氣動(dòng)院變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的進(jìn)展

1、氣動(dòng)院變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的進(jìn)展蔣增，劉鐵中，何宏偉，張旭超（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江 哈爾濱 ）摘要：變體飛機(jī)由于不同時(shí)空尺度的變體將會(huì)帶來許多不同于傳統(tǒng)空氣動(dòng)力學(xué)和試驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)的新問題，在風(fēng)洞試驗(yàn)中，這些問題對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響將更加明顯。變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)主要測(cè)量機(jī)翼等變形過程對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)引起的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力、力矩和力矩操縱效率變化。相對(duì)于常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)，由于模型的變體運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度差。本文介紹了變體飛機(jī)的氣動(dòng)布局的主要變體方式，變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的難點(diǎn)，以及氣動(dòng)院在變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)流程、數(shù)據(jù)采集同步方法和處理方面的改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)了變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)最大馬赫數(shù)Ma=0.85，最大折疊角

2、速度=13/s，以折疊翼尖變體模型對(duì)改進(jìn)后的變體風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證，結(jié)果表明試驗(yàn)精度達(dá)到了動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的先進(jìn)指標(biāo)。關(guān)鍵詞：變體飛機(jī)；風(fēng)洞試驗(yàn)；數(shù)據(jù)采集；數(shù)據(jù)處理1.引言變體飛機(jī)是指機(jī)翼/機(jī)身具有主動(dòng)改變外形能力的飛機(jī)，在飛行過程中通過主動(dòng)改變氣動(dòng)外形，使其在執(zhí)行不同任務(wù)或處于不同飛行環(huán)境時(shí)均能夠保持最佳飛行狀態(tài)的新概念飛機(jī)，既具備長(zhǎng)航時(shí)巡航能力，又具備低空突防能力，執(zhí)行攻擊任務(wù)時(shí)，速度快、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)，可有效的躲避現(xiàn)代化、高性能的防空武器，提高突防的成功概率，增強(qiáng)自身的生存能力。機(jī)翼/機(jī)身不同時(shí)空尺度的變體會(huì)引起流場(chǎng)的非定常效應(yīng)、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的演變和流動(dòng)機(jī)理的改變，因此需要在風(fēng)洞試驗(yàn)中對(duì)飛機(jī)的變體過程

3、進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)量與觀測(cè)，以摸清飛機(jī)的不同尺度變形對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)特性的影響規(guī)律和相似準(zhǔn)則，對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)性能進(jìn)行評(píng)估，驗(yàn)證變體方案和飛機(jī)在氣動(dòng)載荷下變體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的有效性和可行性。變體飛機(jī)外形變化對(duì)傳統(tǒng)的氣動(dòng)分析和試驗(yàn)方法帶來了挑戰(zhàn)。為了在風(fēng)洞試驗(yàn)中準(zhǔn)確模擬、測(cè)量飛機(jī)的變體過程的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力和力矩變化特性，因此需要在常規(guī)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上開展相應(yīng)的特殊測(cè)試方法和數(shù)據(jù)處理修正方法。12.變體飛機(jī)布局的主要變體方式目前飛機(jī)變體的方式主要可分為兩類 ：一類是采用機(jī)械機(jī)構(gòu)（或智能材料與機(jī)械結(jié)構(gòu)相結(jié)合）等實(shí)現(xiàn)機(jī)翼和全機(jī)的大尺度變體，如早期的F14、美國(guó)國(guó)防部預(yù)研計(jì)劃署正在實(shí)施的“變體”項(xiàng)目的“折疊機(jī)翼”和“滑動(dòng)蒙皮”概

