風洞虛擬飛行試驗技術初步研究

胡 靜 ,李 潛

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

0 引 言

傳統上,風洞試驗是提供飛行器設計和控制系統設計所需要的氣動力系數和導數,利用這些氣動力系數和導數,再經過地面加載試驗、飛行仿真分析,進行飛行器的設計,然后通過飛行試驗加以驗證。隨著飛行器機動特性的不斷提高,對飛行器性能提出了更高的要求,但目前尚沒有能較好地描述和預示飛行器在大迎角機動時的過載、穩定性和機動時所需控制力的地面試驗方法?！帮L洞虛擬飛行試驗”(Virtual Flight Testing)則正是一種可能的在風洞中實現飛行器飛行動力學特性、飛行控制系統、導航系統綜合驗證的試驗技術。“風洞虛擬飛行試驗”(VFT)是在風洞中直接進行飛行力學試驗的技術,可以在風洞中直接得到飛行器的飛行性能預估結果。

風洞虛擬飛行試驗的原理和步驟如圖1所示。風洞虛擬飛行試驗中,將包括自動駕駛儀、慣性傳感器、舵面作動器等裝置的飛行器縮比模型用一個專門的系統支撐,以允許模型能自由俯仰、偏航、滾轉甚至錐動。由風洞外的控制系統控制模型舵面運動,在定常或非定常氣動力作用下,模型實時改變姿態,表現出固有的飛行動力學特性。在這個過程中,測量的氣動載荷和模型運動姿態數據反饋給風洞外的控制系統,修正控制命令,并將新的控制命令發送給模型的舵面。通過不斷重復這個循環,模型在風洞中實現虛擬“飛行”。從而,飛行器和控制系統的性能就能得到證實和評估[1]。

虛擬飛行試驗可了解和測量氣動力對飛行器飛行性能的實時影響,有助于改進氣動力數學模型和促進高性能飛行器和控制系統的設計。過去,風洞試驗僅提供飛行器的氣動力數據,而風洞虛擬飛行試驗除了提供氣動力特性數據外,還可以直接給出氣動力與控制力耦合作用下的飛行器飛行力學特性。從而將飛行動力學、空氣動力學、結構動力學、控制理論等多學科問題綜合研究,更有利于武器性能研究。

圖1 虛擬飛行試驗原理Fig.1 Virtual fight test concept

虛擬飛行這一概念的提出正式見于上世紀90年代中期,美國AEDC對虛擬飛行試驗(VFT)進行了較全面的理論研究,系統地闡述了虛擬飛行試驗的概念、作用以及與飛行試驗的關系,并對該技術的可行性進行了探討[2]。2002年,B.H.Mills和F.C.Lawrence首次在風洞中成功實現虛擬飛行試驗,再現了導彈在風洞中滾轉自鎖現象,驗證了虛擬飛行試驗能提供真實飛行環境中模型的實時運動,再現飛行器實際飛行特性[1]。幾乎同時,J.C.Magill和S.D.Wehe成功模擬了三自由度飛行,并引進閉環控制系統實現了姿態穩定性試驗和導引試驗。之后,J.C.Magill針對試驗裝置的氣動干擾較大進行了改進,在風洞中檢驗飛行器的導引、控制系統和飛行穩定性等。同時,G.Gebert和J.Evers在進行虛擬飛行試驗理論論證時,率先建立了一個普遍的數學模型分析試驗數據,對三自由度(兩個平移和一個滾轉自由度)進行仿真后與真實自由飛行進行比較,發現吻合良好。

通過研制組合滾轉軸承系統、控制面作動系統;在低速風洞建立一套風洞虛擬飛行試驗原理性驗證試驗裝置;進行了非定常氣動力對控制面動作的實時響應風洞試驗,由此分析導彈的飛行性能,驗證虛擬飛行試驗的可行性。

1 試驗模型設計

1.1 組合滾轉軸承系統設計

選擇氣動力數據已知的Basic Finner作為模型設計的原型。模型分為三段：模型頭部、中部和尾部。其中頭部與尾部通過內部的支桿連成一體,而該支桿與模型中部外筒通過一對組合滾轉球軸承連接,這就使得導彈的頭部和尾部相對于導彈中部可自由滾轉,從而實現模型的自由滾轉運動。

組合滾轉軸承設計如圖2所示,內部軸向支桿兩端分別連接模型頭部和尾部,外部套上了一對高精度深溝球軸承和一對止推球軸承,當模型在風洞中運動時能同時承受徑向載荷和軸向載荷;且這兩對球軸承對稱布置在模型重心前后,可在偏航運動時承受偏航力矩,其重心前后位置可調節,以平衡不同大小的偏航力矩。這樣保證了模型在自由運動時滾轉球軸承的正常旋轉。

