低成本微型飛行器自動化測量平臺的設計與搭建

石健瑜，薛雅麗

(南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京211106)

0 引言

微型飛行器(MAV)是20世紀90年代發(fā)展起來的一種新型飛行器，因尺寸小、質(zhì)量輕、成本低、功能強、攜帶方便、操作簡單等特點，在軍事領域和民用領域都有著十分誘人的應用前景。微型飛行器主要分為3種：固定翼、旋翼機、撲翼機。由于撲翼機不像固定翼飛行器一樣有完整、成熟的理論體系與計算模型和方法，氣動計算的可靠性還有待驗證，因此通過風洞試驗得到的結(jié)果更為真實、可靠。近年來國內(nèi)外都建有專門針對微型飛行器設計的低速、低湍流度風洞。

西北工業(yè)大學[1]為了對微型撲翼機進行研究，研制了一座微型飛行器專用風洞。該風洞具備較低的穩(wěn)定風速，配備了三分量應變式天平，可以對微型飛行器的氣動特性進行研究。上海大學[2]設計并建造了一座用于研究MAV氣動力性能的可調(diào)低湍流度風洞，具有可變湍流度、低湍流度、低噪聲等特點，并提出將零質(zhì)量射流技術用于控制MAV小展弦比翼型流場，改善了其流動狀態(tài)。北京航空航天大學[3]研制出了一種經(jīng)濟、實用的低速小型風洞實驗裝置，可滿足各種教學實驗和模擬實驗以及一般科研工作的需要，對小型實用風洞的推廣應用具有實際意義。

國外低湍流度風洞的研制集中在發(fā)達國家。美國斯坦福大學機械工程系[4]建造了一個封閉式隧道風洞，隧道的各個組件設計為協(xié)同工作，以產(chǎn)生均勻速度、均勻溫度、低湍流和低噪音的流量。日本福岡工業(yè)大學[5]建造了一種低成本、主動控制的多風扇風洞，有助于使用自然風的實驗研究。

綜上所述，因常規(guī)風洞最低穩(wěn)定風速太高、雷諾數(shù)太大、湍流度太高的特點，故現(xiàn)有測試設備不適合微型撲翼飛行器。國內(nèi)外大學和研究機構近年來已經(jīng)開始針對微型飛行器設計小型低湍流度的實驗設備，但沒有通用的實驗設備可以采用。因此，本文研制了低成本微型撲翼飛行器氣動性能自動化測試平臺。

1 風洞洞體設計與搭建

通過SolidWorks建模設計并分析，提高設計效率，降低開發(fā)成本[6]，風洞模型如圖1所示。

圖1 SolidWorks建模

設計完成后的風洞結(jié)構與尺寸如圖2所示。

圖2 風洞結(jié)構與尺寸

1.1 收縮段

常用的收縮曲線有維特辛斯基收縮曲線、雙三次曲線、五次方曲線收縮曲線，對比上述曲線后[7]采用雙三次曲線。收縮段沿著氣流方向截面逐漸縮小，入口和出口均為方形，用于給實驗段提供均勻的氣流。雙三次曲線公式如下：

式中：xm為兩曲線連接點；L為收縮段的長度；D為出口高或?qū)?；D1為進口高或?qū)挕?/p>

計算表明，如圖1所設計的收縮段流道內(nèi)流動不出現(xiàn)分離，且出口速度具有好的均勻度和較低的湍流度。

1.2 穩(wěn)定段

穩(wěn)定段內(nèi)部有蜂窩器和兩層阻尼網(wǎng)，用于降低氣流橫向的湍流度[8]。蜂窩器的格子采用塑料吸管手工裁剪、拼接而成。蜂窩器的孔眼圓直徑為 10mm, 在穩(wěn)定段的截面內(nèi)大約有1 600個蜂窩格子。兩層阻尼網(wǎng)間距為128mm,采用30目的鋼絲紗網(wǎng)。

1.3 實驗段

實驗段的框架由不銹鋼制作，側(cè)壁采用透明亞克力板制作，實驗段上部可以打開，便于安裝與拆卸實驗和測量裝置。下部有預留的開孔，用于安裝支撐裝置和測量設備。

1.4 擴壓段

擴壓段是一段沿著氣流方向截面積逐漸擴大的管道，擴散角為6°，沿著風向截面面積逐漸擴大，出、入口截面均為方形。入口與實驗段連接，出口與動力段連接，把氣流的動能變?yōu)閴毫δ堋?/p>

1.5 撲翼機支撐裝置

撲翼機支撐裝置設置在實驗段處，通過實驗段下方開孔安裝。支撐裝置的上部有連接裝置與撲翼機模型連接，并且設計有調(diào)節(jié)機構，可以實現(xiàn)撲翼機模型俯仰角的變化，通過調(diào)節(jié)側(cè)壁上預留連接孔的位置，從而控制角度的變化。底座通過螺栓固定在多軸測力傳感器上，并且在與撲翼機的連接處留有電源線接口，給撲翼機提供穩(wěn)定的外接電源。