4、念；一類是僅僅采用智能材料和結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的局部小尺度變體，如柔性后緣技術(shù)、主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼等。從公開的資料來看，目前的主要變體方案有：2.1 大尺度變體的變體飛機(jī)方案新一代航空技術(shù)公司的“滑動(dòng)蒙皮”方案2006年8月1日，新一代航空技術(shù)公司45kg重的噴氣式推進(jìn)無線電遙控縮比概念驗(yàn)證機(jī)MFX-1（見圖1），在185220千米/小時(shí)的速度下成功地將翼展改變了30%，機(jī)翼面積改變了40%，后掠角從15改變到35。（a）MFX-1圖1 新一代航空技術(shù)公司的滑動(dòng)蒙皮驗(yàn)證樣機(jī)2007年10月，新一代航空技術(shù)公司完成了第二代MFX-2變體機(jī)翼飛行器的首輪自主飛行。MFX-2為第二代產(chǎn)品（見圖2），采用2臺(tái)

5、噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、重135千克，飛行中可在遙控和自主控制兩者之間切換。其機(jī)翼面積改變了40，翼展改變了73，機(jī)翼面積展弦比改變了177。（b）MFX-2圖2 新一代航空技術(shù)公司的滑動(dòng)蒙皮驗(yàn)證樣機(jī)該公司更大尺寸的變體機(jī)翼模型已在NASA跨聲速風(fēng)洞中成功進(jìn)行了Ma0.92的試驗(yàn)（見圖3）。該變體機(jī)翼采用柔性可伸展蒙皮面板。這些面板通過安裝有作動(dòng)器的接頭來相互結(jié)合，形成鉸接?xùn)鸥窠Y(jié)構(gòu)。這種機(jī)翼設(shè)計(jì)可在15秒內(nèi)完成變體。2，3圖 3 新一代航空技術(shù)公司的可變體飛行器的風(fēng)洞試驗(yàn)洛克希德/馬丁公司的“折疊機(jī)翼”方案“折疊機(jī)翼”變體概念由洛克希德馬丁公司提出，并由其神秘的“臭鼬工廠”負(fù)責(zé)研制，它能根據(jù)需要從偵察機(jī)迅

6、速變?yōu)檗Z炸機(jī)，號(hào)稱“獵人殺手”（見圖4）。該變體機(jī)翼的設(shè)計(jì)靈感來自模擬海鷗飛行的動(dòng)作，在不同飛行需求下變化機(jī)翼平面形狀，機(jī)翼全部展開以利于起飛或巡航，機(jī)翼全部收縮以利于高速或機(jī)動(dòng)飛行。該方案已經(jīng)進(jìn)行了速度范圍0.2馬赫0.9馬赫、1.0g空氣動(dòng)力載荷的風(fēng)洞試驗(yàn)，并獲得了成功，但在50,000英尺高空演示驗(yàn)證試驗(yàn)中，在起飛不久就由于穩(wěn)定性和控制問題而失敗。所以，目前其研究重點(diǎn)調(diào)整到解決該方案的控制和操縱問題上。2，3(a) (b)圖4 洛克希德馬丁公司的折疊機(jī)翼雷神公司的“壓縮機(jī)翼”方案雷神公司的“壓縮機(jī)翼”方案是在機(jī)翼內(nèi)安放展開和收縮機(jī)翼的作動(dòng)機(jī)構(gòu)，可按照需要改變機(jī)翼的外形，（見圖5）。該計(jì)劃

7、利用“戰(zhàn)斧”巡航導(dǎo)彈作為試驗(yàn)這一方案的飛行平臺(tái)，研制中的主要困難是機(jī)翼承受的載荷很大，而作動(dòng)機(jī)構(gòu)又不可能做得太小，在很薄的機(jī)翼中難于實(shí)現(xiàn)。因此該方案沒有得到美國(guó)國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃局(DARPA)的認(rèn)可。圖5 雷神公司的“壓縮機(jī)翼”方案目前，新一代航空技術(shù)公司和洛克希德馬丁公司都已獲得該項(xiàng)目下一階段3年合同，制造并試飛更大型適用作戰(zhàn)要求的可變體飛行器（重達(dá)10000磅（4540千克）的驗(yàn)證機(jī)）,該階段將通過快速變體演示驗(yàn)證較劇烈的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。2，32.2 微尺度變體的變體飛機(jī)方案隨著新材料、新技術(shù)的發(fā)展，人們開始設(shè)想采用一種“形狀記憶“合金或其它新型的智能材料制造的飛機(jī)機(jī)翼，使其能夠通過柔性變形來構(gòu)

