气动院变体飞机风洞试验技术的进展

1、气动院变体飞机风洞试验技术的进展蒋增，刘铁中，何宏伟，张旭超（中国航空工业空气动力研究院，黑龙江 哈尔滨 150001）摘要：变体飞机由于不同时空尺度的变体将会带来许多不同于传统空气动力学和试验空气动力学的新问题，在风洞试验中，这些问题对试验数据的影响将更加明显。变体飞机风洞试验主要测量机翼等变形过程对流场的扰动引起的动态气动力、力矩和力矩操纵效率变化。相对于常规测力试验，由于模型的变体运动导致试验数据精度差。本文介绍了变体飞机的气动布局的主要变体方式，变体飞机风洞试验的难点，以及气动院在变体飞机风洞试验技术流程、数据采集同步方法和处理方面的改进，实现了变体飞机风洞试验最大马赫数Ma=0.85

2、，最大折叠角速度=13°/s，以折叠翼尖变体模型对改进后的变体风洞试验技术进行了验证，结果表明试验精度达到了动态试验的先进指标。关键词：变体飞机；风洞试验；数据采集；数据处理1.引言变体飞机是指机翼/机身具有主动改变外形能力的飞机，在飞行过程中通过主动改变气动外形，使其在执行不同任务或处于不同飞行环境时均能够保持最佳飞行状态的新概念飞机，既具备长航时巡航能力，又具备低空突防能力，执行攻击任务时，速度快、机动性强，可有效的躲避现代化、高性能的防空武器，提高突防的成功概率，增强自身的生存能力。机翼/机身不同时空尺度的变体会引起流场的非定常效应、流场结构的演变和流动机理的改变，因此需要在风

3、洞试验中对飞机的变体过程进行试验测量与观测，以摸清飞机的不同尺度变形对流场结构和气动特性的影响规律和相似准则，对飞机的气动性能进行评估，验证变体方案和飞机在气动载荷下变体结构系统的有效性和可行性。变体飞机外形变化对传统的气动分析和试验方法带来了挑战。为了在风洞试验中准确模拟、测量飞机的变体过程的动态气动力和力矩变化特性，因此需要在常规试验的基础上开展相应的特殊测试方法和数据处理修正方法。12.变体飞机布局的主要变体方式目前飞机变体的方式主要可分为两类 ：一类是采用机械机构（或智能材料与机械结构相结合）等实现机翼和全机的大尺度变体，如早期的F14、美国国防部预研计划署正在实施的“变体”项目的“折

4、叠机翼”和“滑动蒙皮”概念；一类是仅仅采用智能材料和结构实现机翼的局部小尺度变体，如柔性后缘技术、主动气动弹性机翼等。从公开的资料来看，目前的主要变体方案有：2.1 大尺度变体的变体飞机方案新一代航空技术公司的“滑动蒙皮”方案2006年8月1日，新一代航空技术公司45kg重的喷气式推进无线电遥控缩比概念验证机MFX-1（见图1），在185220千米/小时的速度下成功地将翼展改变了30%，机翼面积改变了40%，后掠角从15°改变到35°。（a）MFX-1图1 新一代航空技术公司的滑动蒙皮验证样机2007年10月，新一代航空技术公司完成了第二代MFX-2变体机翼飞行器的首轮自主

5、飞行。MFX-2为第二代产品（见图2），采用2台喷气发动机、重135千克，飞行中可在遥控和自主控制两者之间切换。其机翼面积改变了40，翼展改变了73，机翼面积展弦比改变了177。（b）MFX-2图2 新一代航空技术公司的滑动蒙皮验证样机该公司更大尺寸的变体机翼模型已在NASA跨声速风洞中成功进行了Ma0.92的试验（见图3）。该变体机翼采用柔性可伸展蒙皮面板。这些面板通过安装有作动器的接头来相互结合，形成铰接栅格结构。这种机翼设计可在15秒内完成变体。2，3图 3 新一代航空技术公司的可变体飞行器的风洞试验洛克希德/马丁公司的“折叠机翼”方案“折叠机翼”变体概念由洛克希德·马丁公司提

6、出，并由其神秘的“臭鼬工厂”负责研制，它能根据需要从侦察机迅速变为轰炸机，号称“猎人杀手”（见图4）。该变体机翼的设计灵感来自模拟海鸥飞行的动作，在不同飞行需求下变化机翼平面形状，机翼全部展开以利于起飞或巡航，机翼全部收缩以利于高速或机动飞行。该方案已经进行了速度范围0.2马赫0.9马赫、1.0g空气动力载荷的风洞试验，并获得了成功，但在50,000英尺高空演示验证试验中，在起飞不久就由于稳定性和控制问题而失败。所以，目前其研究重点调整到解决该方案的控制和操纵问题上。2，3(a) (b)图4 洛克希德·马丁公司的折叠机翼雷神公司的“压缩机翼”方案雷神公司的“压缩机翼”方案是在机翼内安

