CN114383805A - 一种放电减阻设备的测量系统及测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器气动阻力测量技术领域，尤其涉及一种放电减阻设备的测量系统及测量方法，该系统包括放电减阻设备、飞行器模型、光纤天平、支架、调整机构、光信号解调仪、控制器及光纤光栅；放电减阻设备包括放电结构和放电装置；放电结构固定设置在飞行器模型的头部，与放电装置连接；飞行器模型固定设置在光纤天平的头部；支架的一端与光纤天平固定连接，另一端与调整机构固定连接；调整机构可多自由度转动，用于调整支架的位姿；光纤光栅用于测量温度变化；光信号解调仪用于采集并解调光信号；控制器根据光纤光栅测得的温度变化确定放电时间，根据光纤天平测得的多分量载荷变化确定放电减阻效果。本发明能够直接测量放电减阻设备的减阻效果。

Description

一种放电减阻设备的测量系统及测量方法

技术领域

本发明涉及飞行器气动阻力测量技术领域，尤其涉及一种放电减阻设备的测量系统及测量方法。

背景技术

高超声速飞行器技术是21世纪航空航天领域新的制高点，高超声速飞行器具有飞行距离远、机动能力强等优点，是当今世界重点关注的发展方向。为实现高超声速飞行，必须减小飞行器在飞行过程中的气动阻力。目前，常见的减阻方式通常是在飞行器头部设置激波针以及通过放电的方式改变激波形态，实现减小飞行器气动阻力，但放电减阻的方式会产生较强的电磁干扰，影响传感器测量结果，因此放电减阻的效果只能采用CFD等数值计算手段进行判断，同时采用纹影等流场显示方式对减阻过程进行分析，缺乏减阻效果测量手段。

发明内容

本发明的目的是针对上述至少一部分不足之处，提供一种针对放电减阻设备的测量系统及测量方法，以实现在高超声速风洞试验中测量放电减阻设备的实际减阻效果。

为了实现上述目的，本发明提供了一种放电减阻设备的测量系统，包括：放电减阻设备、飞行器模型、光纤天平、支架、调整机构、光信号解调仪、控制器及光纤光栅；

所述放电减阻设备包括放电结构和放电装置；所述放电结构固定设置在所述飞行器模型的头部，所述放电装置与所述放电结构、所述控制器电连接，用于根据所述控制器生成的指令，令所述放电结构放电；

