張石玉, 付增良,*, 趙俊波, 高 清, 錢(qián) 兒(. 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 00074; . 中國(guó)電子科技集團(tuán)公司 第二十一研究所, 上海 0033)

臨近空間低速飛行器風(fēng)速儀研制及其在低溫低壓風(fēng)洞中的標(biāo)定試驗(yàn)

張石玉1, 付增良1,*, 趙俊波1, 高 清1, 錢(qián) 兒2
(1. 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074; 2. 中國(guó)電子科技集團(tuán)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(fēng)速測(cè)量裝置。風(fēng)速儀基于旋轉(zhuǎn)測(cè)壓旋桿、增加測(cè)壓旋桿兩端測(cè)壓探頭動(dòng)壓的原理設(shè)計(jì)，在臨近空間環(huán)境和超低動(dòng)壓條件下具有較高的風(fēng)速測(cè)量精度。在中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第二十一研究所的臨近空間環(huán)境模擬風(fēng)洞中開(kāi)展了低溫低壓低風(fēng)速測(cè)量標(biāo)定試驗(yàn)，試驗(yàn)來(lái)流速度范圍為5～14m/s。試驗(yàn)結(jié)果表明，測(cè)量的動(dòng)壓信號(hào)與正/余弦函數(shù)擬合結(jié)果一致性較高，壓差測(cè)量值的相對(duì)量可信度較高。此外，壓差幅值信號(hào)與來(lái)流風(fēng)速成線(xiàn)性關(guān)系，通過(guò)線(xiàn)性擬合的方法獲得風(fēng)速儀的測(cè)量標(biāo)定模型。

臨近空間；風(fēng)速測(cè)量；臨近空間環(huán)境模擬風(fēng)洞；風(fēng)洞試驗(yàn)

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(guī)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(lǐng)域。在早期的航空航天飛行器研究中，對(duì)臨近空間飛行器的軍事和民用價(jià)值認(rèn)識(shí)不足，隨著科學(xué)技術(shù)的迅猛發(fā)展，人類(lèi)對(duì)臨近空間的認(rèn)識(shí)逐步深化，其特有的應(yīng)用價(jià)值和戰(zhàn)略意義日益凸顯，目前已是各航天航空大國(guó)關(guān)注的焦點(diǎn)[1-3]。

臨近空間低速飛行器是指能夠在臨近空間區(qū)域飛行并執(zhí)行特定任務(wù)的低速飛行器，主要包括高空氣球、平流層飛艇、高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)等，可廣泛應(yīng)用于偵察監(jiān)視、通信中繼、區(qū)域?qū)Ш?、環(huán)境監(jiān)測(cè)、應(yīng)急救災(zāi)和科學(xué)探測(cè)等領(lǐng)域[3]。與傳統(tǒng)低空飛機(jī)相比，臨近空間飛行器具有駐空時(shí)間長(zhǎng)，偵查/通信覆蓋范圍廣、載荷量大、隱身性能好、生存能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)；與衛(wèi)星相比，臨近空間飛行器具有制造成本低、通信/偵查覆蓋區(qū)域靈活、發(fā)射過(guò)程簡(jiǎn)單、可重復(fù)使用等諸多優(yōu)點(diǎn)[4-6]。

臨近空間低速飛行器在工作期間有姿態(tài)保持、位置機(jī)動(dòng)、巡航跟蹤和二次平臺(tái)穩(wěn)定等幾種飛行控制模式。為保持控制魯棒性、實(shí)現(xiàn)放飛和返回控制、高精度姿態(tài)和位置保持控制、姿態(tài)和位置機(jī)動(dòng)控制，需要獲取飛行時(shí)的風(fēng)速信息[7]。因此，開(kāi)展臨近空間低速飛行器風(fēng)速測(cè)量技術(shù)研究，對(duì)于飛行器飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)極為重要。但是截止目前，臨近空間低速飛行器的風(fēng)速測(cè)量一直是飛行器研究中的難點(diǎn)之一。這是因?yàn)樵?0km處的臨近空間，大氣靜壓僅為地面大氣壓的1/20，環(huán)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(shí)來(lái)流動(dòng)壓約為5～40Pa，常規(guī)飛機(jī)上使用的風(fēng)速管無(wú)法在如此低的動(dòng)壓下工作，而其他風(fēng)速儀，諸如熱線(xiàn)式風(fēng)速儀、超聲波風(fēng)速儀均存在大氣密度低導(dǎo)致測(cè)量精度差等問(wèn)題。目前，臨近空間低速飛行器的飛行試驗(yàn)是通過(guò)提前放飛探空氣球測(cè)量高空風(fēng)場(chǎng)，飛行試驗(yàn)時(shí)假定高空風(fēng)場(chǎng)不變，以探空氣球測(cè)量風(fēng)速近似試驗(yàn)風(fēng)速，或采用試飛場(chǎng)往年風(fēng)場(chǎng)資料估計(jì)試驗(yàn)時(shí)的風(fēng)速[8-9]，上述方法無(wú)法獲得飛行時(shí)的實(shí)時(shí)風(fēng)速，可能存在較大的誤差。

