飛行器脈動壓力測量及校準技術研究現(xiàn)狀

胡湘寧 張 琦 楊水旺 郭洪巖 江 峰

（北京振興計量測試研究所，北京 100074）

1引言

脈動壓力研究始于二十世紀六十年代，是一種隨時間發(fā)生變化的壓力，其直接關系到飛行器安全。飛行器在不同飛行速度下，其流場分布情況不同，而不同流場所誘導的脈動壓力也不同，由于其表面常常有些凸起物［1］，一些流線形較差的凸起物往往導致氣流分離，在凸起物后面形成分離區(qū)，分離區(qū)的流動是非定常湍流。湍流、分離流、激波和激波/附面層干擾會產生強烈的脈動壓力，激起結構振動響應，惡化飛行器內部儀器設備工作環(huán)境，大大降低系統(tǒng)可靠性，嚴重時還會導致結構破壞，造成重大事故，這些無疑給飛行器安全和使用壽命造成嚴重威脅。目前，飛行器脈動壓力測量主要來源于脈動壓力傳感器的測量數(shù)據(jù)。脈動壓力傳感器有些只對其進行靜態(tài)校準，而在實際應用中用于測量絕對靜態(tài)壓力的情況極少，且脈動壓力傳感器的靜態(tài)校準結果和動態(tài)校準結果是不同的。為了確保動態(tài)參數(shù)的準確、可靠，傳統(tǒng)靜態(tài)計量領域已不能滿足當前需求。因此，要想保證脈動壓力測量用的傳感器給出更為準確的測量結果，就必須對其進行動態(tài)校準，根據(jù)動態(tài)特性指標判斷該傳感器是否滿足測量需求。因此，為確保飛行器表面脈動壓力傳感器測量和校準數(shù)據(jù)的準確可靠，非常有必要進行脈動壓力測量及校準等技術研究。

2 脈動壓力的測量

脈動壓力目前還難以從理論上進行準確計算，其數(shù)據(jù)來源主要依賴于風洞和飛行試驗中脈動壓力傳感器測量數(shù)據(jù)，其測量結果直接決定飛行器研制和試驗的成敗。

2.1 國外研究現(xiàn)狀

美國對脈動壓力研究較早，較系統(tǒng)研究始于二十世紀六十年代，其驅動力主要是來源于再入機動突防以及航天器返回等需求背景；同時，美國和俄羅斯兩國在人造衛(wèi)星和載人航天領域空間競賽，直接誘發(fā)各種飛行器風洞及飛行試驗研究，積累大量脈動壓力研究經(jīng)驗。美國等國采用地面風洞試驗和飛行試驗相結合方法開展脈動壓力測量與驗證。美國飛行器相關研究中進行大量脈動壓力測量及載荷特性研究工作，以研究其脈動載荷分布特性。針對X-43A飛行器首次試飛中由于尾翼折斷導致的失敗，美國一方面通過風洞試驗，提供減少火箭助推器控制面脈動壓力等氣動載荷數(shù)據(jù)，來增加更為強有力火箭助推器尾翼致動器以克服氣動載荷，另一方面改變發(fā)射高度來減少氣動載荷，由首次試飛時的7km提高到12km。

國外在吸氣式飛行器研究過程中，對其內外流一體化外形引起的脈動壓力進行大量數(shù)值計算和試驗［2］。針對一體化外形超燃沖壓發(fā)動機不起動問題，在簡化實驗模型，如圖2所示。當中研究了楔塊堵塞造成的不起動現(xiàn)象。實驗所用主要手段為壁面脈動壓力測量，隔離段側面與頂面的PIV測量以及紋影顯示，數(shù)據(jù)分析方法主要包括流場演化的圖形分析，以及脈動壓力信號的頻譜分析，闡述了隔離段激波系發(fā)展以及激波振蕩的典型特征，但是并沒有解釋清楚其背后激波系與邊界層干擾的機理。

研究人員在實驗基礎上對不起動過程進行LES數(shù)值模擬，結果顯示LES可有效捕捉不起動過程中流場細節(jié)，展示不起動流場結構發(fā)展過程的數(shù)值結果與實驗結果的對比情況，如圖3所示。

