胡 靜 ,李 潛

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院,北京 100074)

0 引 言

傳統(tǒng)上,風(fēng)洞試驗是提供飛行器設(shè)計和控制系統(tǒng)設(shè)計所需要的氣動力系數(shù)和導(dǎo)數(shù),利用這些氣動力系數(shù)和導(dǎo)數(shù),再經(jīng)過地面加載試驗、飛行仿真分析,進行飛行器的設(shè)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(yù)示飛行器在大迎角機動時的過載、穩(wěn)定性和機動時所需控制力的地面試驗方法。“風(fēng)洞虛擬飛行試驗”(Virtual Flight Testing)則正是一種可能的在風(fēng)洞中實現(xiàn)飛行器飛行動力學(xué)特性、飛行控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)綜合驗證的試驗技術(shù)?！帮L(fēng)洞虛擬飛行試驗”(VFT)是在風(fēng)洞中直接進行飛行力學(xué)試驗的技術(shù),可以在風(fēng)洞中直接得到飛行器的飛行性能預(yù)估結(jié)果。

風(fēng)洞虛擬飛行試驗的原理和步驟如圖1所示。風(fēng)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(tǒng)支撐,以允許模型能自由俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)甚至錐動。由風(fēng)洞外的控制系統(tǒng)控制模型舵面運動,在定?；蚍嵌ǔ鈩恿ψ饔孟?模型實時改變姿態(tài),表現(xiàn)出固有的飛行動力學(xué)特性。在這個過程中,測量的氣動載荷和模型運動姿態(tài)數(shù)據(jù)反饋給風(fēng)洞外的控制系統(tǒng),修正控制命令,并將新的控制命令發(fā)送給模型的舵面。通過不斷重復(fù)這個循環(huán),模型在風(fēng)洞中實現(xiàn)虛擬“飛行”。從而,飛行器和控制系統(tǒng)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(shù)學(xué)模型和促進高性能飛行器和控制系統(tǒng)的設(shè)計。過去,風(fēng)洞試驗僅提供飛行器的氣動力數(shù)據(jù),而風(fēng)洞虛擬飛行試驗除了提供氣動力特性數(shù)據(jù)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(xué)特性。從而將飛行動力學(xué)、空氣動力學(xué)、結(jié)構(gòu)動力學(xué)、控制理論等多學(xué)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(jì)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(tǒng)地闡述了虛擬飛行試驗的概念、作用以及與飛行試驗的關(guān)系,并對該技術(shù)的可行性進行了探討[2]。2002年,B.H.Mills和F.C.Lawrence首次在風(fēng)洞中成功實現(xiàn)虛擬飛行試驗,再現(xiàn)了導(dǎo)彈在風(fēng)洞中滾轉(zhuǎn)自鎖現(xiàn)象,驗證了虛擬飛行試驗?zāi)芴峁┱鎸嶏w行環(huán)境中模型的實時運動,再現(xiàn)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(huán)控制系統(tǒng)實現(xiàn)了姿態(tài)穩(wěn)定性試驗和導(dǎo)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(fēng)洞中檢驗飛行器的導(dǎo)引、控制系統(tǒng)和飛行穩(wěn)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(shù)學(xué)模型分析試驗數(shù)據(jù),對三自由度(兩個平移和一個滾轉(zhuǎn)自由度)進行仿真后與真實自由飛行進行比較,發(fā)現(xiàn)吻合良好。

通過研制組合滾轉(zhuǎn)軸承系統(tǒng)、控制面作動系統(tǒng);在低速風(fēng)洞建立一套風(fēng)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(yīng)風(fēng)洞試驗,由此分析導(dǎo)彈的飛行性能,驗證虛擬飛行試驗的可行性。

1 試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計

1.1 組合滾轉(zhuǎn)軸承系統(tǒng)設(shè)計

選擇氣動力數(shù)據(jù)已知的Basic Finner作為模型設(shè)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(nèi)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(zhuǎn)球軸承連接,這就使得導(dǎo)彈的頭部和尾部相對于導(dǎo)彈中部可自由滾轉(zhuǎn),從而實現(xiàn)模型的自由滾轉(zhuǎn)運動。