基于對(duì)臨近空間低速飛行器的飛行速度測(cè)量的迫切需求，研究團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)了一套旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀系統(tǒng)，其特點(diǎn)是通過(guò)旋轉(zhuǎn)旋桿，增加兩端測(cè)壓探頭動(dòng)壓的原理，顯著提高測(cè)量到的來(lái)流動(dòng)壓信號(hào)，從而有效提高風(fēng)速的測(cè)量精度。系統(tǒng)搭載在臨近空間低速飛行器上后，可實(shí)現(xiàn)飛行試驗(yàn)風(fēng)速的實(shí)時(shí)測(cè)量。

1 旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀原理

旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀系統(tǒng)示意圖如圖1所示，系統(tǒng)主要由電機(jī)、減速器組成的動(dòng)力裝置，壓差傳感器、無(wú)線(xiàn)通訊系統(tǒng)組構(gòu)成的壓差采集-發(fā)射-接收裝置，以及旋桿、測(cè)壓探頭組成的流場(chǎng)感應(yīng)裝置構(gòu)成。

如圖1所示，無(wú)線(xiàn)信號(hào)接收模塊與電機(jī)-減速器外殼固聯(lián)；壓差傳感器和無(wú)線(xiàn)信號(hào)發(fā)射模塊安裝于電機(jī)減速器轉(zhuǎn)子上，隨轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)；旋桿穿過(guò)無(wú)線(xiàn)信號(hào)發(fā)射模塊外殼，并采用螺釘緊固的方式與外殼固聯(lián)。系統(tǒng)工作時(shí)，在電機(jī)-減速器帶動(dòng)下，旋桿與壓差傳感器-無(wú)線(xiàn)信號(hào)發(fā)射模塊以恒定轉(zhuǎn)速在水平面旋轉(zhuǎn)，并通過(guò)旋桿兩端壓力探頭實(shí)時(shí)測(cè)量當(dāng)?shù)氐膭?dòng)壓。其旋轉(zhuǎn)增壓測(cè)風(fēng)速的原理如下所述。

當(dāng)旋桿以恒定旋轉(zhuǎn)角速率ω轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，旋桿兩端的測(cè)壓探頭相對(duì)轉(zhuǎn)軸的線(xiàn)速度V為：

式中：r為旋桿的旋轉(zhuǎn)半徑。

當(dāng)剛性旋桿的轉(zhuǎn)角與方位角的位置如圖2所示時(shí)，測(cè)壓探頭A和測(cè)壓探頭B相對(duì)于來(lái)流的速度VA和VB分別為：

式(2)中，Vw為風(fēng)速，Ψw為來(lái)流的風(fēng)向角，θ為旋桿相對(duì)于基準(zhǔn)位置的轉(zhuǎn)角。此時(shí)，在A、B處的氣流動(dòng)壓QA和QB分別為：

式中：ρ是來(lái)流密度。

此時(shí)，A、B處的動(dòng)壓差為：

由式(4)可知，旋桿兩端A、B的動(dòng)壓差為一周期性正/余弦信號(hào)。該信號(hào)的幅值與風(fēng)速大小成正比。通過(guò)該式，可從壓差信號(hào)中提取出風(fēng)速信息，風(fēng)速的解算式如式(5)所示。

壓差信號(hào)的理論仿真曲線(xiàn)如圖3所示，在多個(gè)周期內(nèi)對(duì)測(cè)量曲線(xiàn)進(jìn)行正/余弦函數(shù)擬合，可獲得壓差幅值，進(jìn)而獲得風(fēng)速。

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

2 試驗(yàn)風(fēng)洞及設(shè)備

2.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

試驗(yàn)在中國(guó)電子集團(tuán)公司第二十一研究所(中電21所)低溫低壓風(fēng)洞中完成[10-11]。該風(fēng)洞可模擬0～30km高空的大氣壓力；壓力數(shù)值從室壓(101kPa)到4kPa。當(dāng)氣壓≥40kPa時(shí)，氣壓偏差≤±2kPa；當(dāng)氣壓為4～40kPa時(shí)，氣壓偏差≤±5%。模擬溫度范圍：-70～85℃；溫度波動(dòng)度(空載/常壓下測(cè)試)：≤±1℃；溫度均勻性(空載/常壓下測(cè)試)：≤±2℃；溫度偏差(空載/常壓下測(cè)試)：≤±2℃。

