肖 恒, 顧蘊松, 孫之駿

(南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院 非定?？諝鈩恿W(xué)與流動控制工業(yè)和信息化部重點實驗室, 南京 210016)

0 引 言

旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈是指在飛行過程中繞其縱軸自旋的導(dǎo)彈[1-2]，能夠通過一個控制手段實現(xiàn)俯仰和偏航控制[3]，這使得該類導(dǎo)彈的操縱和控制單一，簡化了導(dǎo)彈控制機構(gòu)，增強了系統(tǒng)的可靠性。為了有效提供控制力和力矩，這類氣動布局一般采用鴨式布局[4]。鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的氣動特性主要由兩方面構(gòu)成：一是由導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)氣流作用，二是從導(dǎo)彈鴨舵上脫落的尾渦和彈體、下游舵面的相互作用[5]。對于這類旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈，彈體表面處于復(fù)雜的氣流中，由于導(dǎo)彈的旋轉(zhuǎn)，導(dǎo)彈上游的鴨舵脫落的尾渦被動地纏繞在彈體周圍，形成繞導(dǎo)彈軸線方向的旋轉(zhuǎn)渦系[6]。在有迎角的情形下，從鴨舵脫落的旋轉(zhuǎn)渦系會與彈體及尾翼發(fā)生相互作用[7]，改變彈體表面及尾翼翼面流動狀態(tài)，導(dǎo)致導(dǎo)彈氣動與控制特性的變化。復(fù)雜的氣流耦合作用使得此類導(dǎo)彈的氣動特性具有明顯的非定常、周期性和非線性等特點，增加了其氣動特性研究的難度[8-9]。

圖1 彈體周圍渦系數(shù)值模擬結(jié)果[9]

此類旋轉(zhuǎn)模型的表面壓力測量面臨著諸多困難：一方面，模型旋轉(zhuǎn)帶來的復(fù)雜流動導(dǎo)致模型表面壓力變化復(fù)雜，對壓力測量系統(tǒng)要求很高；另一方面，模型旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致的離心、振動引入干擾信號。

為了獲得這類旋轉(zhuǎn)模型表面壓力的周期變化，國外研究人員研究了多種不同的測量方法。

Miller[10]在研究無翼旋轉(zhuǎn)體馬格努斯效應(yīng)的過程中，為避免出現(xiàn)模型旋轉(zhuǎn)帶來的影響，設(shè)計了一種特殊的測壓方法。該方法將壓力傳感器固定在彈體內(nèi)部支撐件中，通過氣密件與旋轉(zhuǎn)的外殼相隔。試驗時，彈體外殼旋轉(zhuǎn)，在特定的相位角下壓力傳感器與彈體表面的壓力孔連通，從而進行壓力測量。該方法解決了傳感器本體旋轉(zhuǎn)帶來的離心效應(yīng)，獲得了旋轉(zhuǎn)模型固定相位下模型表面壓力，但是這種方法無法連續(xù)測量彈體旋轉(zhuǎn)1個周期內(nèi)的動態(tài)變化情況。另外，這種測量方法也僅僅能夠?qū)崿F(xiàn)單通道的測量，難以實現(xiàn)模型表面的同步測量。

針對旋轉(zhuǎn)葉片表面壓力測量，Bliss等[11]采用毛細鋼管連接遠端傳感器測量，但是該方案中壓力傳輸管路十分復(fù)雜，壓力信號經(jīng)過長距離的傳遞后，壓力幅值和動態(tài)特性衰減十分明顯，具有測量原理上的缺陷。隨后Kwon等[12]對該測量方案進行了改進：將壓力傳感器設(shè)計在葉片模型內(nèi)，然后利用很短的毛細軟管將表面測點與傳感器連接。然而，旋轉(zhuǎn)離心力的作用使得傳感器的測壓薄膜受到周期性作用力，引入了不可避免的動態(tài)信號，影響了測量結(jié)果。

