兩種角度傳感器風(fēng)洞校準(zhǔn)測(cè)量技術(shù)
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航空航天領(lǐng)域廣泛地應(yīng)用傳感器技術(shù)，在飛機(jī)和導(dǎo)彈等飛行器表面采用壓差歸零式和風(fēng)標(biāo)對(duì)向式兩種角度傳感器便是一例。飛行員借助安裝在飛機(jī)表面的角度傳感器可以隨時(shí)了解飛行姿態(tài)。同樣，地面操縱人員通過(guò)對(duì)安裝在飛行器表面的角度傳感器隨時(shí)獲得高空飛行器的飛行姿態(tài)信息，及時(shí)遙控引導(dǎo)。然而，由于氣流受到了飛行器本體的干擾影響，角度傳感器所感受到的局部氣流方向是被飛行器外形表面彎曲了的，與飛行器真實(shí)姿態(tài)角是不相同的，因此必須預(yù)先確定傳感器感受到局部氣流方向與飛行器真實(shí)角度兩者之間的相互關(guān)系，才能獲得飛行器的實(shí)際姿態(tài)角，因此，需要對(duì)傳感器進(jìn)行風(fēng)洞校準(zhǔn)測(cè)量。
二、傳感器工作原理
目前，飛行器上使用比較普遍的是壓差歸零式和風(fēng)標(biāo)對(duì)向式兩種角度傳感器。
壓差歸零式角度傳感器外形結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖1，其工作原理是利用壓差歸零特性。傳感器由一個(gè)電位計(jì)和一個(gè)隨時(shí)跟蹤氣流轉(zhuǎn)動(dòng)的測(cè)壓探頭構(gòu)成，測(cè)壓探頭上開有兩排氣槽，氣流由氣槽通過(guò)兩個(gè)通道作用到內(nèi)部?jī)蓪?duì)相反的葉面上，產(chǎn)生一個(gè)與氣流方向相反的反饋力矩，使探頭追隨氣流轉(zhuǎn)動(dòng)至兩排氣槽壓力相等，即壓差為零的初始位置，此時(shí)與探頭同軸連接的電刷在電位計(jì)上產(chǎn)生角位移，輸出與氣流方向變化成正比的電信號(hào)。
傳感器校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)是在航天科技集團(tuán)公司笫701研究所低速風(fēng)洞中進(jìn)行的。該座風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸為3m′3m′12m，試驗(yàn)風(fēng)速在10~100m/s之間無(wú)級(jí)調(diào)速。風(fēng)洞備有計(jì)算機(jī)控制的多自由度變角度系統(tǒng)，可以方便地模擬飛行器不同迎角、側(cè)滑角狀態(tài)，并且實(shí)時(shí)處理測(cè)試數(shù)據(jù)和繪制曲線。
四、校準(zhǔn)項(xiàng)目與方法
1、校準(zhǔn)項(xiàng)目
校準(zhǔn)項(xiàng)目主要包括兩部分，首先在地面進(jìn)行的靜校，以及隨后在風(fēng)洞中進(jìn)行的動(dòng)校。前者是確定傳感器系數(shù)以及非線性、遲滯、重復(fù)性、綜合精度等產(chǎn)品性能參數(shù)，后者是確定角度傳感器與飛行器實(shí)際角度之間關(guān)系，其中包括飛行器不同姿態(tài)角，如迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角等對(duì)傳感器校準(zhǔn)的影響。同時(shí)還可確定不同試驗(yàn)風(fēng)速和傳感器安裝位置對(duì)傳感器校準(zhǔn)的影響，并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)達(dá)到優(yōu)選傳感器安裝位置的目的。
2、校準(zhǔn)方法
傳感器靜校是屬于常規(guī)方法，它的性能參數(shù)通常在產(chǎn)品使用說(shuō)明書中提供。本文著重介紹在風(fēng)洞中動(dòng)校方法及其結(jié)果。
首先把飛行器安裝在風(fēng)洞支撐機(jī)構(gòu)上，將飛行器姿態(tài)角（如迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角等）都調(diào)整到零度，誤差在3′以內(nèi)。在飛行器左側(cè)為迎角傳感器，在飛行器正上方為側(cè)滑角度傳感器。傳感器轉(zhuǎn)軸要垂直飛行器表面，且傳感器底座表面與飛行器表面外形保持一致，不能有突起或凹坑。傳感器不要安裝在表面曲率變化大的機(jī)頭（或彈頭）處，應(yīng)在機(jī)身（或彈身）平直段前部位置。圖3、圖4是安裝在彈體上的角度傳感器在風(fēng)洞中的校準(zhǔn)照片。
