陳廣強, 豆修鑫, 楊云軍, 周偉江, 豆國輝

(中國航天空氣動力技術研究院 空氣動力理論與應用研究所, 北京 100074)

0 引 言

對于吸氣式空空導彈動力系統(tǒng)固沖壓發(fā)動機的設計，動壓、馬赫數(shù)、迎角和側滑角是4個非常關鍵的飛行來流設計參數(shù)，它們決定了吸氣式空空導彈進氣道乃至整個氣動布局的設計。精確實時的飛行來流參數(shù)測量能夠確保固沖壓發(fā)動機的最佳飛行性能。由于慣性導航系統(tǒng)的安裝及其性能的影響，不能反映大氣的變化及風速等外界條件的干擾，因此無法準確獲得飛行來流參數(shù)。嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感(Flush Air Data Sensing, FADS)系統(tǒng)依靠壓力傳感器陣列測量飛行器表面的壓力分布，通過特定算法間接獲得動壓、總壓、迎角、側滑角等大氣數(shù)據(jù)，具有精度高、成本低和維護簡單等特點，因此,采用FADS系統(tǒng)測量吸氣式空空導彈的飛行來流參數(shù)作為控制系統(tǒng)輸入，對提高吸氣式空空導彈的總體性能、降低研制成本具有重要意義。

相比其他飛行器，由于受到作戰(zhàn)環(huán)境、彈體空間、列裝成本和過載要求等諸多方面的約束，吸氣式空空導彈FADS系統(tǒng)技術更加復雜。在國外，F(xiàn)ADS技術已經成功運用于X-15、F/A-18、X-31、X-33、X-34、X-38、X-43A、航天飛機和“好奇號”火星探測器等多種飛行器[1-4]。國內對FADS技術也開展了大量探索性研究。南京航空航天大學陸宇平教授課題組針對算法、校準、系統(tǒng)誤差、標定、FADS與INS組合、故障檢測等方面開展了FADS理論的系列研究[5-8]。中國空氣動力研究與發(fā)展中心李其暢分析了嵌入式大氣數(shù)據(jù)三點解算方法的可行性[9]。西北工業(yè)大學李清東探討了FADS快速智能故障檢測和診斷技術[10]。中國航天空氣動力技術研究院在FADS理論、風洞試驗和飛行試驗測試等方面開展了工程應用初步研究[11-17]。但是，針對吸氣式空空導彈FADS系統(tǒng)風洞試驗標定等相關研究比較少。

FADS系統(tǒng)風洞試驗標定研究的主要目的是測試系統(tǒng)的集成兼容性、實時數(shù)據(jù)采集和解算能力，初步驗證系統(tǒng)的設計測量精度、故障診斷與容錯性能，是FADS系統(tǒng)研究過程的一項重要關鍵技術。本文針對自主研發(fā)的吸氣式空空導彈FADS系統(tǒng)先后開展了兩次標定風洞試驗。首次風洞試驗驗證了系統(tǒng)實時解算性能和部分馬赫數(shù)的設計測量精度，分析了首次標定試驗存在的各種影響因素，提出新的標定方案并完成了第二次風洞試驗標定。

1 FADS系統(tǒng)介紹及標定分析

針對典型的吸氣式空空導彈外形(見圖1)，開發(fā)了吸氣式空空導彈嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)CA-FADS原理樣機(見圖2)。系統(tǒng)采用9個測壓點的“十字”陣列布局(如圖3所示)，集成了壓力測量模塊、解算機模塊和算法模型。系統(tǒng)測量范圍：馬赫數(shù)1.5～4.0，海拔高度0～25km，迎角和側滑角-10°～10°。FADS系統(tǒng)的設計測量精度目標為：自由來流靜壓測量絕對誤差≤500Pa(3%)；飛行馬赫數(shù)測量絕對誤差≤0.1；飛行迎角和側滑角測量絕對誤差≤0.5°。

