胡 靜 ,李 潛

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074)

0 引 言

傳統(tǒng)上,風(fēng)洞試驗(yàn)是提供飛行器設(shè)計(jì)和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)所需要的氣動(dòng)力系數(shù)和導(dǎo)數(shù),利用這些氣動(dòng)力系數(shù)和導(dǎo)數(shù),再經(jīng)過(guò)地面加載試驗(yàn)、飛行仿真分析,進(jìn)行飛行器的設(shè)計(jì),然后通過(guò)飛行試驗(yàn)加以驗(yàn)證。隨著飛行器機(jī)動(dòng)特性的不斷提高,對(duì)飛行器性能提出了更高的要求,但目前尚沒(méi)有能較好地描述和預(yù)示飛行器在大迎角機(jī)動(dòng)時(shí)的過(guò)載、穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)時(shí)所需控制力的地面試驗(yàn)方法?！帮L(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)”(Virtual Flight Testing)則正是一種可能的在風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)飛行器飛行動(dòng)力學(xué)特性、飛行控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)綜合驗(yàn)證的試驗(yàn)技術(shù)?！帮L(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)”(VFT)是在風(fēng)洞中直接進(jìn)行飛行力學(xué)試驗(yàn)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(yàn)的原理和步驟如圖1所示。風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)中,將包括自動(dòng)駕駛儀、慣性傳感器、舵面作動(dòng)器等裝置的飛行器縮比模型用一個(gè)專(zhuān)門(mén)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(dòng)。由風(fēng)洞外的控制系統(tǒng)控制模型舵面運(yùn)動(dòng),在定?；蚍嵌ǔ鈩?dòng)力作用下,模型實(shí)時(shí)改變姿態(tài),表現(xiàn)出固有的飛行動(dòng)力學(xué)特性。在這個(gè)過(guò)程中,測(cè)量的氣動(dòng)載荷和模型運(yùn)動(dòng)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(guò)不斷重復(fù)這個(gè)循環(huán),模型在風(fēng)洞中實(shí)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(shí)和評(píng)估[1]。

虛擬飛行試驗(yàn)可了解和測(cè)量氣動(dòng)力對(duì)飛行器飛行性能的實(shí)時(shí)影響,有助于改進(jìn)氣動(dòng)力數(shù)學(xué)模型和促進(jìn)高性能飛行器和控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。過(guò)去,風(fēng)洞試驗(yàn)僅提供飛行器的氣動(dòng)力數(shù)據(jù),而風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)除了提供氣動(dòng)力特性數(shù)據(jù)外,還可以直接給出氣動(dòng)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(dòng)力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、控制理論等多學(xué)科問(wèn)題綜合研究,更有利于武器性能研究。

圖1 虛擬飛行試驗(yàn)原理Fig.1 Virtual fight test concept

虛擬飛行這一概念的提出正式見(jiàn)于上世紀(jì)90年代中期,美國(guó)AEDC對(duì)虛擬飛行試驗(yàn)(VFT)進(jìn)行了較全面的理論研究,系統(tǒng)地闡述了虛擬飛行試驗(yàn)的概念、作用以及與飛行試驗(yàn)的關(guān)系,并對(duì)該技術(shù)的可行性進(jìn)行了探討[2]。2002年,B.H.Mills和F.C.Lawrence首次在風(fēng)洞中成功實(shí)現(xiàn)虛擬飛行試驗(yàn),再現(xiàn)了導(dǎo)彈在風(fēng)洞中滾轉(zhuǎn)自鎖現(xiàn)象,驗(yàn)證了虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)芴峁┱鎸?shí)飛行環(huán)境中模型的實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng),再現(xiàn)飛行器實(shí)際飛行特性[1]。幾乎同時(shí),J.C.Magill和S.D.Wehe成功模擬了三自由度飛行,并引進(jìn)閉環(huán)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)穩(wěn)定性試驗(yàn)和導(dǎo)引試驗(yàn)。之后,J.C.Magill針對(duì)試驗(yàn)裝置的氣動(dòng)干擾較大進(jìn)行了改進(jìn),在風(fēng)洞中檢驗(yàn)飛行器的導(dǎo)引、控制系統(tǒng)和飛行穩(wěn)定性等。同時(shí),G.Gebert和J.Evers在進(jìn)行虛擬飛行試驗(yàn)理論論證時(shí),率先建立了一個(gè)普遍的數(shù)學(xué)模型分析試驗(yàn)數(shù)據(jù),對(duì)三自由度(兩個(gè)平移和一個(gè)滾轉(zhuǎn)自由度)進(jìn)行仿真后與真實(shí)自由飛行進(jìn)行比較,發(fā)現(xiàn)吻合良好。

