楊 帥, 黃 平, 毛仲君, 張利輝, 黃少林

(1. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽 621000; 2. 總參炮兵訓(xùn)練基地雷達(dá)教研室, 河北 張家口 075100)

一種基于絕對式角編碼器的風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

楊 帥1,*, 黃 平1, 毛仲君1, 張利輝1, 黃少林2

(1. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽 621000; 2. 總參炮兵訓(xùn)練基地雷達(dá)教研室, 河北 張家口 075100)

設(shè)計(jì)了一種風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器，以滿足模型飛行試驗(yàn)中大迎角飛行狀態(tài)下迎角側(cè)滑角的測量需求。首先對比分析了壓差比式傳感器與風(fēng)標(biāo)式傳感器的優(yōu)缺點(diǎn)，并結(jié)合試驗(yàn)需求，選取風(fēng)標(biāo)式傳感器為設(shè)計(jì)目標(biāo)。采用新型絕對式角編碼器來測量角度，增加了測量范圍、提高了測量精度并能滿足惡劣環(huán)境條件下的測量需求。采用自平衡式風(fēng)標(biāo)，省去了配重，減小了機(jī)身氣流的影響。風(fēng)標(biāo)式傳感器由風(fēng)標(biāo)機(jī)械結(jié)構(gòu)和測量系統(tǒng)組成。通過風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，該風(fēng)標(biāo)式傳感器的迎角測量范圍能夠達(dá)到±90°，并具有結(jié)構(gòu)簡單、測量范圍大和測量精度高等優(yōu)點(diǎn)。

大迎角；絕對式角編碼器；自平衡式風(fēng)標(biāo)；傳感器

0 引 言

模型飛行試驗(yàn)是通過飛行器模型在大氣中飛行進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)問題研究的一種模擬飛行試驗(yàn)方法，是空氣動(dòng)力學(xué)三大研究手段之一。通過開展模型大迎角飛行試驗(yàn)獲取大迎角氣動(dòng)特性和操穩(wěn)特性，可以有效驗(yàn)證危險(xiǎn)邊界飛行控制律，為研制具有過失速機(jī)動(dòng)飛行能力的戰(zhàn)斗機(jī)提供技術(shù)支撐。研制一種能夠準(zhǔn)確測量大迎角飛行氣流系參數(shù)的傳感器，是大迎角飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵。

常用的迎角側(cè)滑角傳感器有壓差比式和風(fēng)標(biāo)式?，F(xiàn)有的試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕喜捎梦蹇滋结槣y量常規(guī)迎角氣流參數(shù)，五孔探針即屬于壓差比式傳感器[1]。壓差比式傳感器主要利用壓差比與迎角側(cè)滑角的關(guān)系來獲取迎角側(cè)滑角信息。壓差比式傳感器適用于被測角度小、Ma數(shù)大的場合。該模型所采用的五孔探針準(zhǔn)確測量范圍在±30°之間，無法滿足大迎角測量需求，而且結(jié)構(gòu)復(fù)雜，密封性要求高，還存在研制周期長、造價(jià)成本高、易損壞和不易維修等缺點(diǎn)。而風(fēng)標(biāo)式傳感器主要利用風(fēng)標(biāo)跟隨飛機(jī)周圍氣流變化來獲取迎角側(cè)滑角信息，它具有結(jié)構(gòu)簡單、造價(jià)成本低、測量范圍大和響應(yīng)比較迅速等優(yōu)點(diǎn)。與五孔探針相比，風(fēng)標(biāo)式傳感器不易受空氣中的雨、雪、霧和沙塵影響，可靠性更高。

早在20世紀(jì)50年代，美國的William Gracey[2]已經(jīng)對飛機(jī)迎角的測量方法進(jìn)行了總結(jié)，詳細(xì)分析了風(fēng)標(biāo)傳感器的優(yōu)缺點(diǎn)。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，美國的風(fēng)標(biāo)傳感器已經(jīng)取得了很大的進(jìn)步。美國Spaceage Control、 Goodrich 等公司推出了許多風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器產(chǎn)品。美國 A4“天鷹”艦載攻擊機(jī)、B1轟炸機(jī)、F5戰(zhàn)斗機(jī)、T38 教練機(jī)以及 C5、C17、C141 等軍用運(yùn)輸機(jī)廣泛采用了風(fēng)標(biāo)式傳感器。