壓力測壓模塊采用高精度硅壓阻式測壓傳感器單元，解算機利用FPGA+DSP(Field-Programmable Gate Array：現(xiàn)場可編程門陣列；Digital Signal Processor：數(shù)字信號處理器)構架設計，由FPGA采集壓力數(shù)據(jù)，送入DSP進行FADS算法實時解算獲得來流參數(shù)，再將解算結果發(fā)送回FPGA，最后通過FPGA與飛行控制系統(tǒng)通信傳輸FADS解算結果并接收飛行控制系統(tǒng)的指令。算法設計采用CFD+BP神經網絡技術，CFD方法可生成高精度的樣本數(shù)據(jù)庫，特別是在大迎角、大分離狀態(tài)下，流場壓力計算CFD方法具有非常明顯的優(yōu)勢，通過神經網絡建立測壓點壓力值與來流參數(shù)的非線性映射關系而獲得FADS算法模型。算法采用主動容錯設計，測壓點故障診斷點數(shù)3個，可容錯的點數(shù)2個，即在測壓點出現(xiàn)2個故障點的情況下，F(xiàn)ADS系統(tǒng)仍可以正常工作。

系統(tǒng)標定試驗包括風洞試驗和飛行試驗。由于吸氣式空空導彈飛行試驗總體技術非常復雜、研制經費昂貴、靶場協(xié)調困難和試驗準備周期長等原因，開展飛行試驗標定難度非常大。因此，地面風洞試驗成為FADS系統(tǒng)標定的主要技術手段，標定示意圖如圖4所示。

FADS系統(tǒng)風洞試驗標定是一項極其精細的特種試驗，受到流場品質、模型設計加工和安裝等多方面因素的影響。其工作原理是依靠壓力傳感器陣列測量飛行器表面的壓力分布，通過特定算法間接獲得飛行器來流大氣數(shù)據(jù)。因此，系統(tǒng)標定的第一項關鍵技術難點是獲得穩(wěn)定、均勻的高品質風洞流場，保證模型上測點的壓力值不受外界其他因素影響，才能準確標定FADS系統(tǒng)的測量精度。如果未能排除外界其他因素干擾，即無法準確標定FADS系統(tǒng)測量精度，將導致FADS系統(tǒng)研制失敗。

國內現(xiàn)有的生產型風洞的流場品質設計通常是按照國軍標技術標準設計的，主要滿足飛行器測力和測壓等常規(guī)試驗任務要求，風洞試驗段內部分位置流場品質無法滿足FADS系統(tǒng)標定等特種試驗的要求。因此，要完成風洞試驗標定必須對風洞流場結構進行深入分析研究，避開各種干擾，以尋找適合FADS系統(tǒng)標定的流場區(qū)域。風洞試驗中影響流場品質的因素主要有臺階波和洞壁干擾兩個方面。臺階波由風洞噴管與試驗段對接的縫隙產生的膨脹波系組成，其影響無法消除，只能避開；而洞壁干擾是由試驗模型頭部脫體激波“打”到洞壁反射造成，只能通過設計模型堵塞比和控制試驗最大迎角來降低其影響。以上兩種因素均會影響FADS系統(tǒng)測壓點陣列布局上的壓力值，造成算法解算結果出現(xiàn)偏差，嚴重影響FADS系統(tǒng)標定測量精度。系統(tǒng)標定的第二項關鍵技術難點是模型設計和加工，此過程必須保證測壓點的位置誤差，測壓孔與壁面垂直度， 確保模型對接處的安裝結構強度，防止試驗過程中超聲速高頻抖振導致模型松動造成測量誤差。第三項關鍵技術難點是試驗模型的安裝精度控制。對于吸氣式導彈的軸對稱模型，模型安裝最容易出現(xiàn)周向偏差，將對迎角和側滑角測量誤差產生明顯影響。因此，在安裝模型后必須按照一定標準進行相應的檢測和微調。

