(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引言

風(fēng)洞是一種產(chǎn)生可控均勻氣流的管狀試驗(yàn)裝置，用于模擬飛行器在不同飛行高度和速度條件下的氣動(dòng)力現(xiàn)象。風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)是指通過應(yīng)變天平測(cè)量氣流作用在模型上的氣動(dòng)力試驗(yàn)。風(fēng)洞常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)采用模型階梯運(yùn)行的方式，模型運(yùn)行到指定攻角后，通知數(shù)采系統(tǒng)完成采集，然后模型運(yùn)行至下一攻角，依次循環(huán)完成所有攻角的采集。連續(xù)變攻角測(cè)力試驗(yàn)中模型攻角連續(xù)運(yùn)行，期間對(duì)模型攻角、模型所受氣動(dòng)載荷、流場(chǎng)參數(shù)等動(dòng)態(tài)變化信號(hào)進(jìn)行高速連續(xù)采集，數(shù)據(jù)處理前先對(duì)動(dòng)態(tài)信號(hào)進(jìn)行濾波及同步處理，然后對(duì)各種非氣動(dòng)載荷進(jìn)行修正，最后計(jì)算得到氣動(dòng)載荷和氣動(dòng)系數(shù)。常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果為離散點(diǎn)數(shù)據(jù)，而連續(xù)變攻角測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)攻角間隔小，數(shù)據(jù)內(nèi)外插值精度更高，更能準(zhǔn)確反應(yīng)飛行器氣動(dòng)力特性[1]，同時(shí)模型連續(xù)運(yùn)行減少了模型攻角控制系統(tǒng)走停加減速及通訊占時(shí)，可以極大地縮短風(fēng)洞試驗(yàn)的時(shí)間，提高試驗(yàn)效率，降低風(fēng)洞運(yùn)行成本,因此該試驗(yàn)技術(shù)在低速及高速風(fēng)洞得到了較為廣泛的應(yīng)用[2-4]。

連續(xù)變攻角試驗(yàn)技術(shù)數(shù)據(jù)處理主要存在以下兩個(gè)問題：天平、壓力傳感器、溫度傳感器與攻角傳感器自身響應(yīng)特性及對(duì)信號(hào)調(diào)理設(shè)備的響應(yīng)不一致，造成攻角與模型氣動(dòng)系數(shù)不匹配；模型自重，模型加減速及勻速運(yùn)行過程中存在的慣性力及離心力，氣動(dòng)滯后，均會(huì)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生影響。因此無法直接使用連續(xù)變攻角測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，需要對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

近年來Φ0.5米高超聲速風(fēng)洞成功建立了連續(xù)變攻角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)[5]，針對(duì)連續(xù)變攻角試驗(yàn)中天平信號(hào)延時(shí)、天平支桿彈性角、模型自重、模型慣性力和離心力等影響因素，提出了系統(tǒng)的數(shù)據(jù)修正與處理方法，取得了良好的應(yīng)用效果。

1 總體方案

Φ0.5米高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變攻角試驗(yàn)及數(shù)據(jù)處理流程如圖1所示。首先采集自重?cái)?shù)據(jù)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)，流程與常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)類似[6]，即靜態(tài)無風(fēng)條件下模擬動(dòng)態(tài)試驗(yàn)過程中模型運(yùn)行軌跡，保持模型攻角控制系統(tǒng)加減速度及運(yùn)行速度一致，采集得到自重?cái)?shù)據(jù)，之后進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)。然后計(jì)算天平各分量數(shù)據(jù)與攻角數(shù)據(jù)的互相關(guān)函數(shù)[4]，計(jì)算延時(shí)修正量，互相關(guān)函數(shù)計(jì)算使用靜態(tài)條件下模型周期運(yùn)行過程中采集到的數(shù)據(jù)。最后進(jìn)行數(shù)據(jù)修正與處理，主要包括數(shù)字濾波、延時(shí)修正、支桿彈性角修正、攻角插值、模型自重修正、模型離心力與慣性力修正、氣動(dòng)力及氣動(dòng)系數(shù)計(jì)算等步驟。

圖1 連續(xù)變攻角試驗(yàn)及數(shù)據(jù)處理流程圖

2 硬件系統(tǒng)