7、放展开和收缩机翼的作动机构，可按照需要改变机翼的外形，（见图5）。该计划利用“战斧”巡航导弹作为试验这一方案的飞行平台，研制中的主要困难是机翼承受的载荷很大，而作动机构又不可能做得太小，在很薄的机翼中难于实现。因此该方案没有得到美国国防高级研究计划局(DARPA)的认可。图5 雷神公司的“压缩机翼”方案目前，新一代航空技术公司和洛克希德·马丁公司都已获得该项目下一阶段3年合同，制造并试飞更大型适用作战要求的可变体飞行器（重达10000磅（4540千克）的验证机）,该阶段将通过快速变体演示验证较剧烈的机动动作。2，32.2 微尺度变体的变体飞机方案随着新材料、新技术的发展，人们开始设想

8、采用一种“形状记忆“合金或其它新型的智能材料制造的飞机机翼，使其能够通过柔性变形来构成新的形状，从而使飞机的外形结构更适合于不同飞行任务和飞行条件下的性能要求。图6、图7就是NASA设想的“变体”飞机及其构型演化的概念图。如果上述设想真的能够实现，将会在飞机设计领域产生一种怎样突破性发展是可想而知的了。例如通过左右机翼的非对称调整，就可以替代副翼的作用，实现飞机的滚转和偏航操纵。2，3图6 美国NASA“变体”飞机概念图图7美国NASA“变体”飞机构型演化概念图3变体飞机风洞试验的难点风洞试验是预测飞机气动性能，获取飞机设计所需关键气动数据的最主要手段。与常规试验相比，变体飞机风洞试验模拟参数

9、多，在狭小的模型空间里需要布置变体驱动系统、运动控制系统、试验数据测量系统等，导致变体飞机风洞试验模型结构复杂，试验过程受干扰的因素更多。变体飞机风洞试验主要测量机翼等变体过程对流场的扰动引起的动态气动力、力矩和力矩操纵效率变化。变体飞机风洞试验属于特种试验技术的一种，与常规试验相比，其特殊之处主要可概括为以下几点：Ø 需模拟运动相似常规测力试验的相似参数主要为几何相似、雷诺数和马赫数，为了准确模拟飞机变体带来的非定常气动力效应，变体飞机风洞试验中则还包括斯特劳哈尔数的模拟，即还需保证模型和真实飞机变体过程的运动相似。Ø 风洞试验模型更复杂为了在风洞中模拟和实现飞行器的变体

10、功能，变体飞机风洞试验模型除了需要保证结构和强度要求外，模型内部通常还需布置变体机构、驱动和控制系统、采集触发系统等。要求模型在气动载荷下具有能够实现准确、重复可靠的变体能力，同时变体机构不能破坏飞机的气动外形。Ø 模型变体过程对风洞试验数据干扰大变体飞机外形变化对传统的气动分析和试验方法带来了挑战。变体飞机风洞试验主要采用连续测量，以准确测量变体过程的动态气动力效应。连续测量最重要的一点就是需要保证数据采集触发和变体运动的同步一致性问题。同时试验参数多，采集的信息量大，因此试验数据处理也更为复杂。即使在变体速率较低，变化可视为静态过程的情况下，获得变体过程对气动性能准确的影响量也有

11、很多技术问题需要解决。例如，由于受到变体驱动电机电磁信号和模型振动等原因的干扰，试验过程中通过采集系统得到的数据并非线性，这对变体飞行器气动性能的分析极为不利。如何通过后期的数据处理和修正，减小这些干扰量对试验数据带来的误差是保证试验数据精准度急需解决的问题。Ø 变体飞机流场结构更加复杂飞机气动布局设计的实质为飞机周围的流场设计。传统飞机的流动特点决定了其流场结构为飞机姿态角和时间的函数，而变体飞机其流场结构为飞机姿态角、时间和外形变化（时间和外形的非定常效应）的函数，其流动特点更加复杂。这对精确的研究和观测飞机变体过程引起的非定常气动力效应、流场结构的演变和扰动作用机制带来了较大的