2 標定方案設計

吸氣式空空導彈FADS系統(tǒng)建成后，先后進行了兩次風洞試驗標定。兩次試驗均在中國航天空氣動力技術研究院FD -12風洞內進行。該風洞是一座暫沖式三聲速風洞，馬赫數(shù)范圍是 0.30～1.20、1.50、1.75、2.00、2.25、2.50、3.00、3.50和4.00。試驗段截面尺寸為1.2m×1.2m。亞跨聲速試驗時，利用聲速噴管改變前室總壓的方法來獲得不同的馬赫數(shù)；超聲速試驗時，通過更換不同的噴管箱來改變馬赫數(shù)。首次試驗標定只有部分馬赫數(shù)狀態(tài)的測量精度達到設計指標，通過分析首次標定試驗中存在的各種問題，提出新的標定方案，此次標定試驗中，全部馬赫數(shù)狀態(tài)的系統(tǒng)測量精度均達到設計指標要求。

2.1 首次標定設計與結果

系統(tǒng)首次試驗標定是按照普通測壓試驗設計的，完成了馬赫數(shù)2.0、2.5、3.0、3.5和4.0的吹風試驗。迎角范圍-2°～ 12°，迎角12°的試驗數(shù)據(jù)僅作研究參考，用以檢驗求解算法模型的外插預測能力，不參加考核。試驗詳細參數(shù)見表1。風洞試驗模型安裝如圖5所示。本次試驗按照常規(guī)測壓試驗設計，未考慮流場品質、模型設計加工和安裝精度等因素的影響。風洞系統(tǒng)只測量總壓、馬赫數(shù)和迎角，馬赫數(shù)是風洞系統(tǒng)測量給出的平均值，總壓和迎角均與FADS同步進行實時測量，F(xiàn)ADS系統(tǒng)的采樣頻率為100Hz，按照采樣頻率，每個迎角狀態(tài)采樣6000～8000個點(每個點時間間隔為0.01s)。側滑角由已標定的支桿機構直接給出，試驗中不作測量。風洞靜壓是根據(jù)風洞系統(tǒng)測量總壓和馬赫數(shù)，按照等熵流動換算獲得，見式(1)。式中，pt為總壓，p∞為靜壓，γ=1.4為空氣比熱比。

(1)

表1 首次標定試驗狀態(tài)Table 1 Test status for the first calibration

從圖6中可以看出，Ma=2.0狀態(tài)的標定結果誤差很大，靜壓最大誤差達到3000Pa，馬赫數(shù)最大誤差0.15，迎角最大誤差2.5°，側滑角最大誤差1.2°。從測量結果來看，該狀態(tài)的標定是失敗的。

(a) 靜壓測量結果對比

(b) 馬赫數(shù)測量結果對比

(c) 迎角測量結果對比

(d) 側滑角測量結果對比

圖6Ma=2,β=0°測量結果對比
Fig.6Comparisonofmeasurementresultsofβ=0°,Ma=2case

表2為風洞試驗馬赫數(shù)2.0～4.0共5個馬赫數(shù)試驗結果誤差的統(tǒng)計表。Ma=2.5時，各參數(shù)測量正常，但靜壓最大誤差還是達到了970Pa。隨著馬赫數(shù)增加，靜壓的絕對誤差減小，相對誤差先減小后增大，這是由靜壓絕對值減小造成的。在迎角為-2°～10°，Ma=2.5～4.0時，馬赫數(shù)誤差均小于0.1，已經達到設計指標；而迎角和側滑角的誤差均小于1°，但是大于0.5°，未達到設計指標。Ma=4.0，迎角12°時馬赫數(shù)誤差達到最大，為0.12。試驗結果表明，求解算法模型還具有一定的外插預測能力。從表2可以得出，Ma=2.0、2.5時，標定的試驗結果誤差很大，未能達到設計要求，并且Ma=2.0狀態(tài)下的測量結果出現(xiàn)畸變。Ma=3.0、3.5和4.0時，標定靜壓和馬赫數(shù)誤差精度基本上達到設計指標要求。由于首次風洞試驗標定是按照普通測壓試驗的標準設計的，未考慮風洞試驗流場對FADS系統(tǒng)的影響，造成標定結果誤差較大甚至出現(xiàn)畸變。

