风洞试验中的位移测量新技术.doc

风洞试验中的位移测量新技术摘要：风洞试验结果作为飞机设计的原始输入依据，其准确程度对最后的设计有着非常重要的影响。现代飞机设计越来越强调设计的精确、精细和精准，这就要求风洞试验与之对应。在现有的风洞试验中，涉及到模型姿态和位移测量的项目越来越多，模型受载后的变形量也被用来作为数据修正的重要依据，因此风洞试验中的位移精确测量技术为各国风洞普遍采用。本文从飞机设计的角度出发，通过分析风洞试验中位移测量的必要性和重要意义，进而引出一种基于图像测量的Optotrak?精确位移测量技术，并介绍了该技术在风洞试验中的应用。.引言飞机设计离不开风洞试验，飞机设计中的许多输入条件，比如原始气动力，载荷分布，焦点位置等都是来自风洞试验结果。因此，风洞试验结果的准确性直接影响飞机设计的准确性。随着技术的进步和市场的竞争日趋激烈，飞机设计越来越朝着精细化方向发展，反映在设计叠代的次数逐渐减少，设计的功效不断提高，过去要花10年才能完成的设计，现在34年就可以完成，这就要求所有的输入条件必须是准确可靠的。飞机设计中各个专业是互为输入输出条件的，气动为载荷的设计依据，载荷为强度的设计依据，强度为结构的设计依据，所以气动数据是整个飞机设计的基础。当前飞机设计对风洞试验的要求越来越高，风洞试验越来越精细化。风洞试验精细化要求体现在对风洞试验中产生误差的各个环节进行优化，提高测试手段和测量精度，减小测量误差。在风洞试验的各个环节中，人们往往只是注意到提高模型的加工质量，传感器的精度，采集系统的精度和响应，以及流场的均匀性和稳定性，却忽略了模型位移的测量。本文从飞机设计的角度出发，通过分析风洞试验中位移测量的必要性和重要意义，进而引出一种基于图像测量的新型位移测量技术在风洞试验中的应用。1模型位移测量在风洞试验中的必要性在讨论模型位移测量之前，首先要澄清一个问题，作为飞机设计方，他无须也无法通过风洞试验得到与真实飞行完全一致的气动力。这是因为，（一）飞机设计方在初始设计阶段对构型无法准确的定义。飞机的构型除了首先要满足气动力的要求外，还要与系统、重量进行协调，构型的更改在整个设计阶段都或多或少存在，因此在不同阶段进行的风洞试验，模型构型上存在差异。（二）即使飞机构型最终确定，飞机甚至已经定型交付，设计师依然很难给出一个所需气动力的准确构型。特别是对于大展弦比飞机，机翼受气动载荷和机动载荷的作用会产生弹性变形（图1），这种变形受飞机重量，飞行高度，重心位置，飞行速度等许多因素的影响，有非常大的不确定性。基于上述两点，通常飞机设计采用基本构型气动力加上气动弹性修正的方法来确定飞机在不同飞行条件下的气动力。所谓基本构型就是选择一种可以准确定义的飞机构型作为飞机风洞试验的基本外形，通常采用1g外形或者是型架外形。在风洞试验时，假设试验模型是绝对刚性的物体，这样得到的气动力就是飞机基本构型气动力，然后在通过弹性修正，就可以得到所需要的气动力。图1 不同飞行条件下的定常翼尖偏转可见在采用缩比模型进行风洞模拟试验时，保证模型的绝对刚性是非常重要的，但是往往在试验时这一点很难做到。尤其是遇到大展弦比或超大展弦比飞机，模型的翼载荷较大，而且机翼压心距离模型机身对称面的距离也较大，容易造成较大的机翼弯矩，甚至是扭矩（对于后掠机翼），机翼产生较明显的变形。这种变形会使得模型机翼的上反角和扭转角发生变化，造成机翼环量分布发生改变。需要指出的是，这种变化既与真实飞机的弹性变形不一致（没有进行惯量模拟），又与基本构型不一致，所以是一种“中间”状态的结果（图2）。这种变形在模型设计和制造中是无法避免的。/除此之外，对于一些采用内式天平尾撑的试验，也有一点是容易被忽视的。那就是模型受载时的姿态与零载时的一致性问题，特别是对于大攻角试验，往往在扣除天平初始值时做不到一致，造成试验误差。其原因也是由于模型（包括天平和支杆）变形所造成的。这就给风洞提出了一个课题，如何从试验结果中剔除这种由于模型变形带来的影响。