飞行器脉动压力测量及校准技术研究现状

胡湘宁 张 琦 杨水旺 郭洪岩 江 峰

（北京振兴计量测试研究所，北京 100074）

1引言

脉动压力研究始于二十世纪六十年代，是一种随时间发生变化的压力，其直接关系到飞行器安全。飞行器在不同飞行速度下，其流场分布情况不同，而不同流场所诱导的脉动压力也不同，由于其表面常常有些凸起物［1］，一些流线形较差的凸起物往往导致气流分离，在凸起物后面形成分离区，分离区的流动是非定常湍流。湍流、分离流、激波和激波/附面层干扰会产生强烈的脉动压力，激起结构振动响应，恶化飞行器内部仪器设备工作环境，大大降低系统可靠性，严重时还会导致结构破坏，造成重大事故，这些无疑给飞行器安全和使用寿命造成严重威胁。目前，飞行器脉动压力测量主要来源于脉动压力传感器的测量数据。脉动压力传感器有些只对其进行静态校准，而在实际应用中用于测量绝对静态压力的情况极少，且脉动压力传感器的静态校准结果和动态校准结果是不同的。为了确保动态参数的准确、可靠，传统静态计量领域已不能满足当前需求。因此，要想保证脉动压力测量用的传感器给出更为准确的测量结果，就必须对其进行动态校准，根据动态特性指标判断该传感器是否满足测量需求。因此，为确保飞行器表面脉动压力传感器测量和校准数据的准确可靠，非常有必要进行脉动压力测量及校准等技术研究。

2 脉动压力的测量

脉动压力目前还难以从理论上进行准确计算，其数据来源主要依赖于风洞和飞行试验中脉动压力传感器测量数据，其测量结果直接决定飞行器研制和试验的成败。

2.1 国外研究现状

美国对脉动压力研究较早，较系统研究始于二十世纪六十年代，其驱动力主要是来源于再入机动突防以及航天器返回等需求背景；同时，美国和俄罗斯两国在人造卫星和载人航天领域空间竞赛，直接诱发各种飞行器风洞及飞行试验研究，积累大量脉动压力研究经验。美国等国采用地面风洞试验和飞行试验相结合方法开展脉动压力测量与验证。美国飞行器相关研究中进行大量脉动压力测量及载荷特性研究工作，以研究其脉动载荷分布特性。针对X-43A飞行器首次试飞中由于尾翼折断导致的失败，美国一方面通过风洞试验，提供减少火箭助推器控制面脉动压力等气动载荷数据，来增加更为强有力火箭助推器尾翼致动器以克服气动载荷，另一方面改变发射高度来减少气动载荷，由首次试飞时的7km提高到12km。

国外在吸气式飞行器研究过程中，对其内外流一体化外形引起的脉动压力进行大量数值计算和试验［2］。针对一体化外形超燃冲压发动机不起动问题，在简化实验模型，如图2所示。当中研究了楔块堵塞造成的不起动现象。实验所用主要手段为壁面脉动压力测量，隔离段侧面与顶面的PIV测量以及纹影显示，数据分析方法主要包括流场演化的图形分析，以及脉动压力信号的频谱分析，阐述了隔离段激波系发展以及激波振荡的典型特征，但是并没有解释清楚其背后激波系与边界层干扰的机理。

研究人员在实验基础上对不起动过程进行LES数值模拟，结果显示LES可有效捕捉不起动过程中流场细节，展示不起动流场结构发展过程的数值结果与实验结果的对比情况，如图3所示。