Φ0.5米高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變攻角測(cè)量系統(tǒng)組成如圖2所示，包括天平、熱電偶、壓力傳感器、傾角傳感器、攻角編碼器等一次儀表，Preston 8300XWB前置信號(hào)調(diào)理器，數(shù)采系統(tǒng)和工控機(jī)等組成[7]。PXI數(shù)采系統(tǒng)選用泛華測(cè)控PS PXI-9108機(jī)箱，嵌入式控制器為PS PXI-3050；數(shù)據(jù)采集卡為NI PXI-6289，18位，采樣率多通道共享625 KS/s，32路單端或者16路差分輸入，2路計(jì)數(shù)器輸入；DIO卡為PS PXI-3305卡，DI與DO各32路。各類傳感器的模擬信號(hào)輸出經(jīng)信號(hào)調(diào)理后以差分接線方式輸入數(shù)采系統(tǒng)，攻角信號(hào)采用攻角控制系統(tǒng)的光電編碼器反饋信號(hào)，由數(shù)采系統(tǒng)的計(jì)數(shù)器采集，傾角傳感器安裝于模型支撐機(jī)構(gòu)側(cè)面，采用間接測(cè)量攻角的方式，誤差較大，主要用于攻角監(jiān)測(cè)。

圖2 連續(xù)變攻角測(cè)量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

3 連續(xù)變攻角試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方法

3.1 數(shù)字濾波

由于風(fēng)洞現(xiàn)場(chǎng)信號(hào)傳輸距離較長(zhǎng)，且天平應(yīng)變片輸出為毫伏級(jí)電壓信號(hào)，易受空間電磁干擾和共模干擾的影響。雖然各信號(hào)使用雙絞屏蔽線纜傳輸并經(jīng)過了信號(hào)調(diào)理設(shè)備的低通濾波，為抑制干擾提高測(cè)量精度，確保試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量，仍需對(duì)采集數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)字濾波處理。為消除數(shù)字濾波后的延時(shí)，使用一種無延時(shí)濾波器[8]，對(duì)模擬信號(hào)數(shù)據(jù)進(jìn)行低通濾波處理，濾波公式為：

Y(z)=X(z)H(z)H(z-1)

(1)

H(z)為三階Butterworth低通濾波器，截止頻率為2Hz。首先用設(shè)計(jì)的濾波器H(z)對(duì)原始信號(hào)X(z)進(jìn)行濾波，得到的結(jié)果X(z)H(z)在時(shí)域上翻轉(zhuǎn)，變?yōu)閄(z-1)H(z-1)后，再用同樣的濾波器H(z)進(jìn)行濾波，將得到新的處理結(jié)果X(z-1)H(z-1)H(z)，在時(shí)域上翻轉(zhuǎn)回來，由此得到X(z)H(z)H(z-1)。使|z|=1，即z=ejω，則輸出結(jié)果為X(ejω)|H(ejω)|2，經(jīng)過該濾波器的信號(hào)相位無變化，濾波器階數(shù)為六階。信號(hào)濾波前后對(duì)比結(jié)果如圖3所示，可以看到噪聲得到了有效抑制，數(shù)據(jù)更為平坦。

圖3 濾波前后數(shù)據(jù)對(duì)比

3.2 天平數(shù)據(jù)同步修正

無量綱的氣動(dòng)系數(shù)為測(cè)力試驗(yàn)的最終結(jié)果，計(jì)算公式如式(2)所示。式中C為氣動(dòng)系數(shù)，包括軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、橫向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)，F(xiàn)為氣動(dòng)載荷；q為動(dòng)壓，與流場(chǎng)參數(shù)中的馬赫數(shù)、總壓與總溫有關(guān)；S為氣動(dòng)系數(shù)，Li為氣動(dòng)參考長(zhǎng)度，均為模型參數(shù)。

(2)