8、成新的形狀，從而使飛機(jī)的外形結(jié)構(gòu)更適合于不同飛行任務(wù)和飛行條件下的性能要求。圖6、圖7就是NASA設(shè)想的“變體”飛機(jī)及其構(gòu)型演化的概念圖。如果上述設(shè)想真的能夠?qū)崿F(xiàn)，將會(huì)在飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域產(chǎn)生一種怎樣突破性發(fā)展是可想而知的了。例如通過左右機(jī)翼的非對(duì)稱調(diào)整，就可以替代副翼的作用，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)和偏航操縱。2，3圖6 美國(guó)NASA“變體”飛機(jī)概念圖圖7美國(guó)NASA“變體”飛機(jī)構(gòu)型演化概念圖3變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的難點(diǎn)風(fēng)洞試驗(yàn)是預(yù)測(cè)飛機(jī)氣動(dòng)性能，獲取飛機(jī)設(shè)計(jì)所需關(guān)鍵氣動(dòng)數(shù)據(jù)的最主要手段。與常規(guī)試驗(yàn)相比，變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M參數(shù)多，在狹小的模型空間里需要布置變體驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)、試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)等，導(dǎo)致變

9、體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)復(fù)雜，試驗(yàn)過程受干擾的因素更多。變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)主要測(cè)量機(jī)翼等變體過程對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)引起的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力、力矩和力矩操縱效率變化。變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)屬于特種試驗(yàn)技術(shù)的一種，與常規(guī)試驗(yàn)相比，其特殊之處主要可概括為以下幾點(diǎn)： 需模擬運(yùn)動(dòng)相似常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)的相似參數(shù)主要為幾何相似、雷諾數(shù)和馬赫數(shù)，為了準(zhǔn)確模擬飛機(jī)變體帶來的非定常氣動(dòng)力效應(yīng)，變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)中則還包括斯特勞哈爾數(shù)的模擬，即還需保證模型和真實(shí)飛機(jī)變體過程的運(yùn)動(dòng)相似。 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ透鼜?fù)雜為了在風(fēng)洞中模擬和實(shí)現(xiàn)飛行器的變體功能，變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ统诵枰ＷC結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度要求外，模型內(nèi)部通常還需布置變體機(jī)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)和控制系統(tǒng)、采集觸

10、發(fā)系統(tǒng)等。要求模型在氣動(dòng)載荷下具有能夠?qū)崿F(xiàn)準(zhǔn)確、重復(fù)可靠的變體能力，同時(shí)變體機(jī)構(gòu)不能破壞飛機(jī)的氣動(dòng)外形。 模型變體過程對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)干擾大變體飛機(jī)外形變化對(duì)傳統(tǒng)的氣動(dòng)分析和試驗(yàn)方法帶來了挑戰(zhàn)。變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)主要采用連續(xù)測(cè)量，以準(zhǔn)確測(cè)量變體過程的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力效應(yīng)。連續(xù)測(cè)量最重要的一點(diǎn)就是需要保證數(shù)據(jù)采集觸發(fā)和變體運(yùn)動(dòng)的同步一致性問題。同時(shí)試驗(yàn)參數(shù)多，采集的信息量大，因此試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理也更為復(fù)雜。即使在變體速率較低，變化可視為靜態(tài)過程的情況下，獲得變體過程對(duì)氣動(dòng)性能準(zhǔn)確的影響量也有很多技術(shù)問題需要解決。例如，由于受到變體驅(qū)動(dòng)電機(jī)電磁信號(hào)和模型振動(dòng)等原因的干擾，試驗(yàn)過程中通過采集系統(tǒng)得到的數(shù)據(jù)并非線性