圖2 模型滾轉軸承系統設計示意圖Fig.2 Configuration of roll bearings

1.2 舵面作動機械系統設計

根據已有氣動數據估算的鉸鏈力矩和模型尺寸要求,選擇Think enginery微型伺服電機來驅動舵面偏轉。該電機堵轉轉矩0.5N?m,遠大于本模型的最大鉸鏈力矩(0.002～0.04N?m),工作電壓為6V時,轉速為18r/min。為控制模型在風洞中實現滾轉與偏航運動,需要在模型內腔放入四個微型電機用以分別控制四個舵面運動。由于空間限制,伺服電機只能在模型內腔沿軸向分布,與舵軸成90°夾角。為傳遞扭矩,自行設計、加工了齒輪減速傳動箱(如圖3所示),將伺服電機扭矩傳遞給舵面。設計的齒輪減速箱模數為0.5,傳動比為1∶2。

圖3 舵面作動系統Fig.3 Configuration of fin actors

1.3 舵面作動運動控制系統設計

選擇8通道繼電器開關量PCI-7250控制卡,通過控制卡選擇不同的電子開關閉合,實現對電機電壓的極向改變(控制電路如圖4所示),從而改變伺服電機的轉向,電機扭矩經齒輪直角減速箱后,傳遞給舵面,最終改變舵面偏轉方向;而舵面偏轉的角度則通過控制開關閉合時間長短實現,根據選用的6V高精度直流穩壓電源,對應的電機轉速為18r/min,經過齒輪減速箱減速后,舵面偏轉角速度大概為1°/18ms。其中圖4中電機1和3控制方向舵偏轉,實現偏航運動;四個電機同時工作帶動四個舵面偏轉實現模型滾轉運動?？刂瞥绦蛴肔abVIEW平臺編寫。

圖4 四個電機聯合控制電路Fig.4 Control circuit of servo-actuator

模型為全長 540mm,長細比 10∶1,翼展為108mm。全彈重心位置在全模型的61%處。如圖5所示,模型在質心位置被8根張線懸掛在風洞中。上下4根張線的作用點在同一點,使模型可繞過重心的縱向軸偏航運動。

圖5 模型懸掛圖Fig.5 Model suspended in wind tunnel

2 風洞試驗

2.1 試驗設備

試驗在航天空氣動力技術研究院第一研究部FD-10低速風洞中進行。風洞試驗段截面尺寸為0.6m×0.6m,試驗風速12m/s,風洞兩側壁設有觀察窗。試驗中張線需穿過風洞外壁,因此對風洞上下壁板進行了更換和打孔。試驗風速采用風速測速儀測量,風速采集卡為ISA-6325A卡,采集速率66kHz/s。

2.2 自由滾轉試驗

試驗目的是檢查模型系統的對稱性和設計的滾轉軸承的摩阻大小。如圖5所示試驗模型懸掛在風洞中,俯仰角、偏航角、滾轉角為0°,試驗發現風洞起動后,模型在來流的作用下開始滾轉。分析原因是選擇的彈體模型Bassic Finner為一枚旋轉穩定彈,其滾轉慣量較小,且在模型設計時引入的機械軸承等構件的滾轉摩擦阻力相對也小,因此在較小的滾轉力矩下便可產生偏轉。在零度舵偏時產生小滾轉說明模型加工時有微小不對稱,(這同時證明本項研究所研制的組合滾轉軸承的摩阻極小),經改進模型(特別是舵面安裝的)對稱性后,實現了在零度舵偏時零滾轉運動的要求。

2.3 滾轉姿態控制試驗研究

滾轉姿態控制試驗是由計算機控制電機轉向來改變舵偏角方向,使模型正向或反向滾轉。

圖6 滾轉試驗結果Fig.6 The result of rolling test

檢驗模型正、反向滾轉能否恢復到原始平衡位置(γ=0°)時發現試驗現象如圖6所示：(1)模型初始滾轉速度為零時,改變模型舵偏角,氣動力作用可使模型開始滾轉,這與自由滾轉試驗相同;(2)模型滾轉速度不為零時,舵偏角度歸0°,模型滾轉角速度變為0,模型維持上一個姿態不再滾轉;(3)反向改變模型舵偏角方向,模型產生反向滾轉速度,滾轉角逐漸減小,過零(γ=0°),然后再向反方向增加。因此,在開環控制時,滾轉角“過調現象”是不可避免的。試驗證明：對于滾轉舵偏的控制可以使模型按控制要求進行滾轉或停止滾轉,即模型姿態對滾轉舵偏具有良好的響應特性;但是在開環控制時模型不可能迅速定位于指定的滾轉角。要精確控制滾轉角,需要在滾轉角改變的過程中實時測量模型的滾轉角度,不斷控制舵偏角的改變,即需要閉環控制。

