0 引言
然而,该高速风洞目前开展模型不同滚转角试验时,依赖人工操作对模型滚转角状态进行改变,试验中需要多次对模型攻角零位进行校准与修正,该方式不仅会降低试验效率,试验数据的准确性和试验状态一致性也会因人为因素产生影响。已有学者针对风洞试验中的模型自动滚转技术进行了研究:Belter等人介绍了基于双转轴实现风洞中连续变侧滑角和滚转角[4,5];荣祥森等人研制了基于中空内置力矩电机的滚转机构及控制系统并在风洞中开展了试验验证[6];刘刚等人研究了滚转控制装置在高超声速风洞中的应用,并对滚转装置电机和控制系统进行了设计[7,8];蒋明华等人研究了基于伺服电机的跨超声速风洞模型自动滚转支撑装置[9];邓章林等人在1m量级风洞中研制了一种连续变滚转角试验装置,并进行了电磁兼容测试和风洞试验测试[10];张杰等人研究了跨声速自由滚转试验技术[11]。
本文针对CG-01风洞滚转试验技术存在的不足及试验需求,开展高速风洞模型自动滚转试验技术研究,基于风洞现有支撑机构,设计研制一套基于伺服控制系统的自动滚转装置,并开发攻角、滚转角协同控制测控系统,实现试验中模型攻角、滚转角运动位置协同控制,并基于所研制试验系统开展试验数据采集技术和试验数据处理方法的研究,为提高高速风洞试验效率、保障风洞试验能力、准确获取试验模型气动参数奠定基础。
1 自动滚转试验技术试验方法
高速风洞自动滚转试验技术与现有滚转试验相比增加了伺服电机驱动的模型支杆,能够实现模型的受控滚转运动。
试验中采用控制名义攻角和滚转角的方式,在试验准备阶段增加采集零攻角不同滚转角下的空天平信号及带模型信号,并计算出零攻角不同滚转角下模型重力在各元产生的力和力矩,用于气动力计算时的自重修正和计算模型重力引起的弹性角。试验准备阶段其他试验流程与风洞常规测力试验流程一致,通过测量获取气动参数计算所需的必要模型参数。
吹风试验时,导弹模型纵轴始终位于风洞纵向对称面内,零攻角时导弹模型纵轴与风洞试验段中心轴线平行,模型零滚转角时导弹模型纵向对称面与风洞纵向对称面重合。模型相对于气流的名义攻角通过风洞攻角控制机构驱动模型按指定的阶梯角度转动而得到,模型滚转角通过基于伺服电机的滚转装置周向旋转而得到,模型滚转时测力天平与尾支杆跟随模型一起滚转(测力天平、尾支杆与模型之间为相对静止)。
试验中风洞控制上位机是试验控制和数据采集的总控制层,负责风洞流场控制,模型支撑机构运动指令发送与接收,数据采集指令发送与接收。
2 滚转装置研制
2.1 滚转装置整体构成
高速风洞新型横向试验技术滚转装置主要作用是支撑风洞试验模型,并能够在电机驱动下进行指定攻角和滚转角位置的运动。基于某高速风洞现有结构,对滚转装置进行了整体设计如图1所示。滚转装置主要包含中部支架(1.Middle bracket)、轴承端盖(3.bearing cap)、连接支杆(4.connecting rod)、天平支杆(5.Strut of balance)、角接触轴承(8.angular contact bearing)及联轴器(2.coupling)等。本文滚转装置连接支杆采用轴承支撑,通过联轴器与电机驱动系统连接,可以在电机驱动下绕轴线做滚转运动。配合攻角运动机构即可实现攻角、滚转角耦合运动。
2.2 主要部件设计
滚转装置中,连接支杆和轴承作为传递载荷和运动支撑的主要零部件,对其受力进行设计校核。
2.2.1 连接杆设计
连接支杆作为传递载荷的主要零件,在风洞测力试验过程中所受载荷为静载荷,且连接支杆所受扭矩相比于所受弯矩很小,可将连接支杆视为心轴,按弯扭合成强度计算轴径,对于实心轴的轴径d可由下式进行设计:
d=21.68$\sqrt[3]{\frac{\sqrt{{M}^{2}}}{{\sigma }_{p}}}$
其中:M为轴在计算界面所受弯矩,按照风洞试验最大载荷进行受力分析,连接体最大弯矩处与受力作用点距离约为525mm,所受合力大小为850N,合力矩大小为60Nm,计算连接支杆最大弯矩约为500Nm;σp为轴的许用弯曲应力,取值为330MPa,求解可得d≈25mm,综合考虑连接支杆的尺寸限制,取弯矩最大处轴径为35mm,较大弯矩处轴径30mm。按照静强度安全系数对连接支杆进行校核,连接支杆所用材料为30CrMnSiA,其材料拉伸屈服强度σs为885MPa,材料扭转屈服强度τs取0.55,σs为486.75MPa,按照最大弯矩Mmax和最大扭矩Tmax分别为500Nm和10Nm,可求得连接支杆轴危险截面的抗弯系数Z=4.21cm3,抗扭系数Zp=8.42cm3,进一步可得危险截面的安全系数Ss≈6.27,大于许用安全系数Sp=2.2,满足静强度要求。因此所设计连接支杆满足要求。
