角度传感器风洞校准测量技术

一、引言
  航空航天领域广泛地应用传感器技术,在飞机和导弹等飞行器表面采用压差归零式和风标对向式两种角度传感器便是一例。飞行员借助安装在飞机表面的角度传感器可以随时了解飞行姿态。同样,地面操纵人员通过对安装在飞行器表面的角度传感器随时获得高空飞行器的飞行姿态信息,及时遥控引导。然而,由于气流受到了飞行器本体的干扰影响,角度传感器所感受到的局部气流方向是被飞行器外形表面弯曲了的,与飞行器真实姿态角是不相同的,因此必须预先确定传感器感受到局部气流方向与飞行器真实角度两者之间的相互关系,才能获得飞行器的实际姿态角,因此,需要对传感器进行风洞校准测量。
 二、传感器工作原理
     目前,飞行器上使用比较普遍的是压差归零式和风标对向式两种角度传感器。
     压差归零式角度传感器外形结构见图1,其工作原理是利用压差归零特性。传感器由一个电位计和一个随时跟踪气流转动的测压探头构成,测压探头上开有两排气槽,气流由气槽通过两个通道作用到内部两对相反的叶面上,产生一个与气流方向相反的反馈力矩,使探头追随气流转动至两排气槽压力相等,即压差为零的初始位置,此时与探头同轴连接的电刷在电位计上产生角位移,
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 输出与气流方向变化成正比的电信号。
     风标对向式角度传感器外形结构见图2,工作原理是利用风标对气流的对向特性。传感器包括一个电位计和一个随时跟踪气流转动的方向风标。当飞行器姿态角变化时,风标相对气流方向随之变化,产生一个与飞行器角度变化相反的角位移。风标转轴与电位计同轴连接,因此,风标转动角度与电位计输出电压信号成正比,由此可以确定角度传感器感受到的气流方向与飞行器实际角度的对应关系。安装在飞行器左侧用于测量飞行迎角的传感器称为迎角传感器;安装在飞行器正上方用于测量飞行侧滑角的称为侧滑角度传感器。  
             w                                                           
三、试验设备
     传感器校准实验是在航天科技集团公司笫701研究所低速风洞中进行的。该座风洞试验段尺寸为3m´3m´12m,试验风速在10~100m/s之间无级调速。风洞备有计算机控制的多自由度变角度系统,可以方便地模拟飞行器不同迎角、侧滑角状态,并且实时处理测试数据和绘制曲线。
四、校准项目与方法
1、校准项目 
     校准项目主要包括两部分,首先在地面进行的静校,以及随后在风洞中进行的动校。前者是确定传感器系数以及非线性、迟滞、重复性、综合精度等产品性能参数,后者是确定角度传感器与飞行器实际角度之间关系,其中包括飞行器不同姿态角,如迎角、侧滑角、滚转角等对传感器校准的影响。同时还可确定不同试验风速和传感器安装位置对传感器校准的影响,并通过风洞试验达到优选传感器安装位置的目的。
2、校准方法 
     传感器静校是属于常规方法,它的性能参数通常在产品使用说明书中提供。本文着重介绍在风洞中动校方法及其结果。
     首先把飞行器安装在风洞支撑机构上,将飞行器姿态角(如迎角、侧滑角、滚转角等)都调整到零度,误差在3、以内。在飞行器左侧为迎角传感器,在飞行器正上方为侧滑角度传感器。传感器转轴要垂直飞行器表面,且传感器底座表面与飞行器表面外形保持一致,不能有突起或凹坑。传感器不要安装在表面曲率变化大的机头(或弹头)处,应在机身(或弹身)平直段前部位置。图3、图4是安装在弹体上的角度传感器在风洞中的校准照片。                                           
       
五、数据处理
    迎角传感器和侧滑角传感器数据处理方法是相同的,下面以迎角传感器为例说明。
    在进行风洞校准时,可以得到飞行器真实迎角at与传感器输出电压Ua的对应关系,即:at=F(Ua)
    用反函数表示:Ua=F-1(at)
    传感器角位移as与输出电压Ua关系式由静校时确定:as=f(Ua),
    则传感器角位移与飞行器真实迎角关系式为∶as=f(F-1(at))=F(at)。
    校测表明,在一定角度范围内,函数f(x)和F(x)都是线性函数,因而函数F(x)也必定成线性规律变化,于是可以用直线方程来表示∶
    as=Kaat+a0                                                                            (1)
    根据传感器静校实验得:as=Wa(Ua-Ua0)                    (2)
    将式(2)、代入式(1),用最小二乘法求得直线斜率Ka及截距a0,从而可以得到飞行器真实迎角的计算式∶  2                (3)
    合理地调整传感器初始零位,可使截距a0值很小,甚至可忽略不计。若考虑飞行器有滚转角R t时,无截距的计算式为:2 (4)
    同理可以得到飞行器真实的侧滑角的计算公式:        2          (5)
    合理地调整传感器初始零位,可使截距b0值很小,甚至可忽略不计。
    同样,若考虑飞行器有滚转角Rt—时,无截距的计算式为:     2 (6)
    以上各式中:at、bt—飞行器实际迎角和实际侧滑角(°)
    as、bs—传感器感受到的气流迎角和气流侧滑角(°)
    Ka 、Kb—迎角和侧滑角传感器风洞校准拟合直线斜率
    a0、b0—迎角和侧滑角传感器风洞校准拟合直线截距(°)
    Wa、Wb—迎角和侧滑角传感器静校系数(°/V),
    Ua 、Ub —迎角和侧滑角传感器输出电压(V)
    Rt—飞行器实际滚转角(°)
    Ua0、Ub0 —迎角和侧滑角传感器机械零位的输出电压(V)
六、校测结果
1、风速影响 
    风洞校准试验风速V为50m/s和85m/s,在某一导弹上测量结果见表1。可以看到,试验风速对角度传感器校准无影响。
表1 风速影响

 

V(m/s)
Ka
a 0
Kb
发布人:众宇旺仪器 发布时间:2009年6月26日 已被浏览 1712 次 〖 打印本文