2.2 國內研究現(xiàn)狀

國內針對脈動壓力形成機理及據(jù)此開展測量工作主要集中在飛機、導彈和火箭等飛行器風洞試驗。中國航天科技集團第十一研究院早在二十世紀70年代就開始對大型火箭和導彈風洞試驗中脈動壓力進行研究。目前，國內開展了在飛行器表面布置大量測壓點，裝有脈動壓力傳感器，通過風洞試驗對表面脈動壓力進行深入研究。風洞試驗對飛行器表面脈動壓力分布的測量，獲得飛行器表面測點壓力脈動測量數(shù)據(jù)，分析各測量點脈動壓力系數(shù)、頻譜和相關性系數(shù)等特性。為抖振載荷、顫振、突風響應等提供原始數(shù)據(jù)，為非定常脈動壓力的特性氣動計算提供驗證。同時，通過對脈動壓力風洞試驗數(shù)據(jù)和流譜分析，可研究分離流動和飛行器部件振蕩引起的非定常氣動現(xiàn)象機理，用于進行氣動設計和結構強度試驗［3］。在實際工程研制中，近年脈動壓力試驗有很多，有飛行器控噴管干擾脈動載荷試驗、飛行器再入段脈動壓力試驗、激波振蕩試驗［4］，通過脈動壓力測量試驗找出飛行器出現(xiàn)激波振蕩現(xiàn)象來流條件和出現(xiàn)位置，研究激波振蕩特性以及對飛行器脈動載荷嚴重影響。2008年以來，中國航天科工集團三院針對型號先后開展多次脈動壓力風洞試驗及數(shù)值分析工作，取得較好研究效果。在飛行器脈動壓力測量中，脈動壓力傳感器數(shù)量和測壓點確切位置選擇取決于飛行器種類、風洞試驗目的和對非定常壓力數(shù)據(jù)的使用要求。相鄰測壓點之間的最小距離是布點時應注意的問題之一，特別是在小尺寸風洞中進行試驗時更顯重要。此時，存在相鄰兩測點之間信號的“空間相關”問題。

2.3 脈動壓力測量系統(tǒng)

飛行器脈動壓力測量系統(tǒng)包括脈動壓力傳感器、信號調理器、數(shù)據(jù)采集器和數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)等組成。脈動壓力在脈動傳感器上產生電信號，經(jīng)過信號調理器放大、濾波后進入數(shù)據(jù)采集和處理系統(tǒng)。根據(jù)不同的測量對象，測量范圍也將不同，目前常用的測量系統(tǒng)技術指標為：

脈動壓力測量范圍：（3～100）kPa［絕壓］；

幅值不確定度：U≤5%（k=2）；

相位不確定度：U ≤5°（k=2）。

2.3.1 脈動壓力傳感器

脈動壓力測量技術的關鍵在于選用性能好的動態(tài)壓力傳感器、傳感器的精確標定以及傳感器的正確安裝。目前，可用作脈動非定常壓力分布測量試驗的微型傳感器主要是美國Enolevco和Kulite公司的產品，也有部分國產的產品被使用。它們都具有優(yōu)良的動態(tài)性能，能滿足脈動壓力測量要求。

2.3.2 信號調理器

信號調理器是脈動壓力傳感器輸出信號的放大、濾波設備，有時也稱為通道放大器、前置放大器、儀器放大器等［5］。大部分脈動壓力傳感器的輸出信號都很小，通常在毫伏量級，需要選取適當?shù)姆糯蟊稊?shù)的信號調理器，使放大后的信號與A/D變換器需要的信號電平相匹配，同時還要保證有足夠的動態(tài)頻響范圍。

2.3.3 數(shù)據(jù)采集與分析處理系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集與分析處理系統(tǒng)是記錄經(jīng)信號調理器處理的數(shù)據(jù)，供數(shù)據(jù)處理和分析使用。長期以來，國內外在飛行器脈動壓力開展了大量的理論分析、數(shù)值計算與試驗研究，隨著計算流體力學和脈動壓力計算方法的日趨成熟，針對飛行器脈動壓力數(shù)值計算方法和分析研究也取得了長足的進步。

3 脈動壓力的校準

飛行器脈動壓力數(shù)據(jù)來源主要依賴于風洞和飛行試驗中脈動壓力傳感器測量數(shù)據(jù)，因此在每次地面試驗或飛行試驗前均需對脈動壓力傳感器進行校準，其校準結果直接決定飛行器研制和試驗成敗。所以脈動壓力校準主要是對測量用脈動壓力傳感器進行校準。由于校準條件有限，國內脈動壓力傳感器很多在使用前只對其進行靜態(tài)校準，而壓力傳感器靜態(tài)校準結果和動態(tài)校準結果不同。為了確保脈動壓力傳感器的準確、可靠，就要求必須對其進行動態(tài)校準，根據(jù)校準結果判斷該傳感器是否能滿足測量要求。

3.1 脈動壓力傳感器的特點

由于飛行器脈動壓力測量和試驗環(huán)境較為惡劣，對風洞試驗和飛行試驗測量脈動壓力用傳感器要求有靈敏度高、固有頻率高、動態(tài)響應快等特點。常規(guī)傳感器在某些方面不能滿足要求，脈動壓力傳感器需經(jīng)過特殊設計，較為常見脈動壓力傳感器主要包括壓電式、壓阻式、應變式等類型脈動壓力傳感器。航天科工集團三院在進行風洞試驗中采用美國Kulite的XCL系列脈動壓力傳感器，直徑Φ2.54mm，具有體積小、靈敏度及精度高、量程線性范圍寬、抗振動干擾及過載能力強等特點。針對聲速任務需求，航天科技集團十一院研發(fā)的AK系列應變式脈動壓力傳感器參與一些試驗，通過多項優(yōu)化措施設計，重點解決傳感器高靈敏度與大過載等性能指標矛盾關系，使其在使用過程中，既能承受較大平衡壓力，又能分辨在此基礎上微弱脈動壓力，具有快速響應能力，直徑為Φ8mm，比進口脈動壓力傳感器體積稍大。