11、，這對(duì)變體飛行器氣動(dòng)性能的分析極為不利。如何通過后期的數(shù)據(jù)處理和修正，減小這些干擾量對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)帶來的誤差是保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度急需解決的問題。 變體飛機(jī)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的實(shí)質(zhì)為飛機(jī)周圍的流場(chǎng)設(shè)計(jì)。傳統(tǒng)飛機(jī)的流動(dòng)特點(diǎn)決定了其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)為飛機(jī)姿態(tài)角和時(shí)間的函數(shù)，而變體飛機(jī)其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)為飛機(jī)姿態(tài)角、時(shí)間和外形變化（時(shí)間和外形的非定常效應(yīng)）的函數(shù)，其流動(dòng)特點(diǎn)更加復(fù)雜。這對(duì)精確的研究和觀測(cè)飛機(jī)變體過程引起的非定常氣動(dòng)力效應(yīng)、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的演變和擾動(dòng)作用機(jī)制帶來了較大的困難。4，54氣動(dòng)院變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的最新進(jìn)展4.1 試驗(yàn)流程及改進(jìn)變體動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)采用固定模型姿態(tài)角，測(cè)量全機(jī)氣動(dòng)力隨機(jī)翼變體

12、過程全機(jī)的氣動(dòng)力變化，以折疊機(jī)翼為例，變體動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效采集區(qū)間為當(dāng)機(jī)翼按一定速度從水平位置向上折疊變體到最大位置（半周期試驗(yàn)）和從最大位置向下展開變體到水平位置（整周期試驗(yàn)）的整個(gè)變形過程。早期變體試驗(yàn)流程如下圖8所示，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的采集觸發(fā)系統(tǒng)由電機(jī)驅(qū)動(dòng)器給出信號(hào)。當(dāng)試驗(yàn)條件滿足時(shí)，控制電腦向電機(jī)驅(qū)動(dòng)器發(fā)出信號(hào)，驅(qū)動(dòng)器向電機(jī)發(fā)出啟動(dòng)指令和向采集系統(tǒng)發(fā)出觸發(fā)信號(hào)，電機(jī)帶動(dòng)外翼折疊變體運(yùn)動(dòng)，采集卡開始采集天平的電壓信號(hào)，當(dāng)變體運(yùn)動(dòng)結(jié)束時(shí)，控制電腦根據(jù)試驗(yàn)事先設(shè)好的行程向驅(qū)動(dòng)器下達(dá)停止指令，驅(qū)動(dòng)器同時(shí)向電機(jī)和采集系統(tǒng)發(fā)出信號(hào)，電機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，采集系統(tǒng)停止采集，此時(shí)一個(gè)試驗(yàn)周期結(jié)束。圖8 變體試驗(yàn)流

13、程圖通過試驗(yàn)驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)，從試驗(yàn)數(shù)據(jù)上不能判定機(jī)翼變體運(yùn)動(dòng)的起始位置，同時(shí)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度不高，給氣動(dòng)分析和數(shù)據(jù)使用造成了非常大的困擾。通過分析發(fā)現(xiàn)，由于變體驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的機(jī)械間隙等原因?qū)е码姍C(jī)編碼器反饋的位置信號(hào)與機(jī)翼變體不同步，每次試驗(yàn)周期中，采集系統(tǒng)記錄的每次試驗(yàn)的實(shí)際起始和結(jié)束位置不一致，因此每次試驗(yàn)時(shí)機(jī)翼變體運(yùn)動(dòng)部分投影到水平方向的面積也不一致，而變體飛機(jī)的機(jī)翼都會(huì)有大尺度的變形，對(duì)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)有重要影響，是試驗(yàn)重復(fù)性精度差的主要原因。6,7,8因此試驗(yàn)方案的改進(jìn)主要思路是如何準(zhǔn)確在試驗(yàn)測(cè)定機(jī)翼變體運(yùn)動(dòng)的起始位置，并將機(jī)翼的變體位置對(duì)應(yīng)到氣動(dòng)力數(shù)據(jù)中。以折疊變體方案為例，最理想的方式是利用折疊外