組合滾轉(zhuǎn)軸承設(shè)計如圖2所示,內(nèi)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(dāng)模型在風(fēng)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(diào)節(jié),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(zhuǎn)球軸承的正常旋轉(zhuǎn)。

圖2 模型滾轉(zhuǎn)軸承系統(tǒng)設(shè)計示意圖Fig.2 Configuration of roll bearings

1.2 舵面作動機械系統(tǒng)設(shè)計

根據(jù)已有氣動數(shù)據(jù)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(qū)動舵面偏轉(zhuǎn)。該電機堵轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速為18r/min。為控制模型在風(fēng)洞中實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)與偏航運動,需要在模型內(nèi)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(nèi)腔沿軸向分布,與舵軸成90°夾角。為傳遞扭矩,自行設(shè)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(shè)計的齒輪減速箱模數(shù)為0.5,傳動比為1∶2。

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

1.3 舵面作動運動控制系統(tǒng)設(shè)計

選擇8通道繼電器開關(guān)量PCI-7250控制卡,通過控制卡選擇不同的電子開關(guān)閉合,實現(xiàn)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(zhuǎn)向,電機扭矩經(jīng)齒輪直角減速箱后,傳遞給舵面,最終改變舵面偏轉(zhuǎn)方向;而舵面偏轉(zhuǎn)的角度則通過控制開關(guān)閉合時間長短實現(xiàn),根據(jù)選用的6V高精度直流穩(wěn)壓電源,對應(yīng)的電機轉(zhuǎn)速為18r/min,經(jīng)過齒輪減速箱減速后,舵面偏轉(zhuǎn)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(zhuǎn),實現(xiàn)偏航運動;四個電機同時工作帶動四個舵面偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)模型滾轉(zhuǎn)運動?？刂瞥绦蛴肔abVIEW平臺編寫。

圖4 四個電機聯(lián)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(zhì)心位置被8根張線懸掛在風(fēng)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(fēng)洞試驗

2.1 試驗設(shè)備

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

2.2 自由滾轉(zhuǎn)試驗

試驗?zāi)康氖菣z查模型系統(tǒng)的對稱性和設(shè)計的滾轉(zhuǎn)軸承的摩阻大小。如圖5所示試驗?zāi)Ｐ蛻覓煸陲L(fēng)洞中,俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角為0°,試驗發(fā)現(xiàn)風(fēng)洞起動后,模型在來流的作用下開始滾轉(zhuǎn)。分析原因是選擇的彈體模型Bassic Finner為一枚旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈,其滾轉(zhuǎn)慣量較小,且在模型設(shè)計時引入的機械軸承等構(gòu)件的滾轉(zhuǎn)摩擦阻力相對也小,因此在較小的滾轉(zhuǎn)力矩下便可產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)。在零度舵偏時產(chǎn)生小滾轉(zhuǎn)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(zhuǎn)軸承的摩阻極小),經(jīng)改進模型(特別是舵面安裝的)對稱性后,實現(xiàn)了在零度舵偏時零滾轉(zhuǎn)運動的要求。