所述飞行器模型固定设置在所述光纤天平的头部；所述光纤天平用于测量多分量载荷变化；

所述支架的一端与所述光纤天平固定连接，另一端与所述调整机构固定连接；

所述调整机构位于测试用流场区域的外侧，与所述控制器电连接，可多自由度转动，用于根据所述控制器生成的指令，调整所述支架的位姿；

所述光纤光栅设置于所述飞行器模型的尾部，用于测量温度变化；

所述光信号解调仪与所述光纤天平及所述光纤光栅通过光纤连接，与所述控制器电连接，用于采集并解调光信号，发送至所述控制器；

所述控制器用于生成指令并发送，根据所述光纤光栅测得的温度变化确定放电时间，根据所述光纤天平测得的多分量载荷变化确定放电减阻效果。

可选地，所述控制器还用于比较根据所述光纤光栅测得的温度变化确定的放电时间和所述放电结构工作的时间，确定放电控制延迟。

可选地，所述光纤天平为六分量天平，包括依次连接的模型端、测量元件、支杆和连接端；其中，

所述模型端用于与所述飞行器模型固定连接；

所述测量元件包括轴向力元件和组合元件；至少六个光纤应变计分设于所述测量元件的应变敏感位置，用于测量六分量载荷变化；

所述连接端用于与所述支架固定连接。

可选地，所述模型端与所述飞行器模型通过锥配合固定连接，所述模型端穿入所述飞行器模型的尾部；

所述连接端与所述支架通过锥配合固定连接，所述连接端穿入所述支架。

可选地，所述放电装置、所述光信号解调仪和所述控制器均位于风洞试验段外。

可选地，所述调整机构固定设置在风洞试验段的底侧。

可选地，所述放电结构为激波针或等离子体放电器。

本发明还提供了一种放电减阻设备的测量方法，采用如上述任一项所述的放电减阻设备的测量系统实现，包括如下步骤：

组装并调试所述放电减阻设备的测量系统；

开启风洞，待吹风稳定后，将飞行器模型送入测试用流场中；

令放电结构放电，并通过光信号解调仪采集并解调光信号；

根据光纤光栅测得的温度变化确定放电时间；

根据光纤应变计测得的多分量载荷变化，确定放电时间内所述飞行器模型受到的减阻效果。

可选地，所述的测量方法还包括：

比较根据所述光纤光栅测得的温度变化确定的放电时间和所述放电结构工作的时间，确定放电控制延迟。

可选地，所述组装并调试所述放电减阻设备的测量系统包括：

对光纤天平进行静态校准，确定所述光纤天平输出与所受载荷的函数关系。

本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供了一种放电减阻设备的测量系统及测量方法，本发明利用光纤抗电磁干扰的特点，采用光纤光栅确定放电时间，采用光纤天平测量放电前后的气动阻力变化，解决了强电磁干扰情况下测量难的问题，可实现直接测量放电减阻设备的减阻效果，为评估放电减阻设备及设计高超声速飞行器提供技术支持。

附图说明

图1是本发明实施例中一种放电减阻设备的测量系统结构示意图；

图2是本发明实施例中一种六分量天平结构示意图；

图3是图2中虚线框区域的放大图；

图4是本发明实施例中一种放电减阻设备的测量方法步骤图。

图中：1：放电结构；2：飞行器模型；3：光纤天平；31：模型端；32：测量元件；321：轴向力元件；322：组合元件；33：支杆；34：连接端；4：光纤光栅；5：支架；6：调整机构。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如前所述，为实现高超声速飞行，常见的减阻方式通常是在飞行器头部设置激波针以及通过放电的方式形成等离子体，从而改变飞行器头部激波形态，实现减小飞行器气动阻力，但放电减阻的方式会产生较强的电磁干扰，影响传感器测量结果，如测量飞行器局部压力的压力传感器和测量飞行器整体阻力的电阻应变天平均会受到严重干扰而无法测量。因此，目前放电减阻的效果只能采用CFD等数值计算手段进行判断，同时采用纹影等流场显示方式对减阻过程进行分析，缺乏直接的减阻效果测量手段，放电减阻的实际效果难以进行测试与验证。有鉴于此，本发明针对飞行器放电减阻技术提出了一种依赖光纤传感的、抗电磁干扰的气动阻力测量方案，以实现对放电减阻效果的实际测量与评估。

下面描述以上构思的具体实现方式。

如图1所示，本发明实施例提供的一种放电减阻设备的测量系统，包括待测的放电减阻设备、待测的飞行器模型2、光纤天平3、支架5、调整机构6、光信号解调仪、控制器及至少一个光纤光栅4，图1中箭头所示气流方向标识了流场流动的方向（为便于显示，图1中未示出光信号解调仪和控制器）。具体的，该测量系统中：

放电减阻设备包括放电结构1和放电装置；放电结构1固定设置在飞行器模型2的头部，放电装置与放电结构1、控制器电连接（为便于显示，图1中未示出放电装置），用于根据控制器生成的指令，令放电结构1放电，实现为流场中的飞行器模型2减阻。飞行器模型2的头部，即设计的、用于迎接来流的一端。放电装置优选位于测试用流场区域的外侧，更优选位于风洞试验段之外，通过包裹绝缘层的导线与放电结构1连接，以减少流场及放电行为对于放电装置的干扰。

飞行器模型2固定设置在光纤天平3的头部；光纤天平3用于测量风洞试验过程中多分量载荷变化。飞行器模型2优选与光纤天平3同轴，通过同轴设置，光纤天平3测得的载荷（如轴向力等）反映了飞行器模型2在流场中所受到的气动阻力，通过光纤天平3所测数据变化即可直接确定放电减阻对飞行器模型2所受气动阻力的影响效果。

