臨近空間低速飛行器風速儀研制及其在低溫低壓風洞中的標定試驗

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速儀研制及其在低溫低壓風洞中的標定試驗

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速測量裝置。風速儀基于旋轉測壓旋桿、增加測壓旋桿兩端測壓探頭動壓的原理設計，在臨近空間環境和超低動壓條件下具有較高的風速測量精度。在中國電子科技集團公司第二十一研究所的臨近空間環境模擬風洞中開展了低溫低壓低風速測量標定試驗，試驗來流速度范圍為5～14m/s。試驗結果表明，測量的動壓信號與正/余弦函數擬合結果一致性較高，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速成線性關系，通過線性擬合的方法獲得風速儀的測量標定模型。

臨近空間；風速測量；臨近空間環境模擬風洞；風洞試驗

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，隨著科學技術的迅猛發展，人類對臨近空間的認識逐步深化，其特有的應用價值和戰略意義日益凸顯，目前已是各航天航空大國關注的焦點[1-3]。

臨近空間低速飛行器是指能夠在臨近空間區域飛行并執行特定任務的低速飛行器，主要包括高空氣球、平流層飛艇、高空長航時無人機等，可廣泛應用于偵察監視、通信中繼、區域導航、環境監測、應急救災和科學探測等領域[3]。與傳統低空飛機相比，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、生存能力強等優點；與衛星相比，臨近空間飛行器具有制造成本低、通信/偵查覆蓋區域靈活、發射過程簡單、可重復使用等諸多優點[4-6]。

臨近空間低速飛行器在工作期間有姿態保持、位置機動、巡航跟蹤和二次平臺穩定等幾種飛行控制模式。為保持控制魯棒性、實現放飛和返回控制、高精度姿態和位置保持控制、姿態和位置機動控制，需要獲取飛行時的風速信息[7]。因此，開展臨近空間低速飛行器風速測量技術研究，對于飛行器飛行控制系統設計極為重要。但是截止目前，臨近空間低速飛行器的風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，常規飛機上使用的風速管無法在如此低的動壓下工作，而其他風速儀，諸如熱線式風速儀、超聲波風速儀均存在大氣密度低導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場，飛行試驗時假定高空風場不變，以探空氣球測量風速近似試驗風速，或采用試飛場往年風場資料估計試驗時的風速[8-9]，上述方法無法獲得飛行時的實時風速，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，研究團隊設計了一套旋轉增壓式風速儀系統，其特點是通過旋轉旋桿，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，從而有效提高風速的測量精度。系統搭載在臨近空間低速飛行器上后，可實現飛行試驗風速的實時測量。

1 旋轉增壓式風速儀原理

旋轉增壓式風速儀系統示意圖如圖1所示，系統主要由電機、減速器組成的動力裝置，壓差傳感器、無線通訊系統組構成的壓差采集-發射-接收裝置，以及旋桿、測壓探頭組成的流場感應裝置構成。

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

當旋桿以恒定旋轉角速率ω轉動時，旋桿兩端的測壓探頭相對轉軸的線速度V為：

式中：r為旋桿的旋轉半徑。

當剛性旋桿的轉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為風速，Ψw為來流的風向角，θ為旋桿相對于基準位置的轉角。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。該信號的幅值與風速大小成正比。通過該式，可從壓差信號中提取出風速信息，風速的解算式如式(5)所示。

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

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

2 試驗風洞及設備

2.1 試驗風洞

試驗在中國電子集團公司第二十一研究所(中電21所)低溫低壓風洞中完成[10-11]。該風洞可模擬0～30km高空的大氣壓力；壓力數值從室壓(101kPa)到4kPa。當氣壓≥40kPa時，氣壓偏差≤±2kPa；當氣壓為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℃。

內部設有的試驗測試風道，氣壓為4～10kPa時(對應10～30km高空)，可以實現模擬0～30m/s的風速，對應不同溫度，有標定理論風速。

2.2 旋轉增壓式風速儀

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

旋桿為系統的傳壓通道，同時通過旋轉增加旋桿兩端測量到的壓差值，旋桿兩端在旋轉平面的迎風方向分別安裝有2個測壓探頭；信號發射模塊中安裝有壓差傳感器、光電傳感器和信號發射芯片，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射模塊的壓差和光電傳感器信號。此外，旋桿和信號發射模塊通過頂絲固連，并一起安裝于電機轉軸上，隨轉軸一起轉動。

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

風速儀旋桿長度為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，測壓探頭的長度設計為大于旋桿直徑的3倍，為30mm。

系統工作時，電機帶動旋桿和信號發射模塊在來流平面內轉動，通過壓差傳感器測量旋桿兩端測壓探頭的動壓差，之后，信號發射模塊采用射頻傳輸的方式將動壓差信號發送給信號接收模塊，隨后通過信號電纜將壓差信號傳輸給上位機。

3 試驗結果及分析

3.1 壓差數據處理

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

部分壓差測量曲線及正弦/余弦擬合結果如圖7和8所示。

圖7 壓差測量數據與正弦/余弦擬合結果對比圖(來流溫度10℃，旋桿轉速500r/min，理論風速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 壓差測量數據與正弦/余弦擬合結果對比圖(來流溫度-60℃，旋桿轉速600r/min，理論風速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)

由壓差數據的正弦/余弦擬合結果可得如下結論：

(1) 正弦/余弦擬合結果與測量值擬合度很高，說明壓差測量數據滿足正弦/余弦規律，符合第1節中的理論分析和仿真結果。

(2) 此外，可以看到多個周期內壓差幅值波動較小，說明測量數據比較穩定，測量誤差被控制在較合理的范圍內，試驗結果可信度較高。

3.2 壓差幅值與風速線性相關性分析

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

由理論風速-壓差曲線可知，dQ和V呈線性關系，符合公式(5)的分析結果，即：當外界大氣密度恒定(溫度、壓力不變)、旋桿轉速恒定時，風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為擬合的常數項，其物理意義是風速儀的壓差傳感器的測量誤差；a為風速-壓差幅值線性關系斜率。不同溫度、不同旋桿轉速下的風速-壓差幅值線性擬合結果如表1所示。

圖9 理論風速-壓差幅值測量值及線性擬合曲線(來流溫度-60℃，旋桿轉速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速比誤差小于1.5%，可近似認為：

斜率比≈旋桿轉速比

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

3.3 風速測量模型

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

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

標定系數及標定誤差如表2所示。由標定系數可得，在臨近空間環境下，旋轉增壓式風速儀的測量模型為：

圖10 旋桿轉速600r/min時的風速儀標定曲線(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 旋桿轉速500r/min時的風速儀標定曲線(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 不同轉速下風速儀的標定系數及誤差Table 2 Calibration coefficients and error in tests

旋桿轉速：600r/min

V=-2.971+0.4198·dQ

旋桿轉速：500r/min

V=-3.275+0.5084·dQ

4 結 論

本文開展了一種新型的旋轉增壓式風速儀的低溫低壓風洞風速測量試驗，試驗結果表明：

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

通過本文的研究，成功驗證了當來流在風速儀旋轉平面內時風速儀的測量能力，下一步研究重點是來流與風速儀旋轉平面存在一定夾角時的風速測量模型。此外，如何精確測量風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速儀研制及其在低溫低壓風洞中的標定試驗. 實驗流體力學, 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、參數辨識技術應用研究。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