石健瑜，薛雅麗

(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京211106)

0 引言

微型飛行器(MAV)是20世紀(jì)90年代發(fā)展起來的一種新型飛行器，因尺寸小、質(zhì)量輕、成本低、功能強(qiáng)、攜帶方便、操作簡單等特點(diǎn)，在軍事領(lǐng)域和民用領(lǐng)域都有著十分誘人的應(yīng)用前景。微型飛行器主要分為3種：固定翼、旋翼機(jī)、撲翼機(jī)。由于撲翼機(jī)不像固定翼飛行器一樣有完整、成熟的理論體系與計(jì)算模型和方法，氣動(dòng)計(jì)算的可靠性還有待驗(yàn)證，因此通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到的結(jié)果更為真實(shí)、可靠。近年來國內(nèi)外都建有專門針對(duì)微型飛行器設(shè)計(jì)的低速、低湍流度風(fēng)洞。

西北工業(yè)大學(xué)[1]為了對(duì)微型撲翼機(jī)進(jìn)行研究，研制了一座微型飛行器專用風(fēng)洞。該風(fēng)洞具備較低的穩(wěn)定風(fēng)速，配備了三分量應(yīng)變式天平，可以對(duì)微型飛行器的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。上海大學(xué)[2]設(shè)計(jì)并建造了一座用于研究MAV氣動(dòng)力性能的可調(diào)低湍流度風(fēng)洞，具有可變湍流度、低湍流度、低噪聲等特點(diǎn)，并提出將零質(zhì)量射流技術(shù)用于控制MAV小展弦比翼型流場，改善了其流動(dòng)狀態(tài)。北京航空航天大學(xué)[3]研制出了一種經(jīng)濟(jì)、實(shí)用的低速小型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)裝置，可滿足各種教學(xué)實(shí)驗(yàn)和模擬實(shí)驗(yàn)以及一般科研工作的需要，對(duì)小型實(shí)用風(fēng)洞的推廣應(yīng)用具有實(shí)際意義。

國外低湍流度風(fēng)洞的研制集中在發(fā)達(dá)國家。美國斯坦福大學(xué)機(jī)械工程系[4]建造了一個(gè)封閉式隧道風(fēng)洞，隧道的各個(gè)組件設(shè)計(jì)為協(xié)同工作，以產(chǎn)生均勻速度、均勻溫度、低湍流和低噪音的流量。日本福岡工業(yè)大學(xué)[5]建造了一種低成本、主動(dòng)控制的多風(fēng)扇風(fēng)洞，有助于使用自然風(fēng)的實(shí)驗(yàn)研究。

綜上所述，因常規(guī)風(fēng)洞最低穩(wěn)定風(fēng)速太高、雷諾數(shù)太大、湍流度太高的特點(diǎn)，故現(xiàn)有測試設(shè)備不適合微型撲翼飛行器。國內(nèi)外大學(xué)和研究機(jī)構(gòu)近年來已經(jīng)開始針對(duì)微型飛行器設(shè)計(jì)小型低湍流度的實(shí)驗(yàn)設(shè)備，但沒有通用的實(shí)驗(yàn)設(shè)備可以采用。因此，本文研制了低成本微型撲翼飛行器氣動(dòng)性能自動(dòng)化測試平臺(tái)。

1 風(fēng)洞洞體設(shè)計(jì)與搭建

通過SolidWorks建模設(shè)計(jì)并分析，提高設(shè)計(jì)效率，降低開發(fā)成本[6]，風(fēng)洞模型如圖1所示。

圖1 SolidWorks建模

設(shè)計(jì)完成后的風(fēng)洞結(jié)構(gòu)與尺寸如圖2所示。

圖2 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)與尺寸

1.1 收縮段

常用的收縮曲線有維特辛斯基收縮曲線、雙三次曲線、五次方曲線收縮曲線，對(duì)比上述曲線后[7]采用雙三次曲線。收縮段沿著氣流方向截面逐漸縮小，入口和出口均為方形，用于給實(shí)驗(yàn)段提供均勻的氣流。雙三次曲線公式如下：