內(nèi)部設(shè)有的試驗(yàn)測(cè)試風(fēng)道，氣壓為4～10kPa時(shí)(對(duì)應(yīng)10～30km高空)，可以實(shí)現(xiàn)模擬0～30m/s的風(fēng)速，對(duì)應(yīng)不同溫度，有標(biāo)定理論風(fēng)速。

2.2 旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀

圖5為風(fēng)速儀在中電21所的低溫低壓風(fēng)洞中的照片，風(fēng)速儀由旋桿、信號(hào)發(fā)射模塊、信號(hào)接收模塊和伺服電機(jī)組成。

旋桿為系統(tǒng)的傳壓通道，同時(shí)通過(guò)旋轉(zhuǎn)增加旋桿兩端測(cè)量到的壓差值，旋桿兩端在旋轉(zhuǎn)平面的迎風(fēng)方向分別安裝有2個(gè)測(cè)壓探頭；信號(hào)發(fā)射模塊中安裝有壓差傳感器、光電傳感器和信號(hào)發(fā)射芯片，壓差傳感器的測(cè)壓頭通過(guò)軟管與旋桿的連接接頭相連，形成完整的傳壓通路；信號(hào)接收模塊接收來(lái)自信號(hào)發(fā)射模塊的壓差和光電傳感器信號(hào)。此外，旋桿和信號(hào)發(fā)射模塊通過(guò)頂絲固連，并一起安裝于電機(jī)轉(zhuǎn)軸上，隨轉(zhuǎn)軸一起轉(zhuǎn)動(dòng)。

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

風(fēng)速儀旋桿長(zhǎng)度為0.6m，直徑為8mm；測(cè)壓孔直徑為1.5mm，為了降低旋桿擾流對(duì)測(cè)壓孔的流場(chǎng)干擾，測(cè)壓探頭的長(zhǎng)度設(shè)計(jì)為大于旋桿直徑的3倍，為30mm。

系統(tǒng)工作時(shí)，電機(jī)帶動(dòng)旋桿和信號(hào)發(fā)射模塊在來(lái)流平面內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，通過(guò)壓差傳感器測(cè)量旋桿兩端測(cè)壓探頭的動(dòng)壓差，之后，信號(hào)發(fā)射模塊采用射頻傳輸?shù)姆绞綄?dòng)壓差信號(hào)發(fā)送給信號(hào)接收模塊，隨后通過(guò)信號(hào)電纜將壓差信號(hào)傳輸給上位機(jī)。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 壓差數(shù)據(jù)處理

在近似臨近空間環(huán)境(大氣溫度為-60℃、大氣靜壓為7kPa)的狀態(tài)下開(kāi)展了風(fēng)速儀的風(fēng)速測(cè)量試驗(yàn)，試驗(yàn)風(fēng)速范圍為5～14m/s。此外，為了驗(yàn)證風(fēng)速儀的相對(duì)測(cè)量精度，分別在大氣溫度為10和-60℃時(shí)開(kāi)展了風(fēng)速儀旋桿轉(zhuǎn)速為600和500r/min的風(fēng)速測(cè)量試驗(yàn)。

部分壓差測(cè)量曲線(xiàn)及正弦/余弦擬合結(jié)果如圖7和8所示。

圖7 壓差測(cè)量數(shù)據(jù)與正弦/余弦擬合結(jié)果對(duì)比圖(來(lái)流溫度10℃，旋桿轉(zhuǎn)速500r/min，理論風(fēng)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(cè)量數(shù)據(jù)與正弦/余弦擬合結(jié)果對(duì)比圖(來(lái)流溫度-60℃，旋桿轉(zhuǎn)速600r/min，理論風(fēng)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(shù)據(jù)的正弦/余弦擬合結(jié)果可得如下結(jié)論：

(1) 正弦/余弦擬合結(jié)果與測(cè)量值擬合度很高，說(shuō)明壓差測(cè)量數(shù)據(jù)滿(mǎn)足正弦/余弦規(guī)律，符合第1節(jié)中的理論分析和仿真結(jié)果。

(2) 此外，可以看到多個(gè)周期內(nèi)壓差幅值波動(dòng)較小，說(shuō)明測(cè)量數(shù)據(jù)比較穩(wěn)定，測(cè)量誤差被控制在較合理的范圍內(nèi)，試驗(yàn)結(jié)果可信度較高。

