curve of anemometer at rotation rate of 500r/min(with inflow temperature of -60℃, and static pressure of 7kPa)

表2 不同轉(zhuǎn)速下風(fēng)速儀的標定系數(shù)及誤差Table 2 Calibration coefficients and error in tests

旋桿轉(zhuǎn)速：600r/min

V=-2.971+0.4198·dQ

旋桿轉(zhuǎn)速：500r/min

V=-3.275+0.5084·dQ

4 結(jié) 論

本文開展了一種新型的旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀的低溫低壓風(fēng)洞風(fēng)速測量試驗，試驗結(jié)果表明：

(1) 壓差的測量值與正弦/余弦擬合結(jié)果一致性很高，說明壓差測量數(shù)據(jù)滿足正弦/余弦規(guī)律，符合理論分析結(jié)果；(2) 壓差幅值波動較小，說明測量數(shù)據(jù)比較穩(wěn)定，測量誤差被控制在較合理的范圍內(nèi)，試驗結(jié)果可信度較高；(3) 相同來流風(fēng)速下，壓差幅值與旋桿轉(zhuǎn)速成正比，表明風(fēng)速儀測量壓差的相對量可信度較高；(4) 獲得了風(fēng)速儀在臨近空間環(huán)境下、不同轉(zhuǎn)速時的標定模型。

通過本文的研究，成功驗證了當(dāng)來流在風(fēng)速儀旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)時風(fēng)速儀的測量能力，下一步研究重點是來流與風(fēng)速儀旋轉(zhuǎn)平面存在一定夾角時的風(fēng)速測量模型。此外，如何精確測量風(fēng)向角是目前尚未解決的難題。

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(編輯：張巧蕓)

Development of near-space-vehicle anemometer and calibration tests in low-temperature-low-static-pressure wind tunnel

Zhang Shiyu1, Fu Zengliang1,*, Zhao Junbo1, Gao Qing1, Qian Er2

(1. China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China; 2. The 21th Research Institute of China Electronics Technology Group Corporation, Shanghai 200233, China)

A new kind of anemometer to measure the air speed of the near-space low speed vehicle is introduced in this paper. This equipment is designed based on the theory that rotating the measuring arms increases the acquired dynamic pressure. Benefitted from this theory, the anemometer can measure the wind speed with reasonable precision in situations of ultralow dynamic pressure in the near space environment. A series of tests are completed in the near-space environment simulation wind tunnel in the 21th Research Institute of CETC, whose inflow air speed is available from 5 to 14 meters per second. The results show that the measured dynamic pressure curves are coincident with the sine function curves and there is a significant linear correlation between the amplitude of the dynamic pressure and the inflow airspeed. Based on the linear fit method, a calibration model of the anemometer is established.

near space; wind speed measuring; near-space environment simulation wind tunnel; wind tunnel test

2016-09-06;

2017-01-09

高分專項青年創(chuàng)新基金

ZhangSY,FuZL,ZhaoJB,etal.Developmentofnear-space-vehicleanemometerandcalibrationtestsinlow-temperature-low-static-pressurewindtunnel.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(2): 81-85, 103. 張石玉, 付增良, 趙俊波, 等. 臨近空間低速飛行器風(fēng)速儀研制及其在低溫低壓風(fēng)洞中的標定試驗. 實驗流體力學(xué), 2017, 31(2): 81-85, 103.

1672-9897(2017)02-0081-05

10.11729/syltlx20160137

V241.7+4

A

張石玉(1984-)，男，四川遂寧人，工程師。研究方向：飛行仿真、參數(shù)辨識技術(shù)應(yīng)用研究。通信地址：北京市7201信箱56分箱(100074)。E-mail：zhangsy701@sina.com

*通信作者 E-mail: fzl435@126.com