風洞實物圖見圖3。

圖3 風洞實物圖

2 測試控制系統(tǒng)的設計與搭建

2.1 測力傳感器

針對微型飛行器設計了一個二維高精度的力傳感器測量系統(tǒng)，分別測量牽引力與升力。牽引力和升力測量范圍為-300g～300g(-1.96 N～1.96 N)。測量原理：多軸測力傳感器把采集到的力學信號轉(zhuǎn)化為電壓信號，通過數(shù)據(jù)采集卡(NI MCC 8通道，12位采樣)和信號放大電路傳入計算機進行儲存與顯示。傳感器位置位于實驗段正下方，上端直接與支撐裝置連接，下部連接一金屬塊用來減少振動。示意圖[9]見圖4。

圖4 力傳感器示意圖

2.2 溫度濕度傳感器

利用溫濕度傳感器((RS485)來測量洞體內(nèi)部的溫度和濕度，通過計算機計算出空氣密度，為撲翼機空氣動力學各個參數(shù)的關系研究提供參考。

溫濕度傳感器連接于實驗段下端，通過實驗段下部的開孔將傳感器的探頭伸入實驗段，再將接口與計算機連接，通過計算機進行數(shù)據(jù)的處理。指標參數(shù)：采樣速率0～100 k/s。溫濕度傳感器示意圖見圖5。

圖5 溫濕度傳感器示意圖

2.3 高速攝像機

高速相機(GigE)安裝于實驗段上部的支架上，鏡頭正對撲翼機模型，對焦后用于拍攝撲翼機撲動的視頻，測量撲翼機的撲動姿態(tài)和撲動頻率。

2.4 風速調(diào)節(jié)裝置

風洞內(nèi)部的氣流由動力段內(nèi)風機中的電機帶動扇葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生，風機配備調(diào)速裝置，可以實現(xiàn)風速的連續(xù)調(diào)節(jié)，并以此模擬不同的自然風速條件。利用熱線式風速儀可以采集洞體內(nèi)部風速的實時變化，接入計算機通過顯示面板實時顯示，作為控制風機轉(zhuǎn)速的標準。

2.5 機翼撲動調(diào)節(jié)裝置

撲翼機自帶電源無法維持長時間穩(wěn)定撲動，因此設計了外接直流電機控制電路。選用220V AC轉(zhuǎn)5V DC電源適配器，DC-DC可調(diào)升壓穩(wěn)壓電源模塊, CCM6N PWM直流電機調(diào)速器, GA12-N20減速電動機，可控制電機額定狀態(tài)下的轉(zhuǎn)速達2000r/min。電路概念圖見圖6。

圖6 撲動裝置電路概念圖

3 LabVIEW軟件程序編寫

軟件系統(tǒng)基于LabVIEW的上位機程序，可實現(xiàn)升力和牽引力連續(xù)高速采集功能。借助LabVIEW軟件，利用虛擬軟件仿真硬件，進行軟件設計：子程序分別通過各傳感器測試計算得到微型撲翼飛行器的升力、牽引力、風速、溫度、濕度、空氣密度，同時高像素攝像頭進行氣流觀測和運動學測量，并通過LabVIEW控制風機轉(zhuǎn)速，5個子程序封裝完成后用狀態(tài)機完成主流程。

3.1 測力傳感器子程序

力傳感器模塊后面板見圖7。

圖7 力傳感器模塊后面板

3.2 溫濕度傳感器子程序

溫濕度傳感器子程序見圖8。

圖8 溫濕度傳感器子程序

3.3 高速攝像機子程序

高速攝像機子程序界面見圖9。

圖9 高速攝像機子程序

至此，風洞的軟件搭建部分結(jié)束。總控制面板見圖10。

圖10 總控制面板

4 軟硬件系統(tǒng)調(diào)試校準

將已知砝碼的質(zhì)量作為理論值，與力傳感器測出的實驗值進行對比，完成力傳感器的校準實驗。實驗數(shù)據(jù)見表1。

表1 升力校準實驗數(shù)據(jù)

將實驗數(shù)據(jù)與理論數(shù)據(jù)作圖對比，見圖11。

圖11 升力校準曲線

由圖11可知，實驗數(shù)據(jù)與砝碼理論數(shù)據(jù)基本重合，校準成功。

再進行牽引力校準實驗，方法同升力校準實驗。實驗數(shù)據(jù)見表2，牽引力校準曲線見圖12。

表2 牽引力校準實驗數(shù)據(jù)

由圖12可知，實驗曲線與理論曲線基本重合。校準成功。

圖12 牽引力校準曲線

微型撲翼飛行器氣動性能測試平臺的軟、硬件搭建及其校準工作全部完成，可以利用此風洞平臺進行撲翼機模型實驗、固定翼實驗。

5 結(jié)語

本文研制了一套低成本微型撲翼飛行器自動化測量平臺的設計與搭建，其創(chuàng)新點如下：

1)針對微型飛行器設計了一個低成本、低速微小型開口式直流風洞，可進行風速調(diào)節(jié)；

2)針對微型飛行器設計了一個二維高精度的力傳感器測量系統(tǒng)；

3)針對撲翼機自帶電源無法維持長時間穩(wěn)定撲動的限制，設計了外接直流電機控制電路；

4)針對測量需要編寫了基于LabVIEW的數(shù)據(jù)采集與處理軟件，可以實時采集傳感器里數(shù)據(jù)并計算和顯示。