式中：xm為兩曲線連接點(diǎn)；L為收縮段的長度；D為出口高或?qū)?；D1為進(jìn)口高或?qū)挕?/p>

計(jì)算表明，如圖1所設(shè)計(jì)的收縮段流道內(nèi)流動(dòng)不出現(xiàn)分離，且出口速度具有好的均勻度和較低的湍流度。

1.2 穩(wěn)定段

穩(wěn)定段內(nèi)部有蜂窩器和兩層阻尼網(wǎng)，用于降低氣流橫向的湍流度[8]。蜂窩器的格子采用塑料吸管手工裁剪、拼接而成。蜂窩器的孔眼圓直徑為 10mm, 在穩(wěn)定段的截面內(nèi)大約有1 600個(gè)蜂窩格子。兩層阻尼網(wǎng)間距為128mm,采用30目的鋼絲紗網(wǎng)。

1.3 實(shí)驗(yàn)段

實(shí)驗(yàn)段的框架由不銹鋼制作，側(cè)壁采用透明亞克力板制作，實(shí)驗(yàn)段上部可以打開，便于安裝與拆卸實(shí)驗(yàn)和測量裝置。下部有預(yù)留的開孔，用于安裝支撐裝置和測量設(shè)備。

1.4 擴(kuò)壓段

擴(kuò)壓段是一段沿著氣流方向截面積逐漸擴(kuò)大的管道，擴(kuò)散角為6°，沿著風(fēng)向截面面積逐漸擴(kuò)大，出、入口截面均為方形。入口與實(shí)驗(yàn)段連接，出口與動(dòng)力段連接，把氣流的動(dòng)能變?yōu)閴毫δ堋?/p>

1.5 撲翼機(jī)支撐裝置

撲翼機(jī)支撐裝置設(shè)置在實(shí)驗(yàn)段處，通過實(shí)驗(yàn)段下方開孔安裝。支撐裝置的上部有連接裝置與撲翼機(jī)模型連接，并且設(shè)計(jì)有調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，可以實(shí)現(xiàn)撲翼機(jī)模型俯仰角的變化，通過調(diào)節(jié)側(cè)壁上預(yù)留連接孔的位置，從而控制角度的變化。底座通過螺栓固定在多軸測力傳感器上，并且在與撲翼機(jī)的連接處留有電源線接口，給撲翼機(jī)提供穩(wěn)定的外接電源。

風(fēng)洞實(shí)物圖見圖3。

圖3 風(fēng)洞實(shí)物圖

2 測試控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與搭建

2.1 測力傳感器

針對(duì)微型飛行器設(shè)計(jì)了一個(gè)二維高精度的力傳感器測量系統(tǒng)，分別測量牽引力與升力。牽引力和升力測量范圍為-300g～300g(-1.96 N～1.96 N)。測量原理：多軸測力傳感器把采集到的力學(xué)信號(hào)轉(zhuǎn)化為電壓信號(hào)，通過數(shù)據(jù)采集卡(NI MCC 8通道，12位采樣)和信號(hào)放大電路傳入計(jì)算機(jī)進(jìn)行儲(chǔ)存與顯示。傳感器位置位于實(shí)驗(yàn)段正下方，上端直接與支撐裝置連接，下部連接一金屬塊用來減少振動(dòng)。示意圖[9]見圖4。

圖4 力傳感器示意圖

2.2 溫度濕度傳感器

利用溫濕度傳感器((RS485)來測量洞體內(nèi)部的溫度和濕度，通過計(jì)算機(jī)計(jì)算出空氣密度，為撲翼機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)各個(gè)參數(shù)的關(guān)系研究提供參考。

溫濕度傳感器連接于實(shí)驗(yàn)段下端，通過實(shí)驗(yàn)段下部的開孔將傳感器的探頭伸入實(shí)驗(yàn)段，再將接口與計(jì)算機(jī)連接，通過計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)的處理。指標(biāo)參數(shù)：采樣速率0～100 k/s。溫濕度傳感器示意圖見圖5。

圖5 溫濕度傳感器示意圖

2.3 高速攝像機(jī)

高速相機(jī)(GigE)安裝于實(shí)驗(yàn)段上部的支架上，鏡頭正對(duì)撲翼機(jī)模型，對(duì)焦后用于拍攝撲翼機(jī)撲動(dòng)的視頻，測量撲翼機(jī)的撲動(dòng)姿態(tài)和撲動(dòng)頻率。