14、翼的位置來觸發(fā)光柵信號(hào)，由光柵信號(hào)轉(zhuǎn)換成電信號(hào)來觸發(fā)采集系統(tǒng)，每次試驗(yàn)時(shí)連續(xù)采集的數(shù)據(jù)區(qū)間是由外翼位置（從水平折疊到指定角度）來決定，理論上完全避免了由驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)帶來的誤差，改進(jìn)后的試驗(yàn)流程如下圖9。但由于受到模型空間限制（翼尖部分最大厚度僅4mm），不可能將光柵系統(tǒng)安裝在折疊翼上，最終將光柵（如下圖10）安裝在驅(qū)動(dòng)臂上，從而避免了驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)間隙導(dǎo)致的試驗(yàn)誤差，從而大幅提高了變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的精度。圖9 改進(jìn)后變體試驗(yàn)流程圖4.2 采集觸發(fā)裝置動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中多采用碼盤光電耦合器來觸發(fā)采集卡，但傳統(tǒng)碼盤為計(jì)數(shù)器方式，對(duì)數(shù)據(jù)采集非常不便，程序需要不斷判別數(shù)據(jù)與角度的對(duì)應(yīng)關(guān)系，需要不斷清零與判別正反向，同時(shí)

15、需要外接設(shè)備，占用內(nèi)部空間，不便于安裝。針對(duì)變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)特點(diǎn)采用數(shù)字邏輯電路、光電耦合器和直線碼盤來實(shí)現(xiàn)外觸發(fā)采集的功能。采集信號(hào)發(fā)生裝置采用光電耦合器（工作原理如下圖10所示），通過變體驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)使直線碼盤過孔（如下圖11）往返通過光電耦合器產(chǎn)生電平信號(hào)，同一個(gè)過孔產(chǎn)生的高地電平信號(hào)會(huì)出現(xiàn)一個(gè)相位差，數(shù)字邏輯電路將光電耦合器產(chǎn)生的電平信號(hào)轉(zhuǎn)換為脈沖信號(hào)和消除過孔帶來的相位差問題。改進(jìn)后的光電觸發(fā)傳感器安裝在驅(qū)動(dòng)臂上，觸發(fā)信號(hào)可直接接入VXI（PXI）外觸發(fā)接口，實(shí)時(shí)性及較強(qiáng)的抗干擾能力。試驗(yàn)中采集卡同時(shí)采集光柵觸發(fā)信號(hào)，根據(jù)該信號(hào)可計(jì)算出折疊外翼的動(dòng)態(tài)運(yùn)行角度位置。圖10 光電耦合器工

16、作原理圖圖11 光電觸發(fā)裝置工作示意圖4.3 數(shù)據(jù)處理方法及改進(jìn)變體飛機(jī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理原理與靜態(tài)試驗(yàn)基本一致，即縱向氣動(dòng)力是由有風(fēng)載的各種力或（力矩）減去無風(fēng)情況下模型在各個(gè)對(duì)應(yīng)狀態(tài)的模型自重，扣除各種洞壁和支架干擾后，通過天平換算公式獲得相應(yīng)的氣動(dòng)力系數(shù)。但由于是連續(xù)測(cè)量，數(shù)據(jù)采集頻率高和數(shù)據(jù)量大，如簡(jiǎn)單將兩個(gè)區(qū)間相減則容易出現(xiàn)有風(fēng)載和無風(fēng)載數(shù)據(jù)量不一致和位置對(duì)應(yīng)不一致，也是降低變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度的重要原因。9針對(duì)變體飛機(jī)動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理，利用快速傅立葉變換(FFT)等手段分析原始數(shù)據(jù)的噪聲組成，首先對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波，之后將連續(xù)采集的數(shù)據(jù)進(jìn)行離散，以多個(gè)特征點(diǎn)（外翼折疊角度