由式(2)可知，對(duì)于同一模型，氣動(dòng)系數(shù)由氣動(dòng)載荷及動(dòng)壓決定，而動(dòng)壓由流場(chǎng)參數(shù)計(jì)算得到。對(duì)高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)來說，動(dòng)壓由馬赫數(shù)、總壓及總溫計(jì)算得到，馬赫數(shù)由噴管形面確定，試驗(yàn)中為固定的參數(shù)，因此主要考慮總壓及總溫對(duì)動(dòng)壓的影響。在規(guī)定的模型阻塞度及運(yùn)行攻角范圍內(nèi)，模型攻角變化對(duì)風(fēng)洞總壓及總溫控制精度產(chǎn)生影響較小，模型攻角與總壓及總溫的相關(guān)性較弱。且在控制精度范圍內(nèi)的總壓及總溫波動(dòng)對(duì)動(dòng)壓的影響可以忽略[9]，因此可不對(duì)壓力傳感器及溫度傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行同步修正，主要修正對(duì)象為測(cè)量氣動(dòng)載荷的天平數(shù)據(jù)。風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果是模型在不同攻角下的氣動(dòng)力系數(shù)，因此以模型攻角數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)，將天平數(shù)據(jù)修正到與攻角數(shù)據(jù)相同的時(shí)間序列，同步修正包括延時(shí)計(jì)算和修正兩個(gè)步驟。

延時(shí)計(jì)算基于互相關(guān)函數(shù)原理，假設(shè)兩個(gè)平穩(wěn)隨機(jī)信號(hào)x(t)和y(t),兩信號(hào)的互相關(guān)函數(shù)Rxy(τ)由式(3)計(jì)算得到，用于描述信號(hào)x(t)和y(t)在任意兩個(gè)不同時(shí)刻的相關(guān)程度?；诨ハ嚓P(guān)函數(shù)的性質(zhì)原理，假設(shè)x(t)是系統(tǒng)的輸入信號(hào)，y(t)是系統(tǒng)輸出，互相關(guān)函數(shù)Rxy(τ)最高峰值處的τ就是該系統(tǒng)的滯后時(shí)間，即信號(hào)x(t)相對(duì)y(t)的時(shí)間延時(shí)。

(3)

為提高修正量計(jì)算精度，使用模型多周期運(yùn)行數(shù)據(jù)提高互相關(guān)函數(shù)的峰值。模型運(yùn)行攻角設(shè)置原則是在試驗(yàn)最大攻角和最小攻角兩端保留一定余量，便于延時(shí)修正及數(shù)據(jù)插值，避免數(shù)據(jù)截?cái)啵缭囼?yàn)需求模型運(yùn)行-4°～14°，則運(yùn)行攻角設(shè)置為-4.5°～14.5°?？紤]到氣動(dòng)滯后的影響，模型運(yùn)行速度不宜過快[2]，經(jīng)調(diào)試確定加減速速率設(shè)置為5°/s2，攻角運(yùn)行速度為3°/s。風(fēng)洞無風(fēng)狀態(tài)下，模型按設(shè)定攻角范圍連續(xù)運(yùn)行若干個(gè)周期，其中1個(gè)周期為：最小攻角—>最大攻角—>最小攻角，運(yùn)行過程中采集攻角及天平各分量數(shù)據(jù)。離散數(shù)據(jù)間互相關(guān)函數(shù)計(jì)算公式如下：

Rαbi(n)=α(n)*bi(n)

(4)

α(n)為攻角數(shù)據(jù)，bi(n)為天平各分量數(shù)據(jù)，i=1、2…6，N為α(n)與bi(n)的序列長(zhǎng)度，Rαbi(n)長(zhǎng)度為2N-1。找出Rαbi(n)中的最大峰值所處坐標(biāo)di，延時(shí)修正量即為di-N。延時(shí)修正量如小于0，則bi(n)相對(duì)α(n)滯后，如大于0，則bi(n)相對(duì)α(n)超前。

在空中盤旋的二十分鐘里，我聽到了一個(gè)悲傷的故事。教練告訴我，遲羽和七哥結(jié)婚后的第二年，在一次常規(guī)飛行中出了事故。

圖4 攻角與天平信號(hào)互相關(guān)函數(shù)