2.2.2 轴承选型设计
试验中产生的气动力含有轴向力,因此选用成对安装的角接触球轴承,根据滚转装置要求及轴承安装处轴径,选用轴承内径分别为35mm和25mm,查阅资料选用轴承7007 C/DB和7005 C/DB。
(1)对于本设计中7007 C/DB角接触轴承:
其轴向载荷Fa最大为240N,径向载荷Fr最大为5498.5N,由于Fa/Fr=0.04<e,因此其当量动载荷Pr=Fr+1.65Fa=5894.5N。由额定动载荷公式:
C=$\frac{{f}_{h}{f}_{m}{f}_{d}}{{f}_{n}{f}_{T}}$Pr
式中,fh为寿命因数,取1;fn为速度因数,由于试验时轴承不转动,转速为0,所以速度因数按照最低转速10r/min取值为1.494;fm为力矩载荷因数,取2;fd为冲击载荷因数,取2;fT为温度因数,取1;计算可得额定动载荷C≈15.8kN,小于Cr=31.5kN,因此轴承动载荷满足要求。
对于静载荷,所选7007 C/DB角接触轴承当量静载荷P0r=Fr+0.92Fa=5719.3N, 其额定静载荷公式为:
C0=S0P0r
式中,S0为安全因数,由于本机构对旋转精度及平稳性要求较高,取S0=2,计算可得C0=11.5kN,小于C0r=28.5kN,因此轴承静载荷满足要求。
综上,7007 C/DB角接触轴承满足要求。类似的,采用上述方法进行设计校核可得所选7005 C/DB角接触轴承满足要求。
3 测控系统研制
在滚转装置研制基础上,开发攻角、滚转角协同运动控制系统,与风洞现有系统连接形成新测控系统[12]。测控系统基于工业实时以太网实现攻角、滚转角运动控制系统、主控系统、数据采集系统之间的通讯及信息交互,完成试验过程中的控制、采集任务。
3.1 控制系统
3.1.1 控制系统硬件
控制系统硬件主要由高精度伺服电机、伺服电机驱动器、电机减速器、工控机、运动控制器、线缆等附件组成。
3.1.2 控制系统软件
运动控制系统软件主要由下位机(控制器)程序和上位机(工控机)软件两部分组成。
控制系统上位机包含通信模块、试验信息显示模块、手动/同步运行模块和自动运行模块。试验中,启动控制系统上位机软件,首先自动对各参数复位,之后对电机使能并手动设置控制参数,若为自动控制模式则读取已设置好参数的配置文件,然后点击运行按钮(手动模式)或等待主控系统指令后运行。在机构运行过程中,下位机程序实时检测机构实际位置,当到达设定好的限位位置时,立刻使机构制动。在自动控制模式下,运动控制系统在每次接收到运动指令后即运行至设定位置,直至运行到配置文件中设定的最后一组位置,最后机构自动回零,并对所有参数进行复位。控制系统运行流程如图4所示。
3.2 数据采集系统
数据采集系统在现有常规测力数据采集系统的基础上,增加了对机构滚转角度的采集。
4 数据处理方法
4.1 模型自重修正方法
初始零点在模型零攻角零滚转角时采集。此时利用模型零攻角零滚转角时的重量mG和初始俯仰力矩MzG,可以对天平测值进行自重修正(对阻力X及滚转力矩Mx的修正采用CG-01高速风洞试验数据处理常用的自重系数法,本文不做赘述)如下所示:
$\begin{array}{l}Y\text{'}{ }_{*}=Y\text{'}+{m}_{G}-{m}_{G}cos{\alpha }_{M}cos\gamma \\ Mz\text{'}{ }_{*}=Mz\text{'}+M{z}_{G}-M{z}_{G}cos{\alpha }_{M}cos\gamma \\ Z\text{'}{ }_{*}=Z\text{'}+{m}_{G}cos{\alpha }_{M}sin\gamma \\ My\text{'}{ }_{*}=My\text{'}-M{z}_{G}cos{\alpha }_{M}sin\gamma \end{array}$
式中,Y'*,Mz'*,Z'*,My'*分别为自重修正后天平轴系法向力,俯仰力矩,侧向力,偏航力矩;γ为模型滚转角,αM为模型名义攻角。
4.2 模型姿态角修正方法
模型姿态角除与机构运动角度有关外,还与气动力所产生的弹性角和模型自重产生的弹性角有关,气动力产生的弹性角计算方法与常规测力试验弹性角计算方法一致[22],对模型自重产生的弹性角计算方法如下:
利用模型零攻角零滚转角时的重量mG和初始俯仰力矩MzG,计算自重产生的弹性角如下所示:
$\begin{array}{l}\Delta {\alpha }_{G}=({k}_{\alpha }^{Y}{m}_{G}cos\gamma +{k}_{\alpha }^{Mz}M{z}_{G}cos\gamma )cos{\alpha }_{M}\\ \Delta {\beta }_{G}=(-{k}_{\beta }^{Z}{m}_{G}sin\gamma +{k}_{\beta }^{My}M{z}_{G}sin\gamma )cos{\alpha }_{M}\end{array}$
式中,ΔαG,ΔβG分别为重力在天平轴系法向、测向产生的弹性角,${k}_{\alpha }^{Y}$,${k}_{\alpha }^{Mz}$,${k}_{\beta }^{Z}$,${k}_{\beta }^{My}$为相应的弹性角系数。
5 风洞试验结果分析
5.1 控制系统误差测试
为了验证本文运动控制系统滚转角控制的位置误差,设置-60°~60°之间多个滚转角,将控制系统自动运行实测滚转角与名义滚转角进行对比,并计算绝对误差。名义滚转角的测试结果分别如表1所示。
表1 滚转角控制测试结果Table 1 Roll angle control test results |
| 序号 | 滚转角设定值(°) | 滚转角实测值(°) | 绝对误差(°) |
|---|---|---|---|
| 1 | -60.00 | -60.06 | -0.06 |
| 2 | -45.00 | -45.03 | -0.03 |
| 3 | -30.00 | -30.03 | -0.03 |
| 4 | -15.00 | -15.02 | -0.02 |
| 5 | 0.00 | -0.01 | -0.01 |
| 6 | 15.00 | 15.02 | 0.02 |
| 7 | 30.00 | 30.04 | 0.04 |
| 8 | 45.00 | 45.05 | 0.05 |
| 9 | 60.00 | 60.05 | 0.05 |
由表1可知,当滚转角设定值在-60~60°范围内变化时,其实测值与设定值之间的最大误差绝对值为0.06°,满足运动误差要求。运行到0°位置时,名义滚转角的误差绝对值达到最小值和0.01°。
5.2 地面静加载试验结果
表2 静加载4kg标准砝码测试结果Table 2 Test results of static loading with 4kg standard weight |
| γ | Y(kg) | Mz(kg·m) | X(kg) | Mx(kg·m) | Z(kg) | My(kg·m) | Measurement Result(kg) | Absolute Error(kg) | Relative Error(%) |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 0° | -4.0249 | -0.2697 | -0.0203 | -0.0003 | 0.0040 | -0.001 | 4.0249 | 0.0249 | 0.6 |
| 45° | -2.8409 | -0.1902 | -0.0268 | 0.0016 | 2.8575 | -0.191 | 4.0294 | 0.0249 | 0.6 |
| 90° | -0.0047 | 0.0013 | -0.0214 | 0.0047 | 4.0294 | -0.2697 | 4.0294 | 0.0294 | 0.7 |
| 180° | 4.0646 | 0.2719 | -0.0233 | -0.0001 | -0.0037 | 0.0009 | 4.0646 | 0.0646 | 1.6 |
表3 静加载8kg标准砝码测试结果Table 3 Test results of static loading with 8kg standard weight |
| γ | Y(kg) | Mz(kg·m) | X(kg) | Mx(kg·m) | Z(kg) | My(kg·m) | Measurement Result(kg) | Absolute Error(kg) | Relative Error(%) |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 0° | -8.0812 | -0.5418 | 0.0847 | -0.0004 | 0.0147 | -0.002 | 8.0812 | 0.0812 | 1.0 |