非接觸式快速響應(yīng)的PSP也得到了廣泛的應(yīng)用[13～15]，陳子龍等[16]利用PSP技術(shù)對跨聲速條件下壓氣機的葉柵表面壓力進行了測量，獲得了葉柵表面整體的壓力分布特征。通過這種壓力測量方法，可以獲得模型瞬態(tài)表面壓力分布，分辨率較高，但是這種測量方法受溫度影響較大，并且依然需要提供參考壓力對壓力敏感材料進行標(biāo)定。

為解決這類旋轉(zhuǎn)模型表面多點同步的非定常壓力測量問題，本次研究設(shè)計了嵌入式無線8通道壓力測量系統(tǒng)，利用該系統(tǒng)對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型表面壓力進行測量，對該技術(shù)在超聲速試驗條件下的應(yīng)用可行性進行驗證。

1 試驗設(shè)備和測試方法

1.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

本次研究使用的模型是FM-3旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型改進構(gòu)型[6]， 整個導(dǎo)彈模型分為3個部分：彈體頭部、中部和尾端旋轉(zhuǎn)驅(qū)動裝置。其中，嵌入式無線測壓模塊安裝于彈體頭部,以盡量減少測壓管路引入的壓力信號；作為模型最為復(fù)雜和重要的部分，彈體中部不僅安裝有模型同步運動機構(gòu)，同時也是舵片安裝位置和測壓分布區(qū)域；模型的尾端支撐著整個模型，該部分安裝有驅(qū)動電機和齒輪組，驅(qū)動整個模型旋轉(zhuǎn)，如圖2所示。

圖2 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型剖視圖

圖3 模型在風(fēng)洞中的安裝示意圖

模型上共分布有8個測壓點，#1、#2、#3測壓點沿著彈體周向分布，#2、#4、#5沿著彈體軸向分布，#6、#7、#8測壓點位于彈體頭部，如圖4所示。

該旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型最大的特點：能夠?qū)崿F(xiàn)鴨舵和彈體的同頻旋轉(zhuǎn)，并且其鴨舵最大偏角為10°。 因此，導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)一周的過程中，在不同相位，舵片的偏角各不相同。

圖4 測壓點的分布示意圖

圖5 導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)一周過程中舵片的偏角變化

1.2 高速風(fēng)洞

本次試驗是在南京航空航天大學(xué)NH-1高速風(fēng)洞中進行的。NH-1風(fēng)洞是暫沖式直流下吹型風(fēng)洞(見圖6)，馬赫數(shù)范圍Ma=0.3～3.0；試驗段尺寸為1.58 m(長)×0.6 m(寬)×0.6 m(高)；試驗段兩側(cè)壁為實壁，上、下壁根據(jù)試驗情況可選擇不同壁面。

圖6 NH-1高速風(fēng)洞示意圖

1.3 測壓系統(tǒng)

本次研究使用的微型嵌入式無線測壓系統(tǒng)的壓力測量模塊長10 cm、寬3.8 cm、高2.5 cm。該測壓系統(tǒng)共由8個測壓傳感器(Pressure Transducer,簡稱PT)組成,量程為30 PSI，相關(guān)技術(shù)參數(shù)如表1所示。

表1 嵌入式無線測壓系統(tǒng)技術(shù)參數(shù)

該嵌入式無線測壓模塊由以下部分組成：控制信號發(fā)射系統(tǒng)、控制信號接收系統(tǒng)、采集系統(tǒng)、壓力傳感器和存儲系統(tǒng)。

圖7 嵌入式無線測壓模塊

1.3.1 測壓系統(tǒng)靜態(tài)特性

圖8所示是無線測壓系統(tǒng)8個通道的校核結(jié)果。各個通道的滿量程誤差低于5/10 000，誤差小于100 Pa，說明該無線測壓系統(tǒng)具有較好的靜態(tài)測量特性和良好的測量精度。