國內(nèi)的風(fēng)標(biāo)式傳感器最近幾年也有很大的發(fā)展。汪磊[3]設(shè)計(jì)的某型迎角側(cè)滑角傳感器和吳大衛(wèi)等人[4]發(fā)明的微小型迎角傳感器都是風(fēng)標(biāo)式傳感器，但是這些風(fēng)標(biāo)式傳感器都是采用電位器角度傳感器或者霍爾角度傳感器來測量角度，迎角測量范圍最大只有±45°。電位器角度傳感器是將風(fēng)標(biāo)的角度變化通過改變滑動(dòng)變阻器的電阻值轉(zhuǎn)換為相對應(yīng)的電壓變化，它具有結(jié)構(gòu)簡單、價(jià)格低廉等優(yōu)點(diǎn)，但存在測量精度低、測量范圍小、壽命短等缺點(diǎn)?；魻柦嵌葌鞲衅魇抢没魻栃?yīng)原理制成，它具有靈敏度高和體積小等優(yōu)點(diǎn)，但同時(shí)存在互換性差、易受溫度變化影響和非線性輸出的缺點(diǎn)。

新型的絕對式角編碼器[5]解決了這些問題，絕對式角編碼器由機(jī)械位置決定了每個(gè)位置的唯一性，無需記憶，無需尋找參考點(diǎn)，而且不用一直計(jì)數(shù)，可以隨時(shí)讀取它的位置，因此大大提高了絕對式角編碼器的抗干擾特性和數(shù)據(jù)可靠性。因此，本文基于絕對式角編碼器，采用自平衡式風(fēng)標(biāo)，設(shè)計(jì)一種能夠?qū)δ衬Ｐ惋w機(jī)±90°迎角范圍進(jìn)行測量的風(fēng)標(biāo)式傳感器，并通過風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 總體設(shè)計(jì)

風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器主要由風(fēng)標(biāo)機(jī)械結(jié)構(gòu)和測量系統(tǒng)組成，其工作流程圖如圖1所示。

圖1 風(fēng)標(biāo)式傳感器工作流程圖

當(dāng)風(fēng)標(biāo)中心線與氣流方向平行時(shí)(即無迎角或側(cè)滑角時(shí))，氣動(dòng)力不產(chǎn)生力矩，風(fēng)標(biāo)不轉(zhuǎn)動(dòng)。當(dāng)模型飛機(jī)以某一迎角(或側(cè)滑角)飛行時(shí)，由于風(fēng)標(biāo)氣動(dòng)力產(chǎn)生力矩，使風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)消除風(fēng)標(biāo)自身的迎角，直到風(fēng)標(biāo)中心線與氣流方向一致為止，此時(shí)風(fēng)標(biāo)與機(jī)體軸線的夾角與模型飛機(jī)的迎角(或側(cè)滑角)相等。風(fēng)標(biāo)偏轉(zhuǎn)帶動(dòng)轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)的角度由絕對式角編碼器直接讀取，再通過系統(tǒng)解算，對外輸出迎角(或側(cè)滑角)數(shù)據(jù)，供飛控系統(tǒng)使用。該風(fēng)標(biāo)式傳感器的迎角測量范圍能夠達(dá)到±90°，測量精度能夠達(dá)到0.1°，起動(dòng)速度≤15m/s。

2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

該風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器結(jié)構(gòu)部分由風(fēng)標(biāo)組件、軸組件、軸承座和絕對式角編碼器等組成。迎角風(fēng)標(biāo)由2個(gè)風(fēng)標(biāo)葉片組成，側(cè)滑角風(fēng)標(biāo)由一個(gè)風(fēng)標(biāo)葉片組成。傳感器外形如圖2所示。

圖2 風(fēng)標(biāo)式傳感器結(jié)構(gòu)圖

現(xiàn)有的迎角(或側(cè)滑角)風(fēng)標(biāo)一般為刀片式，風(fēng)標(biāo)本身的重量很大，需要在機(jī)身內(nèi)部設(shè)置配重進(jìn)行平衡，從而導(dǎo)致整個(gè)產(chǎn)品的重量過大。另外，由于內(nèi)部配重結(jié)構(gòu)的限制，迎角(或側(cè)滑角)的測量范圍很小，一般不超過±30°。由于刀片式風(fēng)標(biāo)貼近機(jī)身表面，測量的迎角(或側(cè)滑角)會(huì)受到飛機(jī)表面局部流場的影響，必須使用程序進(jìn)行補(bǔ)償。刀片式風(fēng)標(biāo)傳感器如圖3所示。