從該試驗可以看出,模型在風洞中實現了導彈的虛擬滾轉,且其滾轉現象與真實飛行相似,但若要在風洞中精確控制該模型的滾轉姿態角,是一件比較困難的事情,這主要與該導彈為一枚旋轉穩定彈的本身氣動滾轉特性有關。若要實現這一控制,需要在風洞中增加相應的姿態角測量儀器,引入姿態反饋電路。

2.4 偏航試驗

偏航試驗重點考察偏航角與方向舵偏角之間的關系。試驗前準備與滾轉試驗相同,模型懸掛于風洞正中,各姿態角、各舵偏角均為0°。試驗依舊是給階躍舵偏,舵偏角增值恒為Δδy=1°,每次舵偏間隔時間也固定為2s,每一次脈沖后觀測和記錄模型姿態變化。

圖7 偏航試驗結果Fig.7 The result of yaw test

多次重復性試驗結果如圖7所示：(1)當舵偏角較小的時候,在氣動力下,模型開始左右抖動,無明顯的偏航角變化。因為模型是通過張線懸掛在風洞中,采用垂直于俯仰-滾轉平面的鋼絲的自由扭轉代替軸承,盡管采用小扭矩的鋼絲,對偏航運動限制的作用力仍然較大,在偏航力矩較小的情況下,不足以使模型偏航。這說明該試驗的偏航(或俯仰)軸承的摩阻過大 。(2)但是隨著方向舵偏角增大(δy≥3°),側向力持續增大,使得模型可以掙脫懸掛系統的約束,開始出現明顯的偏航運動。每一次舵偏角改變后,模型的偏航運動速度都有一個明顯的收斂過程,使模型動態地平衡在新的配平位置;且隨著方向舵偏角增大,側向力、力矩增大,偏航角顯著增大,并呈近似的線性關系。這說明該試驗裝置可以提供模型偏航(或俯仰)運動對舵偏控制的響應過程。(3)當方向舵偏轉到 δy=7°時,偏航角顯著增大,進入非線性區域,并且伴隨著偏航運動,模型開始誘導出明顯的滾轉運動。這證實了大迎角情況下存在的縱橫向耦合現象,說明風洞虛擬飛行試驗不僅在線性氣動力條件下可以提供模型的姿態響應,而且在非線性氣動力條件下也可以提供模型的飛行力學特性。大偏航角誘導出滾轉耦合運動現象的再現,驗證了虛擬飛行試驗具有再現大迎角縱橫耦合現象的能力。

3 結論與展望

(1)在航天空氣動力技術研究院FD-10風洞初步建立了一套虛擬飛行試驗系統,探索了在控制面作用下,飛行器的實時響應特性,獲得了部分飛行器實現偏航運動和滾轉運動所需的控制規律。這是目前國內第一個風洞虛擬飛行試驗系統;

(2)研制了組合軸承系統、包括伺服電機和齒輪減速箱的舵面作動系統,以及簡易的張線懸掛系統,試驗證明這種設計合理可行,保證了風洞虛擬飛行試驗的成功進行;

(3)在風洞中完成了模型滾轉運動和偏航運動對舵偏角變化的響應試驗,在風洞中實現了模型的滾轉和偏航對舵偏控制的響應試驗。滾轉試驗中,當舵面有一個固定偏角時,滾轉角速度趨于一個恒值,滾轉角不斷增大,通過控制舵偏角可控制模型的滾轉角;偏航試驗中,方向舵偏變化可以改變模型的偏航角,模型動態地平衡在新的配平位置,當偏航舵偏角較大時,伴隨偏航運動,開始誘導出明顯的滾轉運動。這些試驗現象都驗證了風洞虛擬飛行試驗技術的可行性,為建立生產風洞的虛擬飛行試驗裝置打下了基礎;

(4)進一步的虛擬飛行試驗需要在試驗系統中引入角位移、角速度的實時測試系統,并改進偏航軸承系統和張線懸掛系統,以便精確地測量飛行器的姿態響應、穩定性等參數,用以預示飛行器的飛行性能。

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[2]MANNING 1Lt E,RATLIFF C L,MARQUART E J.Bridging the gap between ground and flight tests virtual flight testing(VFT)[R].AIAA-95-3875.

[3]MAGILL J C,WeHe S D.Initial test of a wire suspension mount for missile virtual flight testing[R].AIAA-2002-0169.

[4]MAGILL J C,CATALDI P,MORENCY J R.Demonstration of a wire suspension system for dynamic wind tunnel testing[R].AIAA-2004-1296.

[5]GEBERT G,KELLY J,LOPEZ J,et al.Wind tunnel based virtual flight testing[R].AIAA-2000-0829.