17、）曲線來表征連續(xù)過程的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力變化，特征點(diǎn)前后分別取20個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行平均以獲得在特征點(diǎn)位置時(shí)全機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)，此種處理方法大幅改善了因?yàn)閿?shù)據(jù)量不一致導(dǎo)致的重復(fù)性問題。10,114.4 某折疊變體模型驗(yàn)證結(jié)果及簡(jiǎn)要分析4.4.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ湍Ｐ筒捎萌饘俨牧希壤秊?：28的半模模型，變體形式為全機(jī)械驅(qū)動(dòng)的大尺度變體。圖12為變體模型驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)三維圖，從中可以看出在進(jìn)行動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)過程中，通過電機(jī)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)渦輪蝸桿的直線運(yùn)動(dòng)，外翼通過合頁與主翼連接，同時(shí)直線驅(qū)動(dòng)臂通過鉸鏈帶動(dòng)曲柄驅(qū)動(dòng)外翼繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)外翼的上下折疊運(yùn)動(dòng)，在0.8馬赫下最大折疊角速度為13/s，當(dāng)需要研究不同外翼折疊速度的影響試驗(yàn)時(shí)

18、，通過調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速來改變外翼折疊速度。 圖12 變體飛機(jī)機(jī)構(gòu)示意圖 圖13 模型在風(fēng)洞中的安裝照4.4.2 試驗(yàn)設(shè)備試驗(yàn)是在中航工業(yè)氣動(dòng)院FL-7風(fēng)洞進(jìn)行的，天平為BJ1-A半模天平。FL-7風(fēng)洞是一座試驗(yàn)段截面積640520mm2，由大氣進(jìn)氣的直流連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，由三臺(tái)渦噴5甲發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)。試驗(yàn)段前置有單支點(diǎn)半柔壁噴管，通過調(diào)節(jié)噴管喉部的開度，連續(xù)調(diào)節(jié)任意試驗(yàn)M數(shù)為0.21.5，試驗(yàn)中通過風(fēng)洞壁板與模型整體繞天平軸線旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)迎角變化。數(shù)據(jù)采集采用VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其內(nèi)置低通濾波截止頻率為2Hz。本期動(dòng)態(tài)試驗(yàn)部分采集方式為連續(xù)采集瞬時(shí)值，總體上每秒采集1000點(diǎn)。天平測(cè)得的電壓信號(hào)，由VXI

19、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集并轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)，由處理程序計(jì)算出所需求的氣動(dòng)力系數(shù)。4.4.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)簡(jiǎn)要分析圖14為某模型在風(fēng)洞中采用改進(jìn)前的試驗(yàn)方法進(jìn)行的翼尖向上折疊和向下展開時(shí)的三次動(dòng)態(tài)升力重復(fù)性試驗(yàn)曲線。其中試驗(yàn)馬赫數(shù)為M=0.4、迎角6、翼尖折疊速度為=8/s，采用連續(xù)測(cè)量方式進(jìn)行，由于利用電機(jī)驅(qū)動(dòng)器中的編碼器來進(jìn)行觸發(fā)，即電機(jī)一啟動(dòng)即觸發(fā)采集。由于電機(jī)加減速等原因，機(jī)翼變體運(yùn)動(dòng)存在滯后，在理論上每次采集的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)應(yīng)著機(jī)翼變體的起始和終止位置，但實(shí)際很難精準(zhǔn)對(duì)應(yīng)著翼尖到底折疊到何處，因此只有采用時(shí)間軸來反應(yīng)全機(jī)升力的變化，重復(fù)性較差。圖15圖17為采用改進(jìn)后的試驗(yàn)方案進(jìn)行的翼尖折疊（向上折疊和