圖3 刀片式風(fēng)標(biāo)傳感器

本文設(shè)計(jì)的風(fēng)標(biāo)采用新型的自平衡結(jié)構(gòu)。為了滿足平衡和降低風(fēng)標(biāo)阻力系數(shù)，風(fēng)標(biāo)葉片采用對稱翼型。風(fēng)標(biāo)葉片使用密度小的玻璃鋼復(fù)合材料，風(fēng)標(biāo)桿使用密度大的不銹鋼材料，通過風(fēng)標(biāo)前后使用不同密度材料的結(jié)構(gòu)達(dá)到自平衡效果，并且將風(fēng)標(biāo)的氣動(dòng)中心調(diào)整到旋轉(zhuǎn)軸孔處，因此風(fēng)標(biāo)受到的徑向力矩很小，適于低速狀態(tài)下的迎角(或側(cè)滑角)測量。該風(fēng)標(biāo)安裝在飛機(jī)的正前方，并且遠(yuǎn)離機(jī)身表面，受到飛機(jī)表面氣流的影響小，可以準(zhǔn)確輸出迎角(或側(cè)滑角)的測量數(shù)據(jù)，并可大幅增加迎角(或側(cè)滑角)的測量范圍。另外，為了保持風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的剛度和強(qiáng)度，防止出現(xiàn)機(jī)構(gòu)變形，引起測量誤差，風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸采用Φ4mm不銹鋼材料制成，并加裝軸承座以支撐風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸。整個(gè)風(fēng)標(biāo)傳感器安裝在機(jī)身里面，只有風(fēng)標(biāo)葉片露于機(jī)身外,如圖4所示。

圖4 風(fēng)標(biāo)式傳感器機(jī)身安裝圖

為了保持傳感器的測量精度，風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸必須保持足夠的剛度強(qiáng)度,因此需要對風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸進(jìn)行剛度和強(qiáng)度分析。在一個(gè)極限條件下，飛行最大速度為60m/s，空氣密度為1.225kg/m3，阻力系數(shù)取0.9，風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸最大迎風(fēng)面積為732.3mm2，則施加在風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸上的氣動(dòng)力F可根據(jù)式(1)計(jì)算得出。

對風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸進(jìn)行有限元分析，結(jié)果如圖5和6所示。在最大設(shè)計(jì)載荷下，風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸的變形引起的位移變化在0.13mm左右，最大應(yīng)力為14.86MPa，滿足設(shè)計(jì)要求。

圖5 風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸剛度有限元分析圖

風(fēng)標(biāo)傳感器在機(jī)身上的安裝位置誤差會(huì)影響傳感器的測量精度，因此需要采取相應(yīng)措施以減小誤差。安裝位置誤差主要由傳感器的加工誤差和裝配誤差引起。通過提高機(jī)械加工精度來減小加工誤差，通過使用工裝夾具來減小裝配誤差。

圖6 風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸強(qiáng)度有限元分析圖

3 測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)

風(fēng)標(biāo)傳感器的測量系統(tǒng)主要是對風(fēng)標(biāo)偏轉(zhuǎn)的角度進(jìn)行采集和數(shù)據(jù)處理，得到飛機(jī)模型的真實(shí)迎角和側(cè)滑角數(shù)據(jù)。風(fēng)標(biāo)傳感器的測量系統(tǒng)通過嵌入式設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)，包括角度傳感器、數(shù)據(jù)處理器和存儲(chǔ)器等部分，如圖7所示。測量系統(tǒng)通過角度傳感器采集得到風(fēng)標(biāo)的偏轉(zhuǎn)角度，發(fā)送給數(shù)據(jù)處理器。系統(tǒng)解算后一方面通過對外輸出迎角側(cè)滑角值，供飛控系統(tǒng)使用，另一方面存儲(chǔ)到板載存儲(chǔ)器中，便于后續(xù)的數(shù)據(jù)分析。

圖7 風(fēng)標(biāo)式傳感器測量系統(tǒng)圖

由于測量精度要求高及工作環(huán)境苛刻，角度傳感器選用的是空心軸單圈絕對式角編碼器。它以2個(gè)精密的球軸承為基礎(chǔ)，適用于惡劣的工作環(huán)境。在低速轉(zhuǎn)動(dòng)環(huán)境下具有0.09°的測量精度。絕對式角編碼器通過轉(zhuǎn)動(dòng)過程中測量光電編碼盤各道刻線，以獲取唯一的編碼，再通過編碼器常用SSI接口發(fā)送給數(shù)據(jù)處理器[6]。