圖8 壓力傳感器的靜態(tài)校核結(jié)果

1.3.2 測壓系統(tǒng)動態(tài)特性

由于本次試驗是對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型表面壓力進行動態(tài)測量,因此，需要對該嵌入式測壓系統(tǒng)的動態(tài)壓力信號衰減和延遲特性進行校核。

圖9(a)所示為該無線測壓系統(tǒng)的動態(tài)衰減特性。從圖中可以看到，在低頻階段(0～400 Hz)，壓力信號基本沒有衰減；當(dāng)頻率逐漸增大(大于400 Hz)，信號出現(xiàn)衰減，并且隨著信號頻率增大(低于1 kHz)，衰減逐漸增大，但是衰減量依然維持在較低水平(小于1%)。

圖9(b)所示為無線測壓系統(tǒng)的動態(tài)延遲特性。當(dāng)旋轉(zhuǎn)頻率增大時，系統(tǒng)的動態(tài)延遲逐漸增大，在350 Hz時達到最大值(測試范圍內(nèi))，動態(tài)延遲達到1.16 ms；而當(dāng)頻率進一步增大，動態(tài)延遲則逐漸降低。

1.3.3 測壓系統(tǒng)離心力靈敏度分析

試驗過程中，導(dǎo)彈模型以12 Hz旋轉(zhuǎn)頻率進行高速旋轉(zhuǎn)運動，會產(chǎn)生較強的離心力；同時，高速旋轉(zhuǎn)也可能導(dǎo)致模型出現(xiàn)振動等情況。為了衡量離心力和模型振動對該無線測壓系統(tǒng)的影響，在無風(fēng)條件下對該系統(tǒng)進行測試。

圖9 壓力傳感器的動態(tài)特性

圖10所示是無風(fēng)條件下導(dǎo)彈模型以12 Hz的頻率進行空轉(zhuǎn)時，嵌入式無線測壓系統(tǒng)對#2測壓點的測量結(jié)果(測量環(huán)境的大氣壓為103.60 kPa)。可以看到，測量得到的壓力數(shù)值在103.4～103.8 kPa之間波動，經(jīng)過計算分析得到測量結(jié)果如表2所示。可以看出，模型的旋轉(zhuǎn)對該嵌入式測壓系統(tǒng)的測量精度影響甚微，低于0.2%。

圖10 在無風(fēng)條件下，導(dǎo)彈模型以12 Hz頻率旋轉(zhuǎn)時，#2測壓點的測量結(jié)果

圖11是無風(fēng)條件下導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)頻率f=12 Hz條件時，對#2測壓點壓力信號進行幅頻變換得到的幅頻分布?？梢钥吹?，在0～50 Hz內(nèi)，信號并未出現(xiàn)任何與旋轉(zhuǎn)主頻相關(guān)的周期信號。這也說明，在導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)過程中，模型可能的振動、離心力對該測壓系統(tǒng)影響較小，并未引入明顯的周期信號。

表2 無風(fēng)條件下，f=12 Hz，#2測壓點的測量結(jié)果Table 2 The pressure of No.2 pressure tap (v=0 m/s, f=12 Hz)

圖11 無風(fēng)條件下，f=12 Hz，#2測壓點壓力信號的幅頻特性

2 試驗結(jié)果和分析

在Ma=1.5的來流條件下，旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型以f=12 Hz的旋轉(zhuǎn)頻率進行旋轉(zhuǎn)，利用上述嵌入式無線測壓系統(tǒng)測量旋轉(zhuǎn)彈體的表面壓力變化：

(1)

其中:cp為表面壓力系數(shù)；p為測量點的壓力，p∞為風(fēng)洞來流的靜壓，q∞為風(fēng)洞來流的動壓，單位均為Pa。

2.1 單獨彈體的表面壓力變化

在Ma=1.5的來流條件下，不帶舵片的彈體在迎角α=8°、f=12 Hz 條件下進行了風(fēng)洞試驗，得到單獨彈體旋轉(zhuǎn)過程中表面壓力變化情況。