圖4為攻角信號(hào)與天平俯仰力矩輸出信號(hào)的互相關(guān)函數(shù)，得到修正量為-3，即天平信號(hào)滯后于攻角信號(hào)3個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。測(cè)試發(fā)現(xiàn)，天平在不同信號(hào)調(diào)理設(shè)備低通濾波頻率下的修正量存在差異，不同天平的修正量也不相同，這是由于濾波器相位延時(shí)及天平響應(yīng)時(shí)間差異造成的，因此更換天平或信號(hào)調(diào)理設(shè)備的濾波頻率后需要重新計(jì)算修正量。

3.3 支桿彈性角修正

受模型氣動(dòng)載荷及自身重量影響，天平支桿會(huì)產(chǎn)生變形，模型實(shí)際攻角與運(yùn)行攻角存在差異，因此需要對(duì)支桿彈性角進(jìn)行修正。使用自重?cái)?shù)據(jù)、試驗(yàn)數(shù)據(jù)和天平校準(zhǔn)文件分別計(jì)算得到模型在自重及試驗(yàn)狀態(tài)的支桿彈性角，結(jié)合模型運(yùn)行攻角、支桿彈性角、天平軸系與模型體軸系的關(guān)系可以計(jì)算得到模型的實(shí)際攻角[6]。

3.4 模型自重、離心力及慣性力修正

不同模型攻角狀態(tài)下，天平均會(huì)受到模型自身重量的影響，需要對(duì)自重產(chǎn)生的力和力矩進(jìn)行修正。同時(shí)模型攻角控制系統(tǒng)在運(yùn)動(dòng)過程中，天平測(cè)量會(huì)受到離心力及慣性力的影響，當(dāng)模型以固定角速度ω運(yùn)行時(shí)，會(huì)產(chǎn)生作用于天平縱軸的離心力，影響軸向力的測(cè)量。由于攻角系統(tǒng)啟動(dòng)及停止時(shí)的加速和減速運(yùn)動(dòng)，以及運(yùn)動(dòng)過程中的不平穩(wěn)，還會(huì)存在角加速度dω/dt，由此引起的慣性力會(huì)影響法向力和俯仰力矩的測(cè)量結(jié)果。

自重狀態(tài)下，天平所受的力和力矩為：

F1=Fg+FI1

M1=Mg+MI1

(5)

模型在風(fēng)洞流場(chǎng)中運(yùn)行時(shí)，天平所受的力和力矩為：

F2=Fg+FI2+FA

M2=Mg+MI2+MA

(6)

式中,Fg、Mg為模型自身重量引起的力或力矩；FI1、MI1為自重模擬時(shí)，模型運(yùn)動(dòng)的慣性力或慣性力矩；FI2、MI2為試驗(yàn)過程中，模型運(yùn)動(dòng)的慣性力或慣性力矩；FA、MA為試驗(yàn)中模型所受的氣動(dòng)力或氣動(dòng)力矩。

因模型攻角控制系統(tǒng)的運(yùn)行重復(fù)性能良好[10]，自重及吹風(fēng)狀態(tài)在相同攻角時(shí)，可認(rèn)為模型所受離心力及慣性力是一致的，即：

FI1=FI2

MI1=MI2

(7)

通過扣模型自重的方式即可同時(shí)對(duì)離心力及慣性力進(jìn)行修正，由式(5)與式(6)相減得到氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩：

FA=F2-F1

MA=M2-M1

(8)

天平輸出信號(hào)的增量與所測(cè)力與力矩成正比，因此可根據(jù)式(8)對(duì)天平輸出信號(hào)進(jìn)行修正。需要注意的是自重及吹風(fēng)狀態(tài)的攻角數(shù)據(jù)為兩次模型運(yùn)行的結(jié)果，往往不一致，扣模型自重前需對(duì)天平數(shù)據(jù)進(jìn)行等攻角間隔插值，插值后自重?cái)?shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)按攻角一一對(duì)應(yīng)。上述修正方法對(duì)模型攻角控制系統(tǒng)的重復(fù)定位精度及運(yùn)行穩(wěn)定性要求較高，為保障數(shù)據(jù)修正精度，試驗(yàn)前需要對(duì)攻角運(yùn)行曲線進(jìn)行對(duì)比分析。