數(shù)據(jù)處理器采用Cortex M4芯片處理器。Cortex M4芯片處理器是由ARM專門開發(fā)的最新嵌入式處理器，在M3基礎(chǔ)上強(qiáng)化了運(yùn)算能力，新加了浮點(diǎn)、DSP和并行計(jì)算等。

4 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果分析

由于風(fēng)標(biāo)傳感器測量結(jié)果受到加工裝配精度等影響，需要通過風(fēng)洞校測試驗(yàn)來確定。試驗(yàn)結(jié)果技術(shù)指標(biāo)如表1所示，從表中試驗(yàn)數(shù)據(jù)可見，均達(dá)到了技術(shù)指標(biāo)要求。

表1 試驗(yàn)結(jié)果技術(shù)指標(biāo)Table 1 Technical indicators of test results

風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果如圖8和9所示，其中，Actual表示風(fēng)洞機(jī)構(gòu)的實(shí)際測量角度，Measure表示風(fēng)標(biāo)傳感器的測量角度。

由圖8和9可知，風(fēng)標(biāo)傳感器與風(fēng)洞機(jī)構(gòu)的測量值基本一致。由于試驗(yàn)風(fēng)洞流場品質(zhì)不好以及風(fēng)洞旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)存在測量誤差，因而風(fēng)洞機(jī)構(gòu)的測量誤差隨著機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn)角增加而增大，實(shí)測迎角為90°時(shí)的誤差為5.2°。而圖8中風(fēng)標(biāo)傳感器測量結(jié)果在迎角為90°時(shí)的誤差約為5°。因此，風(fēng)標(biāo)測量值與實(shí)際值一致。

圖8 迎角測量結(jié)果

圖9 側(cè)滑角測量結(jié)果

5 飛行試驗(yàn)結(jié)果分析

通過模型飛行試驗(yàn)對設(shè)計(jì)的風(fēng)標(biāo)傳感器進(jìn)行了驗(yàn)證，并與五孔探針的測量結(jié)果進(jìn)行比對。五孔探針進(jìn)行過風(fēng)洞試驗(yàn)標(biāo)定，測量結(jié)果準(zhǔn)確可靠，但無法測量超過±30°的迎角。

飛行狀態(tài)下試驗(yàn)結(jié)果如圖10、11和12所示，其中，AlphaWL表示左風(fēng)標(biāo)的迎角測量輸出值，AlphaWR表示右風(fēng)標(biāo)的迎角測量輸出值，AlphaFHP表示五孔探針的迎角測量輸出值，BetaW表示下風(fēng)標(biāo)的側(cè)滑角測量輸出值，BetaFHP表示五孔探針的側(cè)滑角測量輸出值。

圖10 平飛段迎角變化

圖11 平飛段側(cè)滑角變化

圖12 大迎角變化時(shí)風(fēng)標(biāo)和探針測量結(jié)果

Fig.12 Measurement results of wind vane and probe in high attack angle flight

從圖10可以看出，在平飛段，模型的迎角在8°左右，由于安裝位置引起的繞流場不同，左風(fēng)標(biāo)、右風(fēng)標(biāo)和探針有固定的系統(tǒng)誤差，但變化的跟隨性好。圖10中，在平飛段，模型的側(cè)滑角穩(wěn)定在-0.3°左右，且風(fēng)標(biāo)和探針的測量值基本一致。圖10和11的結(jié)果說明，在常規(guī)的小迎角飛行條件下，風(fēng)標(biāo)傳感器具有與五孔探針相當(dāng)?shù)臏y量能力，動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性與五孔探針相當(dāng)。

值得一提的是，本文設(shè)計(jì)的風(fēng)標(biāo)傳感器可以準(zhǔn)確地測量到大迎角狀態(tài)下的迎角值。如圖12所示，在試驗(yàn)中，模型從8°迎角一直拉起到失速迎角(此時(shí)模型失速下沉)。在迎角大于30°后，由于五孔探針頭部出現(xiàn)嚴(yán)重的流動(dòng)分離，五孔探針解算出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象，測量結(jié)果出現(xiàn)較大的偏差，不能作為飛行控制的狀態(tài)參數(shù)引入飛控系統(tǒng)，也不能用于氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)。在此過程中，左風(fēng)標(biāo)、右風(fēng)標(biāo)均可以測量到真實(shí)的迎角大小?？梢?，本文設(shè)計(jì)的風(fēng)標(biāo)傳感器具有指導(dǎo)大迎角飛行的能力，滿足小型飛行器在大迎角飛行狀態(tài)下迎角側(cè)滑角的測量需求。