3.2 壓差幅值與風(fēng)速線(xiàn)性相關(guān)性分析

對(duì)多個(gè)風(fēng)速下的壓差測(cè)量數(shù)據(jù)分別進(jìn)行正弦/余弦擬合，獲得不同風(fēng)速下的壓差幅值dQ。以理論風(fēng)速為橫坐標(biāo)，壓差幅值為縱坐標(biāo)，可進(jìn)一步獲得理論風(fēng)速-壓差幅值關(guān)系曲線(xiàn)。當(dāng)來(lái)流溫度-60℃、來(lái)流靜壓為7kPa、旋桿轉(zhuǎn)速600r/min時(shí)的理論風(fēng)速-壓差幅值關(guān)系曲線(xiàn)如圖9所示。

由理論風(fēng)速-壓差曲線(xiàn)可知，dQ和V呈線(xiàn)性關(guān)系，符合公式(5)的分析結(jié)果，即：當(dāng)外界大氣密度恒定(溫度、壓力不變)、旋桿轉(zhuǎn)速恒定時(shí)，風(fēng)速儀測(cè)量壓差的幅值與來(lái)流速度成正比，可擬合為如下線(xiàn)性曲線(xiàn)：

式中：Const為擬合的常數(shù)項(xiàng)，其物理意義是風(fēng)速儀的壓差傳感器的測(cè)量誤差；a為風(fēng)速-壓差幅值線(xiàn)性關(guān)系斜率。不同溫度、不同旋桿轉(zhuǎn)速下的風(fēng)速-壓差幅值線(xiàn)性擬合結(jié)果如表1所示。

圖9 理論風(fēng)速-壓差幅值測(cè)量值及線(xiàn)性擬合曲線(xiàn)(來(lái)流溫度-60℃，旋桿轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速下的線(xiàn)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(zhuǎn)速比誤差小于1.5%，可近似認(rèn)為：

斜率比≈旋桿轉(zhuǎn)速比

該結(jié)果與理論分析結(jié)果相同，即相同風(fēng)速下，斜率比與旋桿轉(zhuǎn)速成正比。此結(jié)論表明，風(fēng)速儀壓差測(cè)量的相對(duì)量可信度較高。

3.3 風(fēng)速測(cè)量模型

由上一節(jié)分析結(jié)果可知，風(fēng)速儀的壓差相對(duì)測(cè)量量符合理論分析結(jié)果，可信度較高。因此，可采用測(cè)量壓差幅值與理論風(fēng)速來(lái)標(biāo)定當(dāng)前的風(fēng)速儀，獲得風(fēng)速儀在臨近空間環(huán)境下的風(fēng)速測(cè)量模型。

來(lái)流溫度為-60℃、壓力為7kPa時(shí)，不同旋桿轉(zhuǎn)速下的風(fēng)速儀標(biāo)定曲線(xiàn)如圖10和11所示。

標(biāo)定系數(shù)及標(biāo)定誤差如表2所示。由標(biāo)定系數(shù)可得，在臨近空間環(huán)境下，旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀的測(cè)量模型為：

圖10 旋桿轉(zhuǎn)速600r/min時(shí)的風(fēng)速儀標(biāo)定曲線(xiàn)(來(lái)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(zhuǎn)速500r/min時(shí)的風(fēng)速儀標(biāo)定曲線(xiàn)(來(lái)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(zhuǎn)速下風(fēng)速儀的標(biāo)定系數(shù)及誤差Table 2 Calibration coefficients and error in tests

旋桿轉(zhuǎn)速：600r/min

V=-2.971+0.4198·dQ

旋桿轉(zhuǎn)速：500r/min

V=-3.275+0.5084·dQ

4 結(jié) 論

本文開(kāi)展了一種新型的旋轉(zhuǎn)增壓式風(fēng)速儀的低溫低壓風(fēng)洞風(fēng)速測(cè)量試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：

(1) 壓差的測(cè)量值與正弦/余弦擬合結(jié)果一致性很高，說(shuō)明壓差測(cè)量數(shù)據(jù)滿(mǎn)足正弦/余弦規(guī)律，符合理論分析結(jié)果；(2) 壓差幅值波動(dòng)較小，說(shuō)明測(cè)量數(shù)據(jù)比較穩(wěn)定，測(cè)量誤差被控制在較合理的范圍內(nèi)，試驗(yàn)結(jié)果可信度較高；(3) 相同來(lái)流風(fēng)速下，壓差幅值與旋桿轉(zhuǎn)速成正比，表明風(fēng)速儀測(cè)量壓差的相對(duì)量可信度較高；(4) 獲得了風(fēng)速儀在臨近空間環(huán)境下、不同轉(zhuǎn)速時(shí)的標(biāo)定模型。