4 試驗(yàn)與分析

4.1 數(shù)據(jù)處理流程

保持模型攻角系統(tǒng)和采集系統(tǒng)參數(shù)一致，在風(fēng)洞無風(fēng)條件下采集自重初讀數(shù)B0和自重?cái)?shù)據(jù)B和αB，在風(fēng)洞有風(fēng)條件下采集試驗(yàn)初讀數(shù)A0和試驗(yàn)數(shù)據(jù)A和αA。A0和B0為無氣流條件下模型攻角零度時(shí)天平的輸出，分兩次采集初讀的目的是消除天平輸出漂移的影響，A和B為模型運(yùn)行過程中的天平信號(hào)，αA和αB為攻角數(shù)據(jù)。

通過靜態(tài)模擬得到天平數(shù)據(jù)的延時(shí)修正量，A和B經(jīng)過濾波與延時(shí)修正后為Afc與Bfc，經(jīng)過數(shù)字濾波與彈性角修正后的攻角數(shù)據(jù)為αAfm、αBfm。按αAfm、αBfm分別對(duì)Afc與Bfc進(jìn)行插值，插值區(qū)間與間隔一致，插值結(jié)果為Afci和Bfci。根據(jù)式(9)計(jì)算得到天平各分量的信號(hào)增量D。

D=(Afci-A0)-(Bfci-B0)

(9)

根據(jù)D及天平校準(zhǔn)文件計(jì)算得到氣動(dòng)力和力矩，該結(jié)果已修正模型自重、離心力及慣性力的影響，最后結(jié)合風(fēng)洞流場(chǎng)參數(shù)即可計(jì)算得到模型氣動(dòng)力系數(shù)。

Φ0.5米高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變攻角數(shù)據(jù)處理軟件基于Matlab2010b開發(fā)，GUI界面如圖5所示，主要功能包括：參數(shù)設(shè)置、時(shí)頻域分析、數(shù)據(jù)預(yù)處理、流場(chǎng)參數(shù)及氣動(dòng)系數(shù)計(jì)算、曲線顯示等功能模塊。包含連續(xù)變攻角測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正功能，同時(shí)具備常規(guī)階梯及連續(xù)變攻角測(cè)力數(shù)據(jù)處理功能。

圖5 Φ 0.5米高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變攻角數(shù)據(jù)處理軟件

4.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

為驗(yàn)證修正方法的有效性，開展了連續(xù)變攻角與常規(guī)階梯的對(duì)比試驗(yàn)，試驗(yàn)使用HB-2(Φ70)標(biāo)模，試驗(yàn)運(yùn)行攻角范圍-4～14°，常規(guī)階梯試驗(yàn)攻角數(shù)為12個(gè)。數(shù)采系統(tǒng)采樣率為200，信號(hào)調(diào)理設(shè)備低通濾波截止頻率為1 Hz，攻角插值間隔為0.01°，試驗(yàn)馬赫數(shù)為5、7、9。經(jīng)過延時(shí)計(jì)算，連續(xù)變攻角試驗(yàn)的天平數(shù)據(jù)延時(shí)修正量見表1，濾波截止頻率為1 Hz時(shí)延時(shí)修正量大于10 Hz，表明天平信號(hào)在10 Hz濾波頻率下的攻角跟隨能力優(yōu)于1 Hz，但10 Hz濾波時(shí)存在信號(hào)噪聲顯著增大的情況。假設(shè)不對(duì)延時(shí)進(jìn)行修正，根據(jù)采樣率及攻角運(yùn)行速度，可知天平各分量對(duì)應(yīng)的攻角偏差為0.6°(1 Hz)和0.045°(10 Hz)，結(jié)果曲線會(huì)出現(xiàn)不同程度的水平平移。