表2 首次標定誤差統(tǒng)計表Table 2 The error statistics of the first calibration

2.2 二次標定方案設計

總結第一次標定試驗出現(xiàn)的各種問題，提出了新的標定方案。風洞試驗標定設計流程如圖7所示，包括系統(tǒng)分析，設計、安裝和測試以及風洞吹風三大部分。系統(tǒng)分析主要是對風洞設備的流場和FADS系統(tǒng)的性能、誤差和管路氣密性等進行分析，通過分析確定試驗設計、FADS系統(tǒng)安裝與測試的相關參數(shù)，制定試驗方案。最后，對安裝FADS系統(tǒng)的試驗模型進行吹風，將風洞系統(tǒng)和FADS系統(tǒng)測量的來流數(shù)據(jù)進行對比，誤差小于或等于FADS系統(tǒng)的設計測量誤差精度E，則試驗標定成功，否則試驗標定失敗，需要重新調整試驗方案再進行吹風，直到標定成功。

2.2.1試驗設計

利用臺階波位置、試驗段噴管幾何尺寸、模型尺寸、實驗迎角范圍和支桿位置等參數(shù)，可以計算出標定試驗的最佳流場區(qū)域；通過確定支桿長度，可以確保模型安裝在最佳流場區(qū)域。

首先，利用紋影技術測量超聲速風洞臺階波結構和交點位置，通過觀察窗紋影繪制臺階波幾何尺寸。圖8所示為噴管截面臺階波結構示意圖,從圖中可以看出，臺階波由噴管左側接縫臺階產生，在中線上形成交點，隨著馬赫數(shù)增大，交點位置由左側向右側移動。Ma=2.0時，臺階波在中線相交后再回到噴管壁面上，隨著馬赫數(shù)的增大，如Ma=3.0、4.0時，臺階波不再回到噴管壁面上。

其次，選定試驗區(qū)域、支桿尺寸、模型縮比、迎角范圍及測定氣流偏角等。在風洞試驗標定過程中，為了確保模型能避開臺階波，利用臺階波交點位置計算獲得模型縮比值和支桿長度。在超聲速風洞中進行FADS系統(tǒng)試驗標定，噴管長度為L1，截面尺寸為B1×B1，在噴管中進行嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)標定試驗，試驗馬赫數(shù)為2.0～4.0，模型長度為L2，等效直徑為D。迎角機構轉動中心距離噴管出口為L3，迎角機構接頭距離噴管出口L4。試驗預估的迎角范圍為AOA1～AOA2，支桿長度為L0。各參數(shù)定義如圖9所示。

利用紋影技術測量超聲速噴管中馬赫數(shù)2.0～4.0時的臺階波結構和上下波交點的位置，測量交點位置尺寸X1，以此確定臺階波的影響范圍。根據(jù)X1選定超聲速風洞噴管中前段(0～X1)或者后段((L1-X1)～L1)三角區(qū)域作為嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)標定的風洞流場區(qū)域，以X1為高計算三角域的底角α2和頂角α3。根據(jù)試驗預估迎角范圍AOA1～AOA2、迎角機構轉心L3、臺階波交點X1、臺階波三角區(qū)域底角α2和頂角α3，先取模型縮比的比例值Sc=1和安裝支桿的長度L0，支桿長度為迎角機構接頭與模型底部的距離尺寸(其中Ma=2.0～4.0)。確保在試驗過程中，迎角狀態(tài)下所有模型均可以避開臺階波，并且保證模型表面上的點距離臺階波最近位置不小于100mm。為了保證模型的安裝位置，將支桿長度限制在0.1L1≤L0≤0.6L1范圍內。按照以上計算參數(shù)，推導得到可以滿足特定迎角和馬赫數(shù)條件的支桿長度計算公式，即可獲取最佳流場區(qū)域。

當臺階波交點X1≥1200mm，選定前段試驗區(qū)域，即利用長支桿將模型向前安裝以避開臺階波，支桿長度計算公式為(長度單位：mm，角度單位：(°))：

L0≤(Sc×D/2)tan((actan(B1/(L1-L3))×180/π-α)×π/180)+L3-L4-100

(2)

當臺階波交點X1<1200mm，選定后段試驗區(qū)域，即選定短支桿將模型向后安裝以避開臺階波，支桿長度計算公式為(長度單位：mm，角度單位：(°))：

(3)