通過(guò)研制組合滾轉(zhuǎn)軸承系統(tǒng)、控制面作動(dòng)系統(tǒng);在低速風(fēng)洞建立一套風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)原理性驗(yàn)證試驗(yàn)裝置;進(jìn)行了非定常氣動(dòng)力對(duì)控制面動(dòng)作的實(shí)時(shí)響應(yīng)風(fēng)洞試驗(yàn),由此分析導(dǎo)彈的飛行性能,驗(yàn)證虛擬飛行試驗(yàn)的可行性。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

1.1 組合滾轉(zhuǎn)軸承系統(tǒng)設(shè)計(jì)

選擇氣動(dòng)力數(shù)據(jù)已知的Basic Finner作為模型設(shè)計(jì)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(guò)內(nèi)部的支桿連成一體,而該支桿與模型中部外筒通過(guò)一對(duì)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(duì)于導(dǎo)彈中部可自由滾轉(zhuǎn),從而實(shí)現(xiàn)模型的自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

組合滾轉(zhuǎn)軸承設(shè)計(jì)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(duì)高精度深溝球軸承和一對(duì)止推球軸承,當(dāng)模型在風(fēng)洞中運(yùn)動(dòng)時(shí)能同時(shí)承受徑向載荷和軸向載荷;且這兩對(duì)球軸承對(duì)稱(chēng)布置在模型重心前后,可在偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)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(yùn)動(dòng)時(shí)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(jì)示意圖Fig.2 Configuration of roll bearings

1.2 舵面作動(dòng)機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)

根據(jù)已有氣動(dòng)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(jī)來(lái)驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。該電機(jī)堵轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩0.5N?m,遠(yuǎn)大于本模型的最大鉸鏈力矩(0.002～0.04N?m),工作電壓為6V時(shí),轉(zhuǎn)速為18r/min。為控制模型在風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)與偏航運(yùn)動(dòng),需要在模型內(nèi)腔放入四個(gè)微型電機(jī)用以分別控制四個(gè)舵面運(yùn)動(dòng)。由于空間限制,伺服電機(jī)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(jì)、加工了齒輪減速傳動(dòng)箱(如圖3所示),將伺服電機(jī)扭矩傳遞給舵面。設(shè)計(jì)的齒輪減速箱模數(shù)為0.5,傳動(dòng)比為1∶2。

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

1.3 舵面作動(dòng)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

選擇8通道繼電器開(kāi)關(guān)量PCI-7250控制卡,通過(guò)控制卡選擇不同的電子開(kāi)關(guān)閉合,實(shí)現(xiàn)對(duì)電機(jī)電壓的極向改變(控制電路如圖4所示),從而改變伺服電機(jī)的轉(zhuǎn)向,電機(jī)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(guò)控制開(kāi)關(guān)閉合時(shí)間長(zhǎng)短實(shí)現(xiàn),根據(jù)選用的6V高精度直流穩(wěn)壓電源,對(duì)應(yīng)的電機(jī)轉(zhuǎn)速為18r/min,經(jīng)過(guò)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(jī)1和3控制方向舵偏轉(zhuǎn),實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動(dòng);四個(gè)電機(jī)同時(shí)工作帶動(dòng)四個(gè)舵面偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)模型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)?？刂瞥绦蛴肔abVIEW平臺(tái)編寫(xiě)。

圖4 四個(gè)電機(jī)聯(lián)合控制電路Fig.4 Control circuit of servo-actuator

模型為全長(zhǎng) 540mm,長(zhǎng)細(xì)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(diǎn)在同一點(diǎn),使模型可繞過(guò)重心的縱向軸偏航運(yùn)動(dòng)。