表1 天平延時(shí)修正量

根據(jù)氣動(dòng)力及流場(chǎng)參數(shù)，可得到無量綱化的氣動(dòng)力系數(shù)，其中法向力系數(shù)(CN)、軸向力系數(shù)(CA)、俯仰力矩系數(shù)(Cm)為隨攻角變化的主要?dú)鈩?dòng)力系數(shù)，結(jié)果對(duì)比如圖6所示。由圖可知連續(xù)變攻角試驗(yàn)結(jié)果與常規(guī)階梯試驗(yàn)結(jié)果重合較好，其中馬赫數(shù)5時(shí)基本重合，CN、CA、Cm最大差量分別為0.0065,、0.0011、0.0075，滿足試驗(yàn)精度要求[9]；高馬赫數(shù)7和9時(shí)，小攻角數(shù)據(jù)差量較小，但大攻角數(shù)據(jù)的差量有隨攻角變大的趨勢(shì),馬赫數(shù)9時(shí)最大攻角14°條件下，差量分別為0.0142、0.00412、0.01056。大攻角差量較大的原因是連續(xù)變攻角試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞高溫氣流中運(yùn)行的時(shí)間是常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)的1/3，天平溫度效應(yīng)較小，且由于高馬赫數(shù)總溫更高，常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)大攻角時(shí)溫度效應(yīng)更為顯著，導(dǎo)致差量有放大的趨勢(shì)。

圖6 連續(xù)變攻角與常規(guī)階梯試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

為證明上述結(jié)論，開展了溫度效應(yīng)試驗(yàn)，具體方法為：仍采用常規(guī)階梯試驗(yàn)方式，但減去小攻角的試驗(yàn)階梯，使模型運(yùn)行到最大角度14°時(shí)所耗費(fèi)的時(shí)間同連續(xù)變攻角方式基本相同，然后在14°時(shí)定攻角采集幾組數(shù)據(jù)，直至采集完最后一組數(shù)據(jù)所耗費(fèi)的試驗(yàn)時(shí)間同常規(guī)階梯試驗(yàn)方式運(yùn)行到最大攻角耗時(shí)基本相同。結(jié)果對(duì)比如圖7所示，溫度效應(yīng)試驗(yàn)第一組結(jié)果同連續(xù)變攻角結(jié)果基本相同，隨著時(shí)間的推移，天平溫度效應(yīng)增大，量值向常規(guī)階梯試驗(yàn)結(jié)果靠近。馬赫9時(shí)由于氣流溫度更高，溫度效應(yīng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ痛蠊ソ潜３謺r(shí)間較長(zhǎng)，隨著時(shí)間的推移，相對(duì)常規(guī)階梯試驗(yàn)溫度效應(yīng)更為顯著，與常規(guī)階梯結(jié)果先接近然后又逐漸產(chǎn)生偏差。通過對(duì)比可知，連續(xù)變攻角與常規(guī)階梯試驗(yàn)結(jié)果在大攻角時(shí)的差量主要是由天平溫度效應(yīng)導(dǎo)致的。

圖7 天平溫度效應(yīng)驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果

5 結(jié)束語(yǔ)

連續(xù)變攻角試驗(yàn)技術(shù)相對(duì)階梯試驗(yàn)技術(shù)具有試驗(yàn)時(shí)間短和數(shù)據(jù)豐富的優(yōu)點(diǎn)，針對(duì)Φ0.5米高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變攻角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)數(shù)據(jù)處理需求，提出了連續(xù)變攻角試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集及處理流程。運(yùn)用無延時(shí)數(shù)字濾波器對(duì)信號(hào)各類噪聲進(jìn)行有效抑制，提出了靜態(tài)條件下天平信號(hào)延時(shí)計(jì)算及修正方法，針對(duì)支桿彈性角、模型自重、加減速運(yùn)行過程中產(chǎn)生的離心力和慣性力提出了系統(tǒng)的修正方法。

驗(yàn)證試驗(yàn)表明，連續(xù)變攻角試驗(yàn)結(jié)果與階梯試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，由于連續(xù)變攻角試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮跉饬髦械倪\(yùn)行時(shí)間縮短為常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)的1/3，可有效減小高馬赫數(shù)條件下的天平溫度效應(yīng)。溫度效應(yīng)試驗(yàn)還表明模型在高溫氣流中的時(shí)間越長(zhǎng)，暴露的面積越大，天平溫度效應(yīng)越顯著。因此溫度效應(yīng)成為影響試驗(yàn)精度的重要因素，為改善測(cè)力試驗(yàn)精度，后續(xù)需就天平溫度補(bǔ)償展開進(jìn)一步研究工作。