| 45° | -5.7172 | -0.3818 | -0.0715 | 0.0036 | 5.7225 | -0.385 | 8.0891 | 0.0891 | 1.1 |
| 90° | 0.0259 | 0.0020 | -0.1097 | 0.0080 | 8.0820 | -0.5417 | 8.0820 | 0.0820 | 1.0 |
| 180° | 8.1066 | 0.5442 | -0.0644 | 0.0006 | -0.0145 | 0.0016 | 8.1066 | 0.1066 | 1.3 |
由地面静加载标准砝码结果可知,本试验系统测力精准度满足要求。
5.3 风洞试验结果
为了验证本系统攻角、滚转角协同控制可靠性,数据处理方法准确性,证明本试验技术有效性,开展风洞试验。风洞试验模型角度控制系统输入(α,γ)(攻角,滚转角)参数,获取试验模型在不同马赫数、不同滚转角下的体轴系气动参数。通过分析模型体轴系气动参数,并与该模型以往风洞试验结果进行对比,对本试验技术中的滚转装置可靠性和攻角、滚转角协同控制可靠性以及数据处理方法准确性进行验证。
5.3.1 气动参数结果分析
以试验马赫数为0.6,攻角范围-10°~16°,滚转角范围0°~180°的风洞试验结果为例。
图6给出了马赫数为0.6时模型在无舵偏、不同滚转角下各气动参数随攻角的变化情况。第一行两张图为法向力系数、俯仰力矩系数,第二行两张图为轴向力系数、滚转力矩系数,第三行两张图为横向力系数、偏航力矩系数。
由图6可得,在马赫数为0.6时:
对于法向力系数,模型滚转角0°和180°、45°和135°时法向力系数关于X轴基本对称;模型滚转角90°时,模型攻角始终为0°,法向力系数接近于0。试验所得法向力系数随攻角变化情况符合气动规律。对于俯仰力矩系数,其变化规律与法向力系数一致。
对于轴向力系数,在模型不同滚转角下,随着模型攻角增大,轴向力系数先增大后减小,在0°攻角附近轴向力系数达到最大值,但是轴向力系数整体数值均较小。
对于滚转力矩系数,在模型不同滚转角下,在攻角-5°~5°时,基本不随攻角变化,在攻角小于-5°和大于5°时,滚转力矩系数随着攻角增大逐渐发散但是由于模型未安装舵偏角,模型在不同滚转角下滚转力矩系数均较小。
对于横向力系数,模型滚转角45°和135°时,横向力系数曲线基本重合;滚转角0°和180°时,模型侧滑角为0°,横向力系数接近于0;滚转角90°时,横向力系数最大。对于偏航力矩系数,其变化规律与横向力系数一致。
由上述气动参数结果分析可知,本试验系统及试验方法所得模型气动参数符合一般气动规律。
5.3.2 与原试验数据对比分析
将本次试验结果与该模型以往风洞试验结果进行数据对比,以马赫数0.8,模型带-20°舵偏,滚转角45°时的试验数据为例,对新、老试验数据进行对比分析。两期试验数据对比如图8所示。
由图7可得,两期试验所得法向力系数、俯仰力矩系数、横向力系数、偏航力矩系数曲线均基本重合,轴向力系数和滚转力矩系数曲线略有偏差。经计算,两期试验轴向力系数相对误差最大值为4.11%,滚转力矩系数相对误差最大值为7.0%。考虑到两期试验间时间间隔较长,支撑机构存在差异,多种因素均可能导致试验结果的误差,而两期试验结果各气动系数随攻角的变化情况一致,因此认为本次试验结果可信。
由地面静加载试验和风洞试验结果可知,本文所研究的试验系统及试验技术有效。
6 结论
本文针对CG-01高速风洞模型自动滚转试验技术,从试验方法、机械结构、测控系统、数据处理等四个方面进行了研究,开展风洞试验并进行了试验数据分析,可以得出以下结论:
(1)滚转装置主要结构部件设计符合尺寸限制及承载要求,危险截面安全系数为6.27,大于许用安全系数,装置整体满足高速风洞自动滚转试验需求。
(2)基于伺服控制系统的攻角、滚转角协同控制能够有效实现滚转装置的手动及自动控制,模型自动滚转角度控制误差最大为0.05°,满足风洞试验模型滚转角控制精度要求。
(3)地面静加载试验验证了本系统在不同滚转角下测量力和力矩的准确性。风洞试验测力结果符合一般气动规律;不同期试验轴向力系数相对误差最大值为4.11%,力矩系数相对误差最大值为7.0%,气动系数随攻角的变化情况一致,验证了本文研究的试验系统及试验技术的有效性。