2.2 国内研究现状

国内针对脉动压力形成机理及据此开展测量工作主要集中在飞机、导弹和火箭等飞行器风洞试验。中国航天科技集团第十一研究院早在二十世纪70年代就开始对大型火箭和导弹风洞试验中脉动压力进行研究。目前，国内开展了在飞行器表面布置大量测压点，装有脉动压力传感器，通过风洞试验对表面脉动压力进行深入研究。风洞试验对飞行器表面脉动压力分布的测量，获得飞行器表面测点压力脉动测量数据，分析各测量点脉动压力系数、频谱和相关性系数等特性。为抖振载荷、颤振、突风响应等提供原始数据，为非定常脉动压力的特性气动计算提供验证。同时，通过对脉动压力风洞试验数据和流谱分析，可研究分离流动和飞行器部件振荡引起的非定常气动现象机理，用于进行气动设计和结构强度试验［3］。在实际工程研制中，近年脉动压力试验有很多，有飞行器控喷管干扰脉动载荷试验、飞行器再入段脉动压力试验、激波振荡试验［4］，通过脉动压力测量试验找出飞行器出现激波振荡现象来流条件和出现位置，研究激波振荡特性以及对飞行器脉动载荷严重影响。2008年以来，中国航天科工集团三院针对型号先后开展多次脉动压力风洞试验及数值分析工作，取得较好研究效果。在飞行器脉动压力测量中，脉动压力传感器数量和测压点确切位置选择取决于飞行器种类、风洞试验目的和对非定常压力数据的使用要求。相邻测压点之间的最小距离是布点时应注意的问题之一，特别是在小尺寸风洞中进行试验时更显重要。此时，存在相邻两测点之间信号的“空间相关”问题。

2.3 脉动压力测量系统

飞行器脉动压力测量系统包括脉动压力传感器、信号调理器、数据采集器和数据分析系统等组成。脉动压力在脉动传感器上产生电信号，经过信号调理器放大、滤波后进入数据采集和处理系统。根据不同的测量对象，测量范围也将不同，目前常用的测量系统技术指标为：

脉动压力测量范围：（3～100）kPa［绝压］；

幅值不确定度：U≤5%（k=2）；

相位不确定度：U ≤5°（k=2）。

2.3.1 脉动压力传感器

脉动压力测量技术的关键在于选用性能好的动态压力传感器、传感器的精确标定以及传感器的正确安装。目前，可用作脉动非定常压力分布测量试验的微型传感器主要是美国Enolevco和Kulite公司的产品，也有部分国产的产品被使用。它们都具有优良的动态性能，能满足脉动压力测量要求。

2.3.2 信号调理器

信号调理器是脉动压力传感器输出信号的放大、滤波设备，有时也称为通道放大器、前置放大器、仪器放大器等［5］。大部分脉动压力传感器的输出信号都很小，通常在毫伏量级，需要选取适当的放大倍数的信号调理器，使放大后的信号与A/D变换器需要的信号电平相匹配，同时还要保证有足够的动态频响范围。

2.3.3 数据采集与分析处理系统

数据采集与分析处理系统是记录经信号调理器处理的数据，供数据处理和分析使用。长期以来，国内外在飞行器脉动压力开展了大量的理论分析、数值计算与试验研究，随着计算流体力学和脉动压力计算方法的日趋成熟，针对飞行器脉动压力数值计算方法和分析研究也取得了长足的进步。

3 脉动压力的校准

飞行器脉动压力数据来源主要依赖于风洞和飞行试验中脉动压力传感器测量数据，因此在每次地面试验或飞行试验前均需对脉动压力传感器进行校准，其校准结果直接决定飞行器研制和试验成败。所以脉动压力校准主要是对测量用脉动压力传感器进行校准。由于校准条件有限，国内脉动压力传感器很多在使用前只对其进行静态校准，而压力传感器静态校准结果和动态校准结果不同。为了确保脉动压力传感器的准确、可靠，就要求必须对其进行动态校准，根据校准结果判断该传感器是否能满足测量要求。

3.1 脉动压力传感器的特点

由于飞行器脉动压力测量和试验环境较为恶劣，对风洞试验和飞行试验测量脉动压力用传感器要求有灵敏度高、固有频率高、动态响应快等特点。常规传感器在某些方面不能满足要求，脉动压力传感器需经过特殊设计，较为常见脉动压力传感器主要包括压电式、压阻式、应变式等类型脉动压力传感器。航天科工集团三院在进行风洞试验中采用美国Kulite的XCL系列脉动压力传感器，直径Φ2.54mm，具有体积小、灵敏度及精度高、量程线性范围宽、抗振动干扰及过载能力强等特点。针对声速任务需求，航天科技集团十一院研发的AK系列应变式脉动压力传感器参与一些试验，通过多项优化措施设计，重点解决传感器高灵敏度与大过载等性能指标矛盾关系，使其在使用过程中，既能承受较大平衡压力，又能分辨在此基础上微弱脉动压力，具有快速响应能力，直径为Φ8mm，比进口脉动压力传感器体积稍大。