式(2)和(3)均為參照迎角機構轉動中心與模型頭部位置，為確保模型頭部在迎角變化的過程中避開臺階波而推導的求解支桿長度的幾何關系式。如果無法獲得符合條件的支桿長度L0，則需調整迎角范圍或縮比模型參數(shù)，直到獲得滿足要求的支桿長度L0。

根據(jù)式(2)和(3)計算得出：Ma=2時，單獨使用一個有效長度為300mm的短支桿，Ma=2.5、3.0和3.5時，使用同一個1300mm的長支桿，模型縮比值Sc=0.8，迎角范圍取-12°～12°，如圖10和11所示。由于Ma=3.5與4.0狀態(tài)的流場特性接近，為降低試驗成本，二次標定取消了Ma=4.0狀態(tài)的試驗吹風。

此外，可以根據(jù)風洞系統(tǒng)流場測定獲得氣流偏角，修正風洞吹風標稱來流參數(shù)。

2.2.2系統(tǒng)安裝與測試

3 試驗結果

Ma=2、β=-5°狀態(tài)下，F(xiàn)ADS系統(tǒng)測量結果與風洞試驗測量結果的對比如圖12所示。從圖中可以得出靜壓的測量誤差≤400Pa，馬赫數(shù)誤差≤0.05，迎角和側滑角誤差均≤0.5°，與首次標定試驗相比測量誤差明顯改善。

從圖13可以看出,長短支桿對靜壓、馬赫數(shù)和側滑角的測量誤差影響較小。對于迎角測量誤差，在α=8°狀態(tài)時，測量誤差達到1°，出現(xiàn)明顯偏差，此時臺階波已經“打”到模型壁面測壓孔上，造成解算出現(xiàn)較大偏差。

圖14所示為Ma=3、β=5°狀態(tài)FADS系統(tǒng)測量結果與風洞試驗測量結果的對比，從圖中可以得出靜壓的測量誤差≤200Pa，馬赫數(shù)誤差≤0.05(不考核迎角±12°狀態(tài))，迎角和側滑角均≤0.5°。

兩次標定的測量誤差結果對比見表3。從表中可以看出，第二次標定FADS系統(tǒng)的測量誤差明顯降低。靜壓誤差≤490Pa，馬赫數(shù)誤差≤0.1，迎角和側滑角誤差≤0.5°。兩次試驗結果對比表明，臺階波對標定產生嚴重干擾，試驗過程中必須避開臺階波影響。

(b) 馬赫數(shù)測量結果對比

表3 兩次標定結果對比(不含迎角±12°狀態(tài))Table 3 Comparison of two calibration results without the angle of attack ±12°

4 結 論

(1) 基于FD -12風洞試驗平臺，提出了一種FADS系統(tǒng)風洞試驗標定方法，并完成了吸氣式空空導彈FADS系統(tǒng)的標定研究。風洞標定測量誤差與FADS系統(tǒng)設計測量誤差基本吻合，驗證了系統(tǒng)的算法、硬件和集成等設計方法。

(2) 首次標定結果中，Ma=2.0、2.5標定的試驗結果測量誤差很大，未能達到設計要求，Ma=2.0狀態(tài)下模型所在流場位置受到臺階波嚴重干擾，造成測量結果出現(xiàn)畸變。

(3) 改進試驗方案后，本次標定試驗結果表明，在Ma=2.0～3.5范圍內，F(xiàn)ADS系統(tǒng)測量誤差為：靜壓最大誤差約490Pa(Ma=2.0)，馬赫數(shù)誤差≤0.1，迎角和側滑角誤差≤0.5°。FADS系統(tǒng)測量誤差基本達到預期目標，驗證了FADS算法設計;

(4) 通過調整模型位置可以有效避開臺階波，在Ma=2、α=8°迎角長支桿時，臺階波“打”到模型上，迎角誤差約為0.9°～1°；短支桿時，臺階波未“打”到模型上，迎角誤差<0.5°。在本次標定的長支桿位置，臺階波對其他參數(shù)測量影響較小;

(5) 本方法可以為其他風洞試驗平臺的FADS系統(tǒng)標定研究提供技術參考。

下一步，還需要開展飛行試驗搭載和測試驗證研究，相關研究正在籌備中。