支架5的一端与光纤天平3固定连接，另一端与调整机构6固定连接。调整机构6位于测试用流场区域的外侧，与控制器电连接，可多自由度转动，用于根据控制器生成的指令，调整支架5的位姿，即位置与姿态。支架5与光纤天平3及飞行器模型2相对固定，通过转动调整机构6，调整支架5的位置与姿态，可实现调整飞行器模型2在流场中的位置以及俯仰角、偏航角，从而实现模拟不同的飞行状况。调整机构6位于测试用流场区域的外侧，即支架5一端可伸入流场区域，另一端不会伸入，以避免高超声速风洞试验所用的强流场影响到调整机构6，特别是调整机构6与支架5连接处，从而确保支架5在风洞试验过程中保持稳定的姿态。

至少一个光纤光栅4设置于飞行器模型2的尾部，用于测量温度变化。放电过程伴随着流场气流温度的变化，通过光纤光栅4测量温度，能够更为精确地判定放电结构1是否放电以及确定实际的放电时间，还可用于同步放电装置与控制器的时间。放电起始时刻与放电终止时刻放电结构1附近的气流温度显著变化，且放电起始时刻至放电终止时刻之间（也即放电时间内）放电结构1附近气流保持在较高温度。光纤光栅4位于放电结构1的后方，即相对远离用于形成流场的喷管出口，距离放电结构1越近，可靠性越高。优选设置两个光纤光栅4，另一个光纤光栅4可以设置在飞行器模型2的尾部也可以设置在光纤天平3的表面，若光纤光栅4设置在光纤天平3上，应避开光纤天平3的应变敏感区，以免应变影响光纤光栅4测温效果。若根据两个光纤光栅4测量温度的变化所确定的放电时间差超过预设阈值，则应重新调整该测量系统，如更换光纤光栅4或调整其所在位置等。

光信号解调仪与光纤天平3及光纤光栅4通过光纤连接，与控制器电连接，用于采集并解调光信号，确定光纤光栅4测得的温度变化及光纤天平3测得的多分量载荷变化，发送至控制器。各光纤光栅4以及光纤天平3所用的各光纤应变计均通过光纤与光信号解调仪连接，避免传输过程中受到放电引起的电磁干扰。光信号解调仪优选位于测试用流场区域的外侧，更优选位于风洞试验段之外，以减少流场及放电行为对于光信号解调仪的干扰。

控制器与放电装置、调整机构6及光信号解调仪电连接，用于生成相应的指令并对应发送，从而控制放电及调整飞行器模型2，以及，根据光纤光栅4测得的温度变化确定放电时间，根据光纤天平3测得的多分量载荷变化确定放电减阻设备的放电减阻效果。若放电时间内，光纤天平3测得的多分量载荷显著减小，则表明该放电减阻设备进行放电时有效减少了飞行器模型2所受气动阻力，放电减阻效果较佳，反之，若放电时间内，光纤天平3测得的多分量载荷无明显变化，则表明该放电减阻设备并不能有效减少气动阻力，放电减阻效果较差。控制器优选位于测试用流场区域的外侧，更优选位于风洞试验段之外，以减少流场及放电行为对于控制器的干扰。

本发明提供的测量系统利用光纤天平3抗电磁干扰的优势，实现了准确测量飞行器模型在放电前后的气动阻力，解决强电磁干扰情况下气动阻力测量难的问题，可实现测量并评估放电减阻效果。