6 結(jié) 論

對比分析了壓差比式傳感器與風(fēng)標(biāo)式傳感器的優(yōu)缺點(diǎn)，并結(jié)合試驗(yàn)需求，選取風(fēng)標(biāo)式傳感器為設(shè)計(jì)目標(biāo)。本文所設(shè)計(jì)的風(fēng)標(biāo)式傳感器有以下優(yōu)點(diǎn)：

(1) 風(fēng)標(biāo)式傳感器比壓差比式傳感器結(jié)構(gòu)簡單、造價(jià)低廉、測量范圍廣、不易受環(huán)境影響；

(2) 通過采用絕對式角編碼器測量角度，風(fēng)標(biāo)式傳感器具有抗干擾性能好、精度高、測量范圍廣等優(yōu)點(diǎn)；

(3) 通過采用自平衡風(fēng)標(biāo)，風(fēng)標(biāo)式傳感器省去了配重，減小了受機(jī)身氣流的影響；

(4) 經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果表明，迎角測量可達(dá)±90°,測量數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可靠。

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(編輯：楊 娟)

Design and realization of wind vane sensors of attack angle and sideslip angle based on absolute encoders

Yang Shuai1,*, Huang Ping1, Mao Zhongjun1, Zhang Lihui1, Huang Shaolin2

(1. Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 2. Radar Teaching and Research Section, Artillery Training Base of General Staff, Zhangjiakou Hebei 075100, China)

Accurate attack angle measurement is vital for post-stall maneuver. This paper propose a wind vane sensor based on absolute encoders to measure the airflow parameters to support the high angle of attack flight experiment. Firstly, two kinds of sensors are compared. One is the differential pressure ratio sensor, such as the five-hole probe, which is suitable for small angle and high Mach condition. The other is the wind vane sensor, which can follow the wind from any direction and has larger range of measurement. This paper introduces a wind vane sensor based on the absolute encoder, which has compact structure, small volume, fast response and high resolution. This makes it possible for the measurement of the high angle of attack and high angle of sideslip in the model flight test. Secondly, the components of the sensors are introduced. The wind vane sensor consists of the mechanical structure and the measurement system. The former contains wind vane, rotor and bearing support. A new type of self-balancing wind vane is designed in this paper. The vane is made of materials of different densities to achieve the self-balancing, so the bob-weight is not needed any more. The vane is installed in front of the plane to reduce the influence of the plane surface. The vane is exposed in the flow field and follows the variation of the flow, and the moving of the vane drives the angle sensor. The measurement system is an embedded micro-system, which uses the angle sensor to measure the changed angle of the vane, and then computes and outputs the attack angle (sideslip angle) to the flight control system. Choosing a suitable angle sensor is the key. The chosen absolute encoder has high resolution,good dynamic characteristic and convenient access port, which make it a better choice for this design than other angle sensors. Finally, the experimental results are given. In the wind tunnel experiment, the experimental result of the wind vane sensor met the design requirements. In the model flight experiment, the proposed wind vane sensor and a five-hole probe mounted at the head of the flight model responded simultaneously. The experiment results show that the wind vane sensor has close measurement ability compared with the five-hole probe in the small attack angle flight. On the contrary, the vane can measure the high angle of attack (over 30 degree) in the stall experiment while the five-hole probe fails in that situation. So the vane has great advantage in high angle of attack flight tests.

high angle of attack;absolute encoders;self-balancing wind vane;sensors

1672-9897(2016)01-0097-06

10.11729/syltlx20150058

2015-04-22;

2015-08-25

YangS,HuangP,MaoZJ,etal.Designandrealizationofwindvanesensorsofattackangleandsideslipanglebasedonabsoluteencoders.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(1): 97-101, 112. 楊帥,黃平, 毛仲君, 等. 一種基于絕對式角編碼器的風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn). 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(1): 97-101, 112.

V241.4

A

楊 帥(1989-)，男，河南許昌人，助理工程師。研究方向：無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。通信地址：四川省綿陽市中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(621000)。E-mail：18780329161@163.com

*通信作者 E-mail: 18780329161@163.com