20、向下展開）時(shí)的七次動(dòng)態(tài)全機(jī)升力、阻力和俯仰力矩重復(fù)性風(fēng)洞試驗(yàn)曲線。其中試驗(yàn)馬赫數(shù)為M=0.4、迎角4、翼尖變體速度為=12/s，仍采用連續(xù)測(cè)量方式進(jìn)行，翼尖從負(fù)角度開始運(yùn)動(dòng)，達(dá)到勻速時(shí)剛好達(dá)到水平位置（外翼位置為0）時(shí)觸發(fā)采集系統(tǒng)，并在每個(gè)要求的特征點(diǎn)位置給出光柵轉(zhuǎn)換信號(hào)，當(dāng)折疊到最大位置時(shí)停止，完成半周期試驗(yàn)，試驗(yàn)曲線可以方便的給出全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)隨翼尖折疊角度的變化曲線（也可給出隨時(shí)間變化曲線）。當(dāng)翼尖向下展開時(shí)根據(jù)同樣原理進(jìn)行后半周期試驗(yàn)。數(shù)據(jù)處理時(shí)采用離散法進(jìn)行，理論上只要離散點(diǎn)足夠多，即可代替整個(gè)連續(xù)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)過程，但數(shù)據(jù)處理量同樣非常大、光柵柵格會(huì)非常密（加工困難），所以試驗(yàn)僅以翼尖

21、在0、15、30、45位置為特征點(diǎn)來模擬整個(gè)動(dòng)態(tài)過程全機(jī)的氣動(dòng)力特性變化。從升力、阻力和俯仰力矩的重復(fù)性曲線可以看出，試驗(yàn)重復(fù)性結(jié)果非常高，見下表一，升力重復(fù)性最大誤差為0.00538，阻力重復(fù)性最大誤差為0.00098，俯仰力矩重復(fù)性最大誤差為0.00113，升力、阻力和俯仰力矩隨翼尖向上折疊的變化特性符合氣動(dòng)規(guī)律。 圖14 改進(jìn)前動(dòng)態(tài)升力重復(fù)性曲線 圖15 動(dòng)態(tài)升力離散法重復(fù)性曲線圖16 動(dòng)態(tài)阻力離散法重復(fù)性曲線 圖17 動(dòng)態(tài)俯仰力矩離散法重復(fù)性曲線表一 翼尖不同特征點(diǎn)位置動(dòng)態(tài)七次重復(fù)性精度類別外翼位置0153045升力誤差（）0.003690.002610.003290.00538阻力誤

22、差（）0.000980.0.000940.00071俯仰力矩誤差（）0.001130.001120.000760.000845.結(jié)論與展望（1）采用光電耦合器和直線碼盤組合的方式來實(shí)現(xiàn)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)與觸發(fā)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的同步，解決了變體飛機(jī)試驗(yàn)過程中機(jī)翼折疊位置與氣動(dòng)力特性變化對(duì)應(yīng)的問題。（2）采用離散法進(jìn)行變體飛機(jī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理，解決了變體飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)中連續(xù)測(cè)量時(shí)采靜矩與有風(fēng)載下數(shù)據(jù)量不一致導(dǎo)致的程序報(bào)錯(cuò)，同時(shí)提高了變體飛機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)精度。（3）風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)表明，改進(jìn)后的試驗(yàn)方法大幅改善了變體飛機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)重復(fù)性精度，升力重復(fù)性最大誤差約為0.00538，阻力重復(fù)性最大誤差約為0.00098，俯仰力矩重復(fù)性最大誤差為約0.00113，處于動(dòng)態(tài)試驗(yàn)重復(fù)性精度