可选地，控制器还用于比较根据光纤光栅4测得的温度变化所确定的放电时间和放电结构1工作的时间，从而确定放电控制延迟。控制器生成并记录了相应指令，若放电结构1工作起始的时刻t₀ ¹与根据光纤光栅4测得温度变化确定的放电起始时刻t₁ ¹相差较大，或放电结构1工作终止的时刻t₀ ²与根据光纤光栅4测得温度变化确定的放电终止时刻t₁ ²相差较大，则表明设置放电时间与实际放电时间之间存在较大的放电控制延迟。优选地，放电控制延迟t=[(t₁ ¹-t₀ ¹)-(t₁ ²-t₀ ²)]/2。采用上述方式，能够校准放电减阻设备中控制放电时间的偏差，实现更为精准可靠的放电控制。

可选地，如图2和图3所示，该测量系统中所用的光纤天平3为六分量天平，光纤天平3包括从头到尾依次连接的模型端31、测量元件32、支杆33和连接端34。具体地，其中：模型端31用于与飞行器模型2固定连接；测量元件32包括轴向力元件321和组合元件322；至少六个光纤应变计分设于测量元件32的应变敏感位置，用于测量六分量载荷变化；支杆33位于测量元件32与连接端34之间，优选与飞行器模型2同轴；连接端34用于与支架5固定连接。

该实施方式中，利用六分量天平可实现轴向力、法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩的测量，从而全面地评估飞行器模型在流场中所受气动阻力。

进一步地，如图2和图3所示，六分量天平的轴向力元件321可采用竖直测量梁结构，且竖直测量梁结构上设置细槽，可用于确定光纤应变计的安装位置，组合元件322可为三柱梁结构，布置在轴向力元件321的两端，以实现除轴向力以外的五分量载荷的测量。至少六个光纤应变计分别安装在测量元件32相应的敏感位置上，用于测量风洞试验过程中气动阻力造成的天平结构变形，具体所用的光纤应变计数量及各光纤应变计具体安装位置可根据实际需要进行设置，或参考常规应变天平，在此不再进一步限定。

进一步地，光纤天平3的模型端31与飞行器模型2通过锥配合固定连接，模型端31穿入飞行器模型2的尾部；连接端34与支架5通过锥配合固定连接，连接端34穿入支架5。

该实施方式中，光纤天平3与飞行器模型2、支架5均采用锥配合连接，可采用螺钉拉紧方式固定，确保光纤天平3与飞行器模型2、支架5不发生相对偏移，从而抵御流场对支架5的冲击，确保飞行器模型2的姿态不变。

可选地，调整机构6固定设置在风洞试验段的底侧。当调整机构6设置在风洞试验段的底侧，支架5的顶端与光纤天平3固定连接，底端与调整机构6连接，同样有助于保持支架5状态稳定。此部分的方位词“顶”、“底”是相对于地面而言。

进一步地，支架5在流场中倾斜，斜向流场流动方向。由于高超声速流场对支架5有较强的冲击作用，为避免流场冲击造成支架5发生形变，进而干扰到光纤天平3测量结果，令支架5倾斜，可以减少流场对于支架5与光纤天平3连接处的影响。

可选地，放电结构1为激波针或等离子体放电器等。若放电结构1为激波针，则激波针可安装在飞行器模型2的安装孔内，采用胶水固定，激波针与导线相连，导线经过光纤天平3、支架5，与风洞试验段外的放电装置相连。若放电结构1为等离子体放电器等，则可通过其他方式与飞行器模型2固定连接。本发明提供的测量系统具有良好的通用性，适用不同放电减阻设备，可在不同风洞设备中开展减阻测试。