2.4 風(fēng)速調(diào)節(jié)裝置

風(fēng)洞內(nèi)部的氣流由動(dòng)力段內(nèi)風(fēng)機(jī)中的電機(jī)帶動(dòng)扇葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生，風(fēng)機(jī)配備調(diào)速裝置，可以實(shí)現(xiàn)風(fēng)速的連續(xù)調(diào)節(jié)，并以此模擬不同的自然風(fēng)速條件。利用熱線式風(fēng)速儀可以采集洞體內(nèi)部風(fēng)速的實(shí)時(shí)變化，接入計(jì)算機(jī)通過顯示面板實(shí)時(shí)顯示，作為控制風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速的標(biāo)準(zhǔn)。

2.5 機(jī)翼撲動(dòng)調(diào)節(jié)裝置

撲翼機(jī)自帶電源無法維持長時(shí)間穩(wěn)定撲動(dòng)，因此設(shè)計(jì)了外接直流電機(jī)控制電路。選用220V AC轉(zhuǎn)5V DC電源適配器，DC-DC可調(diào)升壓穩(wěn)壓電源模塊, CCM6N PWM直流電機(jī)調(diào)速器, GA12-N20減速電動(dòng)機(jī)，可控制電機(jī)額定狀態(tài)下的轉(zhuǎn)速達(dá)2000r/min。電路概念圖見圖6。

圖6 撲動(dòng)裝置電路概念圖

3 LabVIEW軟件程序編寫

軟件系統(tǒng)基于LabVIEW的上位機(jī)程序，可實(shí)現(xiàn)升力和牽引力連續(xù)高速采集功能。借助LabVIEW軟件，利用虛擬軟件仿真硬件，進(jìn)行軟件設(shè)計(jì)：子程序分別通過各傳感器測試計(jì)算得到微型撲翼飛行器的升力、牽引力、風(fēng)速、溫度、濕度、空氣密度，同時(shí)高像素?cái)z像頭進(jìn)行氣流觀測和運(yùn)動(dòng)學(xué)測量，并通過LabVIEW控制風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速，5個(gè)子程序封裝完成后用狀態(tài)機(jī)完成主流程。

3.1 測力傳感器子程序

力傳感器模塊后面板見圖7。

圖7 力傳感器模塊后面板

3.2 溫濕度傳感器子程序

溫濕度傳感器子程序見圖8。

圖8 溫濕度傳感器子程序

3.3 高速攝像機(jī)子程序

高速攝像機(jī)子程序界面見圖9。

圖9 高速攝像機(jī)子程序

至此，風(fēng)洞的軟件搭建部分結(jié)束?？偪刂泼姘逡妶D10。

圖10 總控制面板

4 軟硬件系統(tǒng)調(diào)試校準(zhǔn)

將已知砝碼的質(zhì)量作為理論值，與力傳感器測出的實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比，完成力傳感器的校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)見表1。

表1 升力校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

將實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與理論數(shù)據(jù)作圖對(duì)比，見圖11。

圖11 升力校準(zhǔn)曲線

由圖11可知，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與砝碼理論數(shù)據(jù)基本重合，校準(zhǔn)成功。

再進(jìn)行牽引力校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)，方法同升力校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)見表2，牽引力校準(zhǔn)曲線見圖12。

表2 牽引力校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

由圖12可知，實(shí)驗(yàn)曲線與理論曲線基本重合。校準(zhǔn)成功。

圖12 牽引力校準(zhǔn)曲線

微型撲翼飛行器氣動(dòng)性能測試平臺(tái)的軟、硬件搭建及其校準(zhǔn)工作全部完成，可以利用此風(fēng)洞平臺(tái)進(jìn)行撲翼機(jī)模型實(shí)驗(yàn)、固定翼實(shí)驗(yàn)。

5 結(jié)語

本文研制了一套低成本微型撲翼飛行器自動(dòng)化測量平臺(tái)的設(shè)計(jì)與搭建，其創(chuàng)新點(diǎn)如下：

1)針對(duì)微型飛行器設(shè)計(jì)了一個(gè)低成本、低速微小型開口式直流風(fēng)洞，可進(jìn)行風(fēng)速調(diào)節(jié)；

2)針對(duì)微型飛行器設(shè)計(jì)了一個(gè)二維高精度的力傳感器測量系統(tǒng)；

3)針對(duì)撲翼機(jī)自帶電源無法維持長時(shí)間穩(wěn)定撲動(dòng)的限制，設(shè)計(jì)了外接直流電機(jī)控制電路；

4)針對(duì)測量需要編寫了基于LabVIEW的數(shù)據(jù)采集與處理軟件，可以實(shí)時(shí)采集傳感器里數(shù)據(jù)并計(jì)算和顯示。