12、困难。4，54气动院变体飞机风洞试验技术的最新进展4.1 试验流程及改进变体动态测力试验采用固定模型姿态角，测量全机气动力随机翼变体过程全机的气动力变化，以折叠机翼为例，变体动态试验数据的有效采集区间为当机翼按一定速度从水平位置向上折叠变体到最大位置（半周期试验）和从最大位置向下展开变体到水平位置（整周期试验）的整个变形过程。早期变体试验流程如下图8所示，动态试验的采集触发系统由电机驱动器给出信号。当试验条件满足时，控制电脑向电机驱动器发出信号，驱动器向电机发出启动指令和向采集系统发出触发信号，电机带动外翼折叠变体运动，采集卡开始采集天平的电压信号，当变体运动结束时，控制电脑根据试验事先设好的

13、行程向驱动器下达停止指令，驱动器同时向电机和采集系统发出信号，电机停止转动，采集系统停止采集，此时一个试验周期结束。图8 变体试验流程图通过试验验证发现，从试验数据上不能判定机翼变体运动的起始位置，同时数据重复性精度不高，给气动分析和数据使用造成了非常大的困扰。通过分析发现，由于变体驱动机构的机械间隙等原因导致电机编码器反馈的位置信号与机翼变体不同步，每次试验周期中，采集系统记录的每次试验的实际起始和结束位置不一致，因此每次试验时机翼变体运动部分投影到水平方向的面积也不一致，而变体飞机的机翼都会有大尺度的变形，对气动力数据有重要影响，是试验重复性精度差的主要原因。6,7,8因此试验方案的改进主

14、要思路是如何准确在试验测定机翼变体运动的起始位置，并将机翼的变体位置对应到气动力数据中。以折叠变体方案为例，最理想的方式是利用折叠外翼的位置来触发光栅信号，由光栅信号转换成电信号来触发采集系统，每次试验时连续采集的数据区间是由外翼位置（从水平折叠到指定角度）来决定，理论上完全避免了由驱动系统带来的误差，改进后的试验流程如下图9。但由于受到模型空间限制（翼尖部分最大厚度仅4mm），不可能将光栅系统安装在折叠翼上，最终将光栅（如下图10）安装在驱动臂上，从而避免了驱动机构间隙导致的试验误差，从而大幅提高了变体飞机风洞试验的精度。图9 改进后变体试验流程图4.2 采集触发装置动态试验中多采用码盘光电

15、耦合器来触发采集卡，但传统码盘为计数器方式，对数据采集非常不便，程序需要不断判别数据与角度的对应关系，需要不断清零与判别正反向，同时需要外接设备，占用内部空间，不便于安装。针对变体飞机风洞试验特点采用数字逻辑电路、光电耦合器和直线码盘来实现外触发采集的功能。采集信号发生装置采用光电耦合器（工作原理如下图10所示），通过变体驱动机构运动使直线码盘过孔（如下图11）往返通过光电耦合器产生电平信号，同一个过孔产生的高地电平信号会出现一个相位差，数字逻辑电路将光电耦合器产生的电平信号转换为脉冲信号和消除过孔带来的相位差问题。改进后的光电触发传感器安装在驱动臂上，触发信号可直接接入VXI（PXI）外触发

16、接口，实时性及较强的抗干扰能力。试验中采集卡同时采集光栅触发信号，根据该信号可计算出折叠外翼的动态运行角度位置。图10 光电耦合器工作原理图图11 光电触发装置工作示意图4.3 数据处理方法及改进变体飞机动态试验数据的处理原理与静态试验基本一致，即纵向气动力是由有风载的各种力或（力矩）减去无风情况下模型在各个对应状态的模型自重，扣除各种洞壁和支架干扰后，通过天平换算公式获得相应的气动力系数。但由于是连续测量，数据采集频率高和数据量大，如简单将两个区间相减则容易出现有风载和无风载数据量不一致和位置对应不一致，也是降低变体飞机风洞试验数据重复性精度的重要原因。9针对变体飞机动态风洞试验数据处理，利

17、用快速傅立叶变换(FFT)等手段分析原始数据的噪声组成，首先对数据进行滤波，之后将连续采集的数据进行离散，以多个特征点（外翼折叠角度）曲线来表征连续过程的动态气动力变化，特征点前后分别取20个数据点进行平均以获得在特征点位置时全机的气动力系数，此种处理方法大幅改善了因为数据量不一致导致的重复性问题。10,114.4 某折叠变体模型验证结果及简要分析4.4.1 试验模型模型采用全金属材料，比例为1：28的半模模型，变体形式为全机械驱动的大尺度变体。图12为变体模型驱动机构三维图，从中可以看出在进行动态测力试验过程中，通过电机旋转驱动涡轮蜗杆的直线运动，外翼通过合页与主翼连接，同时直线驱动臂通过铰