3.2 脉动压力传感器校准

由于脉动压力传感器具有静态特性和动态特性。在对其校准时需对静态特性和动态特性进行校准。脉动压力传感器静态校准是确定其灵敏度、非线性误差以及重复性等指标。动态特性与传统静态特性相比，具有其独特特点，即传感器输入变化时，研究其输出特性，通过其对某些标准输入信号的响应来表示。动态校准的主要目的是为了确定其的幅值灵敏度（幅频特性）和相移（相频特性）。

3.3 脉动压力传感器校准装置

美国脉动压力传感器校准研究始于二十世纪六十年代［6］，在美国原国家标准局（NBS）和海军航空局的牵头下，由美国陆军阿伯丁实验中心（ATC）、美国弹道研究实验室、白沙导弹实验基地以及美国国家航空航天局（NASA）联合协作，共同创建了“动态传感器性能研究及环境实验室”，对脉动压力传感器就已开始动态特性研究，并进行大量环境试验，同时建立相应校准设备和实验装置，在脉动压力校准装置研制和建设方面，美国处于领先地位。

国内从二十世纪七十年代末开始脉动压力校准理论研究，主要应用于航空航天武器领域，研究主体主要是航空航天和兵器类科研院所以及国防工业部门相关院校，北京长城计量测试研究所经过多年发展，已建立包括激波管、脉动压力发生器、快速卸载装置等一系列动态压力校准设备，在脉动压力校准技术研究方面积累大量经验，具有较大技术优势。根据型号任务研制和试验需要，航天科工集团三院目前也在开展该方面的技术研究工作。

目前国内研制的微小脉动压力校准装置可解决飞行器脉动压力传感器的校准问题。校准装置的主要技术指标如下：

压力峰峰值：（0.1～50）kPa（对应于频率 f=500Hz～1Hz）；

平均压力：（50～200）kPa［绝压］；

幅值不确定度：U≤2%（k=2）；

相位不确定度：U ≤2°（k=2）。

脉动压力校准装置主要由气源、压力调节系统、脉动压力发生器、标准压力测试系统、数据采集分析及控制系统等组成，如图4所示。其校准方法采用相对法，气源输出压力通过压力调节系统调节至试验所需平均压力，再供给脉动压力发生器压力室，启动脉动压力发生器激励装置，从而使得压力室内产生脉动压力。标准压力传感器与被校压力传感器在压力室上进行对称安装，使得两者感受脉动压力一致。标准压力传感器对脉动压力发生器产生脉动压力进行测量，再根据被校脉动压力传感器在该脉动压力下输出电压，通过数据采集以及分析计算，实现对被校脉动压力传感器的幅值灵敏度（幅频特性）和相移（相频特性）进行校准。

校准装置主要部分是脉动压力发生器，由压力室、活塞、激励源等构成，如图5所示。

压力室固定在台架上，计算机控制激励源带动活塞在密闭的压力室内周期性的往复运动，从而对压力室内的气体进行压缩产生周期性脉动压力，活塞运动频率和位移决定脉动压力的频率和幅值。为减小脉动压力发生器由振动引起影响，需在台架上增设减振或者隔振装置。激励源与台架之间采用气浮设备进行减振，台架台面与支架之间设置隔振器。

4 结束语

随着我国航空航天技术快速发展，脉动压力测量和校准需求更加迫切，通过开展飞行器脉动压力测量及校准技术研究，保证型号试验和国防军工研制过程中的量值校准准确可靠，为型号研制生产提供有力的技术基础保障。

［1］ 王娜.旋成体脉动压力特征的试验研究［J］.实验流体力学，2010，24（1）：30～35.

［2］ Sébastien D.Detached-Eddy Simulation of transonic buffet over a supercritical airfoil［R］，2004.

［3］ 李周复.风洞特种试验技术［M］.北京：航空工业出版社，2010：418～442.

［4］ Tangermann E，Furman A.Detached eddy simulation compared with wind tunnel results of a delta wing with sharp leading edge and vortex breakdown［R］.AIAA,2012：2012～3329.

［5］ 王大昆.传感器动态特性研究［J］.贵州大学学报，1996（7）：53～56.

［6］ 何闻.标准动态力发生装置国内外研究现状［J］.机电工程，1999，2，49～53.