在同一車次的壓力數(shù)據(jù)中，選取其中20個周期的試驗數(shù)據(jù)進行相位平均處理，得到導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)一周各個相位點上的壓力系數(shù)，并計算出各個相位的誤差帶寬度，如圖12所示。同時，對壓力信號進行快速傅里葉變換，得到#8測壓點的幅頻分布。

從圖12中可以看到，該嵌入式無線測壓系統(tǒng)能夠捕捉到彈體表面壓力變化；這20個周期的表面壓力系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差σ在0.006以下，說明在導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)過程中，表面壓力變化周期性較好。

從圖13中可以看到，導(dǎo)彈模型的旋轉(zhuǎn)頻率是12 Hz，2倍頻率是24 Hz。這說明：一方面，導(dǎo)彈模型能夠以12 Hz的頻率穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)；另一方面，嵌入式的測壓系統(tǒng)具有較好的動態(tài)跟隨特性，能夠獲得導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)過程中表面壓力的變化。

圖12 Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz時，彈體旋轉(zhuǎn)一周過程中，#8測壓點的壓力變化

圖13 單獨彈體表面#8測壓點的壓力信號的幅頻特性

為了驗證該嵌入式無線測壓系統(tǒng)的可靠性，針對單獨彈體在Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz狀態(tài)進行了7次重復(fù)性試驗。對試驗結(jié)果進行處理，得到#8測壓點一個周期7次試驗的結(jié)果，如圖14所示。可以看到，在7次重復(fù)性試驗過程中，各個相位下壓力系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差小于0.01，說明該測壓系統(tǒng)具有良好的重復(fù)性和可靠性。

圖14 Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz時，7個車次的#8測壓點單周期壓力變化

2.2 舵片下游彈體表面壓力變化

圖15所示為Ma=1.5、α=8°條件下，帶有舵片的導(dǎo)彈模型以12 Hz的頻率進行旋轉(zhuǎn)時，利用嵌入式無線測壓系統(tǒng)測量得到的舵片下游#1測壓點的1個周期壓力數(shù)據(jù)。對壓力信號進行快速傅里葉變換，得到幅頻分布，如圖16所示。

由于舵片的偏角與彈體進行同頻運動，極大地改變了舵片下游彈體的表面壓力分布情況(見圖15)，使得彈體表面壓力變化十分復(fù)雜，曲線的形狀出現(xiàn)較大差別，峰值的位置和大小均發(fā)生改變。但是，通過對壓力信號進行傅里葉變換，依然可以得到模型的旋轉(zhuǎn)主頻(見圖16)。這也證明了該測壓系統(tǒng)具有良好的動態(tài)特性，能夠測量模型表面高動態(tài)的復(fù)雜壓力變化。

圖15 Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz時，舵片下游 #2測壓點壓力變化

圖16 彈體表面#2測壓點壓力信號的幅頻特性

3 結(jié) 論

通過本文的試驗研究分析，可以得到如下結(jié)論：

(1) 該嵌入式無線測壓系統(tǒng)具有較好的靜態(tài)測量精度和動態(tài)跟隨特性，靜態(tài)測量誤差小于0.05%，動態(tài)延遲小于1.16 ms。

(2) 該嵌入式無線測壓系統(tǒng)具有較好的動態(tài)跟隨特性，能夠捕獲旋轉(zhuǎn)模型表面壓力變化；系統(tǒng)具有較好的可靠性，壓力系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差小于0.01。

(3) 該測壓系統(tǒng)能夠捕獲旋轉(zhuǎn)彈體舵片下游的表面壓力變化情況，為該類動態(tài)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的風(fēng)洞試驗研究提供了一種研究手段，同時也為分析這類旋轉(zhuǎn)飛行導(dǎo)彈的氣動特性提供了新的方法。

致謝:感謝南京航空航天大學(xué)鮑繼發(fā)技師、張強、趙航、趙冬凱等在試驗過程中給予的寶貴幫助。