图2 大展弦比飞机模型在风洞试验时的典型变形就第一个问题而言，通常对于飞机设计方来讲，这种定常变形所带来的气动力增量可以通过CFD校正的方法来得到，但是前提条件是必须要了解模型的准确变形程度。因此未来的风洞客户除了要求进行气动力、气动力矩和压力分布的测量外，很大程度上还会要求风洞提供准确的模型变形测量，以解决CFD校正所要的输入条件。第二个问题是需要风洞自身加以提高的，其解决的手段主要也是靠模型变形的测量，许多风洞采用实时角测量技术就是解决该问题的较好方法。2风洞技术对模型位移测量的要求前面是从客户对风洞要求的角度来阐述模型位移测量的必要性，也可以认为是对现有风洞试验技术向精细化发展的更高要求。那么就风洞试验本身而言，有许多试验技术本身就要求对模型进行位移测量，最为典型的有三项试验技术：外挂物投放试验；模型尾旋试验；颤振试验。2.1外挂物投放试验外挂物从母机上投放或发射时，在离机的初始阶段，均处在复杂的干扰流场中，这使得投放物与母机分离的运动特性与在均匀流场中大不相同。不良的投放分离特性不仅影响作战效能的发挥，更严重的是会危及母机的安全。为了判定外挂物从母机上投放的安全性和可靠性，通常利用模型在风洞进行外挂分离特性预测试验，通常称之为动力相似模型外挂物投放试验。外挂物投放试验要得到在投放初始阶段投放物的分离运动姿态和轨迹，分析飞机在各种迎角、侧滑角、飞行速度、飞行高度和投放物的外形、助投力及投放物在飞机上的悬挂位置等参数对投放物分离运动轨迹和姿态的影响，确定安全投放的参数范围，为飞机外挂物的布局设计和投放参数控制提供依据。投放试验不仅有对单个外挂物进行投放，也有多个外挂物的连投或齐投。投放试验是要得到物体在下落过程中得轨迹和姿态，因此位移测量是关键。过去投放试验结果的记录通常采用多次曝光照相或高速摄影技术。所谓多次曝光照相，是在同一张底片上按一定时间间隔对被摄物作多次曝光，于是运动的物体便在该底片上形成反映其运动轨迹和姿态的一连串影像。然后再对空间运动轨迹作三维判读和分析，以推断出物体得运动姿态。这里有两个问题是比较难解决的。（一）为了准确判读，要求必须从正交的三个不同方向同时拍摄模型的投放轨迹照片，通常是从飞机模型的正前方、左（右）侧和底部（或顶部）同时拍摄前视、侧视、仰（俯）视的投放轨迹照片。这样安装在飞机模型正前方的拍摄装置就会对流场产生较大得干扰。（二）由于有三部相机同时拍摄，所以要求快门的同步性要很好，否则三个方向的图像无法在时间上准确对应。另外，由于是连续曝光，所以记录的图像是非连续的，两幅图像间的变化取决于快门的速度。这种连续摄像技术在投放试验中应用多年后需要面临新的提高。2.2模型尾旋试验为了研究飞机的尾旋及其改出特性，通常使用立式风洞进行模型尾旋试验。立式风洞是一种具有垂直试验段，试验段气流垂直向上的低速风洞。在立式风洞中采用动力相似的模型作尾旋自由飞试验时，控制试验段风速，使上升的气流产生的“浮力”恰好平衡自由飞模型的重力，让模型能“悬浮”在试验段自由运动，以便仔细观测尾旋及其改出的情况。利用立式风洞进行模型自由飞试验的主要目的在于观测和分析尾旋特性，研究各种重要参数（例如各个部件、不同载荷配重、质心位置、外挂物构型以及外形变化等）对尾旋特性的影响，确定最佳的尾旋改出方法。试验时通过预定姿态投入法或吊挂支持模型法使模型进入尾旋运动，操纵位于试验段侧面和试验段顶部或底部的摄像机组成的运动轨迹测示系统测量模型作尾旋运动时的各运动参数随时间变化的规律，直到尾旋改出。其间，当模型作尾旋运动很少几圈后，自动操纵台给模型舵面偏转装置发出遥控指令，使模型舵面按预定方案偏转以改出尾旋（或到一个新的尾旋状态）。与投放试验一样，尾旋试验也存在图像判读的问题。以往的判读方法也是通过对摄影胶卷和其他测示记录数据的分析，就可获得给定飞机模型的尾旋特性和尾旋改出特性，得到模型的迎角、滚转角、尾旋速率和改出的旋转圈数，并根据试验风洞风速得出模型的下降速率进而获得下降的垂直距离等。尾旋试验的判读是靠摄影图像与一个安放在陀螺仪上的参照模型进行对比，得到对应的姿态。