迎角傳感器和側(cè)滑角傳感器數(shù)據(jù)處理方法是相同的，下面以迎角傳感器為例說(shuō)明。
在進(jìn)行風(fēng)洞校準(zhǔn)時(shí)，可以得到飛行器真實(shí)迎角at與傳感器輸出電壓Ua的對(duì)應(yīng)關(guān)系，即： at＝F(Ua)
用反函數(shù)表示：Ua＝F-1(at)
傳感器角位移as與輸出電壓Ua關(guān)系式由靜校時(shí)確定：as＝f（Ua），
則傳感器角位移與飛行器真實(shí)迎角關(guān)系式為∶ as＝f(F-1(at))＝F(at)。 。
校測(cè)表明，在一定角度范圍內(nèi)，函數(shù)f(x)和F(x)都是線性函數(shù)，因而函數(shù)F(x)也必定成線性規(guī)律變化，于是可以用直線方程來(lái)表示∶
as＝Kaat+a0 (1)
根據(jù)傳感器靜校實(shí)驗(yàn)得：as＝Wa（Ua－Ua0）） (2)
將式（2）、代入式（1），用最小二乘法求得直線斜率Ka及截距a0，從而可以得到飛行器真實(shí)迎角的計(jì)算式：
(3) 合理地調(diào)整傳感器初始零位，可使截距a0值很小，甚至可忽略不計(jì)。若考慮飛行器有滾轉(zhuǎn)角R t時(shí)，無(wú)截距的計(jì)算式為：
(4)
同樣，若考慮飛行器有滾轉(zhuǎn)角Rt—時(shí)，無(wú)截距的計(jì)算式為：
aｓ、bｓ—傳感器感受到的氣流迎角和氣流側(cè)滑角（°）
Ka 、Kb—迎角和側(cè)滑角傳感器風(fēng)洞校準(zhǔn)擬合直線斜率
a0、b0—迎角和側(cè)滑角傳感器風(fēng)洞校準(zhǔn)擬合直線截距（°）
Wa、Wb—迎角和側(cè)滑角傳感器靜校系數(shù)（°/Ｖ），
Ｕa 、Ｕb —迎角和側(cè)滑角傳感器輸出電壓（V）
Rt—飛行器實(shí)際滾轉(zhuǎn)角（°）
Ｕa0、Ｕb0 —迎角和側(cè)滑角傳感器機(jī)械零位的輸出電壓（V）
六、校測(cè)結(jié)果
1、風(fēng)速影響
風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗(yàn)風(fēng)速V為50m/s和85m/s，在某一導(dǎo)彈上測(cè)量結(jié)果見(jiàn)表1。可以看到，試驗(yàn)風(fēng)速對(duì)角度傳感器校準(zhǔn)無(wú)影響。
表1 風(fēng)速影響
| V(m/s) | Ka | a 0 | Kb | b0 |
| 50 | 1.471 | 0.10° | 1.489 | -0.19° |
| 85 | 1.472 | 0.11° | 1.492 | -0.15° |
不同側(cè)滑角對(duì)迎角傳感器的影響見(jiàn)表2。從表中可以看到，隨側(cè)滑角增加，迎角傳感器校準(zhǔn)曲線斜率Ka呈現(xiàn)遞增趨勢(shì)，但變化量很小。
表2 側(cè)滑角對(duì)迎角傳感器的影響
| bt | 0° | 4° | 8° |
| Ka | 1.471 | 1.475 | 1.480 |
| a0 | 0.10° | 0.07° | -0.01° |
迎角不同時(shí)對(duì)側(cè)滑角傳感器的影響見(jiàn)表3。從表中可以看到，隨迎角增加，側(cè)滑角傳感器校準(zhǔn)曲線斜率Kb呈現(xiàn)遞增變化規(guī)律，但變化量不大。
表3 迎角對(duì)側(cè)滑角傳感器的影響
| at | 0° | 4° | 8° |
| Kb | 1.489 | 1.495 | 1.517 |
| b0 | -0.19° | -0.22° | -0.25° |
在某一飛行器上進(jìn)行測(cè)量，安裝角q分別為0°、5°、10°三種狀態(tài)，結(jié)果見(jiàn)表4。從表中可以看到，隨安裝角增加，校準(zhǔn)擬合直線斜率Ka、Kb均呈增加趨勢(shì)。根據(jù)多次重復(fù)測(cè)量表明，θ=0° 時(shí)，數(shù)據(jù)最穩(wěn)定，特別是截距基本保持不變。因此安裝角θ=0°是最佳方案。
表4 安裝角影響
| θ | 0° | 5° | 10° |
| Ka | 1.459 | 1.471 | 1.488 |
| Kb | 1.477 | 1.491 | 1.
關(guān)鍵詞：
角度傳感器
傳感器校準(zhǔn)
風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)
飛行器
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