圖5 模型懸掛圖Fig.5 Model suspended in wind tunnel

2 風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第一研究部FD-10低速風(fēng)洞中進(jìn)行。風(fēng)洞試驗(yàn)段截面尺寸為0.6m×0.6m,試驗(yàn)風(fēng)速12m/s,風(fēng)洞兩側(cè)壁設(shè)有觀察窗。試驗(yàn)中張線需穿過(guò)風(fēng)洞外壁,因此對(duì)風(fēng)洞上下壁板進(jìn)行了更換和打孔。試驗(yàn)風(fēng)速采用風(fēng)速測(cè)速儀測(cè)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(yàn)

試驗(yàn)?zāi)康氖菣z查模型系統(tǒng)的對(duì)稱(chēng)性和設(shè)計(jì)的滾轉(zhuǎn)軸承的摩阻大小。如圖5所示試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛻覓煸陲L(fēng)洞中,俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角為0°,試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)風(fēng)洞起動(dòng)后,模型在來(lái)流的作用下開(kāi)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(jì)時(shí)引入的機(jī)械軸承等構(gòu)件的滾轉(zhuǎn)摩擦阻力相對(duì)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(shí)產(chǎn)生小滾轉(zhuǎn)說(shuō)明模型加工時(shí)有微小不對(duì)稱(chēng),(這同時(shí)證明本項(xiàng)研究所研制的組合滾轉(zhuǎn)軸承的摩阻極小),經(jīng)改進(jìn)模型(特別是舵面安裝的)對(duì)稱(chēng)性后,實(shí)現(xiàn)了在零度舵偏時(shí)零滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的要求。

2.3 滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制試驗(yàn)研究

滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制試驗(yàn)是由計(jì)算機(jī)控制電機(jī)轉(zhuǎn)向來(lái)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(yàn)結(jié)果Fig.6 The result of rolling test

檢驗(yàn)?zāi)Ｐ驼?、反向滾轉(zhuǎn)能否恢復(fù)到原始平衡位置(γ=0°)時(shí)發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)現(xiàn)象如圖6所示：(1)模型初始滾轉(zhuǎn)速度為零時(shí),改變模型舵偏角,氣動(dòng)力作用可使模型開(kāi)始滾轉(zhuǎn),這與自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)相同;(2)模型滾轉(zhuǎn)速度不為零時(shí),舵偏角度歸0°,模型滾轉(zhuǎn)角速度變?yōu)?,模型維持上一個(gè)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(guò)零(γ=0°),然后再向反方向增加。因此,在開(kāi)環(huán)控制時(shí),滾轉(zhuǎn)角“過(guò)調(diào)現(xiàn)象”是不可避免的。試驗(yàn)證明：對(duì)于滾轉(zhuǎn)舵偏的控制可以使模型按控制要求進(jìn)行滾轉(zhuǎn)或停止?jié)L轉(zhuǎn),即模型姿態(tài)對(duì)滾轉(zhuǎn)舵偏具有良好的響應(yīng)特性;但是在開(kāi)環(huán)控制時(shí)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(guò)程中實(shí)時(shí)測(cè)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(yàn)可以看出,模型在風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)了導(dǎo)彈的虛擬滾轉(zhuǎn),且其滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象與真實(shí)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(dòng)滾轉(zhuǎn)特性有關(guān)。若要實(shí)現(xiàn)這一控制,需要在風(fēng)洞中增加相應(yīng)的姿態(tài)角測(cè)量?jī)x器,引入姿態(tài)反饋電路。

2.4 偏航試驗(yàn)

偏航試驗(yàn)重點(diǎn)考察偏航角與方向舵偏角之間的關(guān)系。試驗(yàn)前準(zhǔn)備與滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)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(yàn)依舊是給階躍舵偏,舵偏角增值恒為Δδy=1°,每次舵偏間隔時(shí)間也固定為2s,每一次脈沖后觀測(cè)和記錄模型姿態(tài)變化。