2.3颤振试验颤振试验是研究飞机的结构弹性与流动以及惯性之间耦合作用的一项试验。主要测定飞机的颤振临界速度（或动压）和颤振频率，并判断其颤振模态；在有些情况下，要求测定亚临界状态下的模态频率和阻尼比随速度（或动压）的变化，这里也包括单独部件的颤振特性。无论是全机颤振模型还是部件颤振模型，在试验时都要安放在一个具有一定方向自由度的连接装置上，模型本身是动力相似模型。在颤振试验中有两个地方需要用到模型的位移测量。一是颤振模态的确定，一个是刚度的确定。而在以往的试验中，颤振模态的确定是靠连续摄影的方法，刚度的测量是通过应变计。目前国内颤振试验一般采用两种方法，一种是直接测量颤振临界点，这种方法的缺点是：1）极易损坏模型，特别是突发性颤振；2）对于和缓性颤振，因为有较长的低阻尼区，虽然模型响应大，但并不发散，判断临界条件比较困难，因此临界动压误差较大；3）无法了解颤振的发展过程。另一种亚临界响应外插法，这种方法的缺点是：1）气流噪音对信号的影响很难消除；2）如何从频率相近的形态中分理处所需要的形态信号。所以颤振试验在测量上也需要新的突破。从上面介绍的三项风洞试验技术来看，都要牵涉到模型位移的测量，而且位移测量的准确性决定了试验结果的质量。因此作为风洞单位，应该重视试验中模型的位移测量，而试验数据的使用单位也应该强调位移测量的必要性，共同推动风洞试验向精细化方向发展。3 Optotrak?技术在风洞中的应用3.1 Optotrak?的工作原理Optotrak?是利用三个精确标定好的线阵CCD，组成一个位移传感器。通过CCD捕捉到主动发光的MARKER点所发出的近红外光， 可以实时得到每个MARKER点在不同时刻的三维空间坐标（图3）。由至少三个MARKER点可以组成一个刚体，从而系统还可以测量被测物体六个自由度；另外，利用事先标定好的数字探针，系统可以进行被测物体的静态测量，得到每个测量点的三维空间坐标，不仅可以利用逆向工程技术，反求出测量物体的形态（图4）， 还可以制作虚拟MARKER点，从而测量复杂结构的三维空间运动。Optotrak?系统的精度可以达到0.1mmRMS，分辨率可以达到0.01mm。MARKER点发光频率是4600Hz, 整个系统的最大数据频率是1500Hz。系统最多可支持512个MARKER点，最小MARKER点的重量只有2.5g5.5g。3.2 Optotrak?在国外风洞中的应用作为一种新型的位移测量技术，Optotrak不仅可以测量物体的变形，也可以测量物体的姿态，具有测量精度高、实时测量、同步性好、出厂后无需标定、使用方便的特点，因此被国外许多风洞所采用。NASA从1992年开始资助加拿大NDI公司Optotrak?系统的风洞应用研究。该系统（型号：RH-2020）随后 被NASA, Boeing 和McDonnell Douglas等的风洞所成功应用，随后被迅速推广。目前美国航空航天局（NASA）的兰利（Langley）中心14 x 22英尺超音速风洞采用该技术作为半模试验的攻角测量，并用于跨音速风洞的静弹和颤振试验；阿姆斯（Ames） 中心也采用了该技术测量位移量。在40o 的范围内，Optotrak? 试验室的测量精度可以达到0.001o准度可以达到0.01o。德国/荷兰风洞（DNW）也在高速风洞（HST）和低速风洞（LST）中分别采用了该技术。在HST，采用Optotrak?进行机翼变形的测量（图5）。通过对观测方式的改进（增加一次反射测量，图6），其分辨率可以大大提高见表1。3.3 不同位移测量方法的比较除了Optotrak?方法，国外风洞在测量变形上还有其它方法，比如VMD 和PMI。为了研究各种方法在使用当中的差异，NASA兰利中心的A. W. Burner等人对这三种方法进行了分析研究（见文献 1），他们从原理、不确定度、模型表面要求、环境要求、模型构型、操作、综合能力、仪器合成性、局限性、其它应用、成本、成熟度、应用前景等多个角度进行了分析对比，以打分的方式得出了比较客观的结果