通過(guò)本文的研究，成功驗(yàn)證了當(dāng)來(lái)流在風(fēng)速儀旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)時(shí)風(fēng)速儀的測(cè)量能力，下一步研究重點(diǎn)是來(lái)流與風(fēng)速儀旋轉(zhuǎn)平面存在一定夾角時(shí)的風(fēng)速測(cè)量模型。此外，如何精確測(cè)量風(fēng)向角是目前尚未解決的難題。

[1]Young M, Keith L S, Pancotti A. An overview of advanced concepts for nearspace systems[C]//Proceedings of AIAA Joint Propulsion Conference and Exhibit, Colorado, USA, 2009.

[2]Kurkcu C, Erhan H, Umut S. Unmanned aerial systems’ near space operation concept[C]//Proceedings of 5th International Conference on Recent Advances in Space Technologies, Istanbul, Turkey, 2011

[3]楊躍能. 平流層飛艇動(dòng)力學(xué)建模與控制方法研究[D]. 長(zhǎng)沙: 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2013. Yang Y N. Dynamics modeling and flight control for a stratospheric airship[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2013

[4]劉剛, 張玉軍. 平流層飛艇定點(diǎn)駐留控制分析與仿真[J]. 自動(dòng)控制與測(cè)量, 2008, 27(12): 64-66. Liu G, Zhang Y J. Analysis and simulation of stratospheric airship’s fixed-point resident control[J]. Automatic Measurement and Control, 2008, 27(12): 64-66

[5]李峰, 葉正寅. 平流層飛艇空氣動(dòng)力學(xué)研究進(jìn)展[J]. 華東交通大學(xué)學(xué)報(bào), 2008, 25(1): 24-27. Li F, Ye Z Y. Advances in aerodynamics research of stratospheric airship[J]. Journal of East China Jiaotong University, 2008, 25(1): 24-27

[6]胡國(guó)昌, 吳美平. 平流層飛艇運(yùn)動(dòng)分析與仿真[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 32(11): 1501-1508. He G C, Wu M P. Motion analysis and simulation of a strotospheric airship[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2011, 32(11): 1501-1508.

[7]楊樂(lè)天, 張石玉, 張衛(wèi)民. 高空駐空飛行器空速測(cè)量研究[C]. 第三屆高分辨率對(duì)地觀測(cè)學(xué)術(shù)年會(huì), 2014: 284-290. Yang L T, Zhang S Y, Zhang W M. Research of anemometer applied in near space aircraft[C]. The 3rd China High Resolution Earth Observation Conference, 2014: 284-290

[8]張成. 臨近空間大氣認(rèn)知建模及無(wú)人機(jī)飛行仿真[D]. 上海: 上海交通大學(xué), 2008. Zhang C. The cognition and modeling of near space atmosphere and unmanned air vehicle flight simulation in variable wind field[D]. Shanghai: Shanghai Jiao Tong University, 2008

[9]苗景剛, 周江華, 楊新. 基于Matlab/Simulink的飛艇全數(shù)字仿真系統(tǒng)[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2009, 21(9): 2658-2661. Miao J G, Zhou J H, Yang X. Airship digital simulation system based on Matlab/Simulink[J]. Journal of System Simulation, 2009, 21(9): 2658-2661.

[10]殷文華，柳建華，張良，等．模擬平流層環(huán)境的加載試驗(yàn)風(fēng)洞測(cè)試與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]．航天器環(huán)境工程，2015，32(1)：49?52．YinWH，LiuJH，ZhangL，etal．Designofthetestandcontrolsystemforthestratosphereenvironmentsimulationwindtunnel[J]．SpacecraftEnvironmentEngineering，2015，32(1)：49?52．[11]張東寧，王洪武，賽慶毅，等．電機(jī)用平流層環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)裝置[C]．第二屆高分辨率對(duì)地觀測(cè)學(xué)術(shù)年會(huì)，2013．ZhangDN，WangHW，SaiQY，etal．Anequipmentfortestmo?torsusedinstratosphere[C]．The2ndChinaHighResolutionEarthObservationConference，2013．

(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(zhuān)項(xiàng)青年創(chuàng)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(fēng)速儀研制及其在低溫低壓風(fēng)洞中的標(biāo)定試驗(yàn). 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 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(shù)辨識(shí)技術(shù)應(yīng)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