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

多次重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果如圖7所示：(1)當(dāng)舵偏角較小的時(shí)候,在氣動(dòng)力下,模型開(kāi)始左右抖動(dòng),無(wú)明顯的偏航角變化。因?yàn)槟Ｐ褪峭ㄟ^(guò)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(duì)偏航運(yùn)動(dòng)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(shuō)明該試驗(yàn)的偏航(或俯仰)軸承的摩阻過(guò)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(kāi)始出現(xiàn)明顯的偏航運(yùn)動(dòng)。每一次舵偏角改變后,模型的偏航運(yùn)動(dòng)速度都有一個(gè)明顯的收斂過(guò)程,使模型動(dòng)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(shuō)明該試驗(yàn)裝置可以提供模型偏航(或俯仰)運(yùn)動(dòng)對(duì)舵偏控制的響應(yīng)過(guò)程。(3)當(dāng)方向舵偏轉(zhuǎn)到 δy=7°時(shí),偏航角顯著增大,進(jìn)入非線性區(qū)域,并且伴隨著偏航運(yùn)動(dòng),模型開(kāi)始誘導(dǎo)出明顯的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。這證實(shí)了大迎角情況下存在的縱橫向耦合現(xiàn)象,說(shuō)明風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)不僅在線性氣動(dòng)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(dòng)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(yùn)動(dòng)現(xiàn)象的再現(xiàn),驗(yàn)證了虛擬飛行試驗(yàn)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(dòng)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(yàn)系統(tǒng),探索了在控制面作用下,飛行器的實(shí)時(shí)響應(yīng)特性,獲得了部分飛行器實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所需的控制規(guī)律。這是目前國(guó)內(nèi)第一個(gè)風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)系統(tǒng);

(2)研制了組合軸承系統(tǒng)、包括伺服電機(jī)和齒輪減速箱的舵面作動(dòng)系統(tǒng),以及簡(jiǎn)易的張線懸掛系統(tǒng),試驗(yàn)證明這種設(shè)計(jì)合理可行,保證了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的成功進(jìn)行;

(3)在風(fēng)洞中完成了模型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng)對(duì)舵偏角變化的響應(yīng)試驗(yàn),在風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)了模型的滾轉(zhuǎn)和偏航對(duì)舵偏控制的響應(yīng)試驗(yàn)。滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)中,當(dāng)舵面有一個(gè)固定偏角時(shí),滾轉(zhuǎn)角速度趨于一個(gè)恒值,滾轉(zhuǎn)角不斷增大,通過(guò)控制舵偏角可控制模型的滾轉(zhuǎn)角;偏航試驗(yàn)中,方向舵偏變化可以改變模型的偏航角,模型動(dòng)態(tài)地平衡在新的配平位置,當(dāng)偏航舵偏角較大時(shí),伴隨偏航運(yùn)動(dòng),開(kāi)始誘導(dǎo)出明顯的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。這些試驗(yàn)現(xiàn)象都驗(yàn)證了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)的可行性,為建立生產(chǎn)風(fēng)洞的虛擬飛行試驗(yàn)裝置打下了基礎(chǔ);

(4)進(jìn)一步的虛擬飛行試驗(yàn)需要在試驗(yàn)系統(tǒng)中引入角位移、角速度的實(shí)時(shí)測(cè)試系統(tǒng),并改進(jìn)偏航軸承系統(tǒng)和張線懸掛系統(tǒng),以便精確地測(cè)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。

[1]LAWRENCE F C,MILLS B H.Status update of the AEDC wind tunnel virtual flight testing development program[R].AIAA-2002-0168.

[2]MANNING 1Lt E,RATLIFF C L,MARQUART E J.Bridging the gap between ground and flight tests virtual flight testing(VFT)[R].AIAA-95-3875.

[3]MAGILL J C,WeHe S D.Initial test of a wire suspension mount for missile virtual flight testing[R].AIAA-2002-0169.

[4]MAGILL J C,CATALDI P,MORENCY J R.Demonstration of a wire suspension system for dynamic wind tunnel testing[R].AIAA-2004-1296.

[5]GEBERT G,KELLY J,LOPEZ J,et al.Wind tunnel based virtual flight testing[R].AIAA-2000-0829.