3.2 脈動壓力傳感器校準

由于脈動壓力傳感器具有靜態(tài)特性和動態(tài)特性。在對其校準時需對靜態(tài)特性和動態(tài)特性進行校準。脈動壓力傳感器靜態(tài)校準是確定其靈敏度、非線性誤差以及重復性等指標。動態(tài)特性與傳統(tǒng)靜態(tài)特性相比，具有其獨特特點，即傳感器輸入變化時，研究其輸出特性，通過其對某些標準輸入信號的響應來表示。動態(tài)校準的主要目的是為了確定其的幅值靈敏度（幅頻特性）和相移（相頻特性）。

3.3 脈動壓力傳感器校準裝置

美國脈動壓力傳感器校準研究始于二十世紀六十年代［6］，在美國原國家標準局（NBS）和海軍航空局的牽頭下，由美國陸軍阿伯丁實驗中心（ATC）、美國彈道研究實驗室、白沙導彈實驗基地以及美國國家航空航天局（NASA）聯(lián)合協(xié)作，共同創(chuàng)建了“動態(tài)傳感器性能研究及環(huán)境實驗室”，對脈動壓力傳感器就已開始動態(tài)特性研究，并進行大量環(huán)境試驗，同時建立相應校準設備和實驗裝置，在脈動壓力校準裝置研制和建設方面，美國處于領先地位。

國內從二十世紀七十年代末開始脈動壓力校準理論研究，主要應用于航空航天武器領域，研究主體主要是航空航天和兵器類科研院所以及國防工業(yè)部門相關院校，北京長城計量測試研究所經(jīng)過多年發(fā)展，已建立包括激波管、脈動壓力發(fā)生器、快速卸載裝置等一系列動態(tài)壓力校準設備，在脈動壓力校準技術研究方面積累大量經(jīng)驗，具有較大技術優(yōu)勢。根據(jù)型號任務研制和試驗需要，航天科工集團三院目前也在開展該方面的技術研究工作。

目前國內研制的微小脈動壓力校準裝置可解決飛行器脈動壓力傳感器的校準問題。校準裝置的主要技術指標如下：

壓力峰峰值：（0.1～50）kPa（對應于頻率 f=500Hz～1Hz）；

平均壓力：（50～200）kPa［絕壓］；

幅值不確定度：U≤2%（k=2）；

相位不確定度：U ≤2°（k=2）。

脈動壓力校準裝置主要由氣源、壓力調節(jié)系統(tǒng)、脈動壓力發(fā)生器、標準壓力測試系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集分析及控制系統(tǒng)等組成，如圖4所示。其校準方法采用相對法，氣源輸出壓力通過壓力調節(jié)系統(tǒng)調節(jié)至試驗所需平均壓力，再供給脈動壓力發(fā)生器壓力室，啟動脈動壓力發(fā)生器激勵裝置，從而使得壓力室內產生脈動壓力。標準壓力傳感器與被校壓力傳感器在壓力室上進行對稱安裝，使得兩者感受脈動壓力一致。標準壓力傳感器對脈動壓力發(fā)生器產生脈動壓力進行測量，再根據(jù)被校脈動壓力傳感器在該脈動壓力下輸出電壓，通過數(shù)據(jù)采集以及分析計算，實現(xiàn)對被校脈動壓力傳感器的幅值靈敏度（幅頻特性）和相移（相頻特性）進行校準。

校準裝置主要部分是脈動壓力發(fā)生器，由壓力室、活塞、激勵源等構成，如圖5所示。

壓力室固定在臺架上，計算機控制激勵源帶動活塞在密閉的壓力室內周期性的往復運動，從而對壓力室內的氣體進行壓縮產生周期性脈動壓力，活塞運動頻率和位移決定脈動壓力的頻率和幅值。為減小脈動壓力發(fā)生器由振動引起影響，需在臺架上增設減振或者隔振裝置。激勵源與臺架之間采用氣浮設備進行減振，臺架臺面與支架之間設置隔振器。

4 結束語

隨著我國航空航天技術快速發(fā)展，脈動壓力測量和校準需求更加迫切，通過開展飛行器脈動壓力測量及校準技術研究，保證型號試驗和國防軍工研制過程中的量值校準準確可靠，為型號研制生產提供有力的技術基礎保障。

［1］ 王娜.旋成體脈動壓力特征的試驗研究［J］.實驗流體力學，2010，24（1）：30～35.

［2］ Sébastien D.Detached-Eddy Simulation of transonic buffet over a supercritical airfoil［R］，2004.

［3］ 李周復.風洞特種試驗技術［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2010：418～442.

［4］ Tangermann E，F(xiàn)urman A.Detached eddy simulation compared with wind tunnel results of a delta wing with sharp leading edge and vortex breakdown［R］.AIAA,2012：2012～3329.

［5］ 王大昆.傳感器動態(tài)特性研究［J］.貴州大學學報，1996（7）：53～56.

［6］ 何聞.標準動態(tài)力發(fā)生裝置國內外研究現(xiàn)狀［J］.機電工程，1999，2，49～53.