18、链带动曲柄驱动外翼绕转轴旋转，实现外翼的上下折叠运动，在0.8马赫下最大折叠角速度为13°/s，当需要研究不同外翼折叠速度的影响试验时，通过调节电机转速来改变外翼折叠速度。 图12 变体飞机机构示意图 图13 模型在风洞中的安装照4.4.2 试验设备试验是在中航工业气动院FL-7风洞进行的，天平为BJ1-A半模天平。FL-7风洞是一座试验段截面积640×520mm2，由大气进气的直流连续式跨声速风洞，由三台涡喷5甲发动机驱动。试验段前置有单支点半柔壁喷管，通过调节喷管喉部的开度，连续调节任意试验M数为0.21.5，试验中通过风洞壁板与模型整体绕天平轴线旋转实现迎角变化。数据

19、采集采用VXI数据采集系统，其内置低通滤波截止频率为2Hz。本期动态试验部分采集方式为连续采集瞬时值，总体上每秒采集1000点。天平测得的电压信号，由VXI数据采集系统采集并转换成数字信号，由处理程序计算出所需求的气动力系数。4.4.3 试验数据简要分析图14为某模型在风洞中采用改进前的试验方法进行的翼尖向上折叠和向下展开时的三次动态升力重复性试验曲线。其中试验马赫数为M=0.4、迎角6°、翼尖折叠速度为=8°/s，采用连续测量方式进行，由于利用电机驱动器中的编码器来进行触发，即电机一启动即触发采集。由于电机加减速等原因，机翼变体运动存在滞后，在理论上每次采集的试验数据对应

20、着机翼变体的起始和终止位置，但实际很难精准对应着翼尖到底折叠到何处，因此只有采用时间轴来反应全机升力的变化，重复性较差。图15图17为采用改进后的试验方案进行的翼尖折叠（向上折叠和向下展开）时的七次动态全机升力、阻力和俯仰力矩重复性风洞试验曲线。其中试验马赫数为M=0.4、迎角4°、翼尖变体速度为=12°/s，仍采用连续测量方式进行，翼尖从负角度开始运动，达到匀速时刚好达到水平位置（外翼位置为0°）时触发采集系统，并在每个要求的特征点位置给出光栅转换信号，当折叠到最大位置时停止，完成半周期试验，试验曲线可以方便的给出全机气动力系数随翼尖折叠角度的变化曲线（也可给出

21、随时间变化曲线）。当翼尖向下展开时根据同样原理进行后半周期试验。数据处理时采用离散法进行，理论上只要离散点足够多，即可代替整个连续的动态试验过程，但数据处理量同样非常大、光栅栅格会非常密（加工困难），所以试验仅以翼尖在0°、15°、30°、45°位置为特征点来模拟整个动态过程全机的气动力特性变化。从升力、阻力和俯仰力矩的重复性曲线可以看出，试验重复性结果非常高，见下表一，升力重复性最大误差为0.00538，阻力重复性最大误差为0.00098，俯仰力矩重复性最大误差为0.00113，升力、阻力和俯仰力矩随翼尖向上折叠的变化特性符合气动规律。 图14 改进前

22、动态升力重复性曲线 图15 动态升力离散法重复性曲线图16 动态阻力离散法重复性曲线 图17 动态俯仰力矩离散法重复性曲线表一 翼尖不同特征点位置动态七次重复性精度类别外翼位置0°15°30°45°升力误差（±）0.003690.002610.003290.00538阻力误差（±）0.000980.0001240.000940.00071俯仰力矩误差（±）0.001130.001120.000760.000845.结论与展望（1）采用光电耦合器和直线码盘组合的方式来实现机构运动与触发数据采集系统的同步，解决了变体飞机试验过程中机翼折叠位置与气动力特性变化对应的问题。（2）采用离散法进行变体飞机动态试验数据的处理，解决了变体飞机风洞试验中连续测量时采静矩与有风载下数据量不一致导致的程序报错，同时提高了变体飞机的风洞试验精度。（3）风洞验证试验表明，改进后的试验方法大幅改善了变体飞机的风洞试验重复性精度，升力重复性最大误差约为0.00538，阻力重复性最大误差约为0.00098，俯仰力矩重复性最大误差为约0.00113，处于动态试验重复性精度的先进水平。（5