2.3 滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制試驗研究

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

圖6 滾轉(zhuǎn)試驗結(jié)果Fig.6 The result of rolling test

檢驗?zāi)Ｐ驼⒎聪驖L轉(zhuǎn)能否恢復(fù)到原始平衡位置(γ=0°)時發(fā)現(xiàn)試驗現(xiàn)象如圖6所示：(1)模型初始滾轉(zhuǎn)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(zhuǎn),這與自由滾轉(zhuǎn)試驗相同;(2)模型滾轉(zhuǎn)速度不為零時,舵偏角度歸0°,模型滾轉(zhuǎn)角速度變?yōu)?,模型維持上一個姿態(tài)不再滾轉(zhuǎn);(3)反向改變模型舵偏角方向,模型產(chǎn)生反向滾轉(zhuǎn)速度,滾轉(zhuǎn)角逐漸減小,過零(γ=0°),然后再向反方向增加。因此,在開環(huán)控制時,滾轉(zhuǎn)角“過調(diào)現(xiàn)象”是不可避免的。試驗證明：對于滾轉(zhuǎn)舵偏的控制可以使模型按控制要求進行滾轉(zhuǎn)或停止?jié)L轉(zhuǎn),即模型姿態(tài)對滾轉(zhuǎn)舵偏具有良好的響應(yīng)特性;但是在開環(huán)控制時模型不可能迅速定位于指定的滾轉(zhuǎn)角。要精確控制滾轉(zhuǎn)角,需要在滾轉(zhuǎn)角改變的過程中實時測量模型的滾轉(zhuǎn)角度,不斷控制舵偏角的改變,即需要閉環(huán)控制。

從該試驗可以看出,模型在風(fēng)洞中實現(xiàn)了導(dǎo)彈的虛擬滾轉(zhuǎn),且其滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象與真實飛行相似,但若要在風(fēng)洞中精確控制該模型的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角,是一件比較困難的事情,這主要與該導(dǎo)彈為一枚旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈的本身氣動滾轉(zhuǎn)特性有關(guān)。若要實現(xiàn)這一控制,需要在風(fēng)洞中增加相應(yīng)的姿態(tài)角測量儀器,引入姿態(tài)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(guān)系。試驗前準(zhǔn)備與滾轉(zhuǎn)試驗相同,模型懸掛于風(fēng)洞正中,各姿態(tài)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(tài)變化。

圖7 偏航試驗結(jié)果Fig.7 The result of yaw test

多次重復(fù)性試驗結(jié)果如圖7所示：(1)當(dāng)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(fēng)洞中,采用垂直于俯仰-滾轉(zhuǎn)平面的鋼絲的自由扭轉(zhuǎn)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(cè)向力持續(xù)增大,使得模型可以掙脫懸掛系統(tǒng)的約束,開始出現(xiàn)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(tài)地平衡在新的配平位置;且隨著方向舵偏角增大,側(cè)向力、力矩增大,偏航角顯著增大,并呈近似的線性關(guān)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(yīng)過程。(3)當(dāng)方向舵偏轉(zhuǎn)到 δy=7°時,偏航角顯著增大,進入非線性區(qū)域,并且伴隨著偏航運動,模型開始誘導(dǎo)出明顯的滾轉(zhuǎn)運動。這證實了大迎角情況下存在的縱橫向耦合現(xiàn)象,說明風(fēng)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(tài)響應(yīng),而且在非線性氣動力條件下也可以提供模型的飛行力學(xué)特性。大偏航角誘導(dǎo)出滾轉(zhuǎn)耦合運動現(xiàn)象的再現(xiàn),驗證了虛擬飛行試驗具有再現(xiàn)大迎角縱橫耦合現(xiàn)象的能力。

3 結(jié)論與展望

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

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

(3)在風(fēng)洞中完成了模型滾轉(zhuǎn)運動和偏航運動對舵偏角變化的響應(yīng)試驗,在風(fēng)洞中實現(xiàn)了模型的滾轉(zhuǎn)和偏航對舵偏控制的響應(yīng)試驗。滾轉(zhuǎn)試驗中,當(dāng)舵面有一個固定偏角時,滾轉(zhuǎn)角速度趨于一個恒值,滾轉(zhuǎn)角不斷增大,通過控制舵偏角可控制模型的滾轉(zhuǎn)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(tài)地平衡在新的配平位置,當(dāng)偏航舵偏角較大時,伴隨偏航運動,開始誘導(dǎo)出明顯的滾轉(zhuǎn)運動。這些試驗現(xiàn)象都驗證了風(fēng)洞虛擬飛行試驗技術(shù)的可行性,為建立生產(chǎn)風(fēng)洞的虛擬飛行試驗裝置打下了基礎(chǔ);

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

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