在一些实施方式中，本发明还提供了一种放电减阻设备的测量方法，采用如上述任一项实施方式的放电减阻设备的测量系统实现，包括如下步骤：

步骤400，组装并调试放电减阻设备的测量系统；

步骤402，开启风洞，待风洞吹风稳定后，通过调整机构6调整支架5的位姿，将飞行器模型2送入测试用流场中；

步骤404，令放电结构1放电，减少飞行器模型2所受气动阻力；通过光信号解调仪采集并解调光信号，获取光纤光栅4测得的温度变化及光纤应变计测得的多分量载荷变化；

步骤406，根据光纤光栅4测得的温度变化确定放电时间；

步骤408，根据光纤应变计测得的多分量载荷变化，确定放电时间内飞行器模型2受到的减阻效果。

该测量方法能够实现直接测量放电减阻设备的减阻效果，为评估放电减阻设备性能、设计飞行器等提供技术支持。

可选地，该测量方法还包括：

步骤410，比较根据光纤光栅4测得的温度变化确定的放电时间和放电结构1工作的时间，确定放电控制延迟。

通过确定放电控制延迟，能够校准放电减阻设备中控制放电时间的偏差，实现更为精准可靠的放电控制。

进一步地，该测量方法还可通过比较根据光纤光栅4测得的温度变化确定的放电时间和放电结构1工作的时间，确定放电减阻设备的放电错误率。若记录中有放电结构1工作的时间，但根据光纤光栅4测得温度变化未能确定存在实际放电时间，则可认为出现了放电错误。若一个放电减阻设备多次出现放电错误，放电错误率较高，则认为该放电减阻设备不能用于有效减阻。

可选地，步骤400进一步包括：

对光纤天平3进行静态校准，确定光纤天平3输出与所受载荷之间的函数关系。

该实施方式中，在开始风洞试验前对光纤天平3进行静态校准，得到光纤天平3输出与载荷的对应关系。风洞试验过程中，确定放电前与放电过程中光纤天平3输出变化，利用静态校准所得的函数关系，可以计算得到放电过程中飞行器模型2所受气动阻力的变化。

综上所述，本发明提供了一种放电减阻设备的测量系统及测量方法，本发明采用抗电磁干扰的光纤天平在放电情况下测量飞行器模型所受气动阻力，实现直接测量放电减阻设备的减阻效果；光纤天平可为六分量天平，能够确定放电过程中六分量载荷的变化，以便全面评估飞行器模型所受气动阻力；同时，本发明基于放电发热的特点，采用光纤光栅监控放电结构是否正常放电，同时标记实际的放电时间；此外，本发明采用一套光信号解调仪实现光纤天平上的光纤应变计和光纤光栅信号的同时解调，减少了仪器设备的应用，简化操作，降低成本。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种放电减阻设备的测量系统，其特征在于，包括：放电减阻设备、飞行器模型、光纤天平、支架、调整机构、光信号解调仪、控制器及光纤光栅；

所述放电减阻设备包括放电结构和放电装置；所述放电结构固定设置在所述飞行器模型的头部，所述放电装置与所述放电结构、所述控制器电连接，用于根据所述控制器生成的指令，令所述放电结构放电；

所述飞行器模型固定设置在所述光纤天平的头部；所述光纤天平用于测量多分量载荷变化；

所述支架的一端与所述光纤天平固定连接，另一端与所述调整机构固定连接；

所述调整机构位于测试用流场区域的外侧，与所述控制器电连接，可多自由度转动，用于根据所述控制器生成的指令，调整所述支架的位姿；

所述光纤光栅设置于所述飞行器模型的尾部，用于测量温度变化；

所述光信号解调仪与所述光纤天平及所述光纤光栅通过光纤连接，与所述控制器电连接，用于采集并解调光信号，发送至所述控制器；

所述控制器用于生成指令并发送，根据所述光纤光栅测得的温度变化确定放电时间，根据所述光纤天平测得的多分量载荷变化确定放电减阻效果。

2.根据权利要求1所述的测量系统，其特征在于：

所述控制器还用于比较根据所述光纤光栅测得的温度变化确定的放电时间和所述放电结构工作的时间，确定放电控制延迟。

3.根据权利要求1所述的测量系统，其特征在于：

所述光纤天平为六分量天平，包括依次连接的模型端、测量元件、支杆和连接端；其中，

所述模型端用于与所述飞行器模型固定连接；

所述测量元件包括轴向力元件和组合元件；至少六个光纤应变计分设于所述测量元件的应变敏感位置，用于测量六分量载荷变化；

所述连接端用于与所述支架固定连接。

4.根据权利要求3所述的测量系统，其特征在于：

所述模型端与所述飞行器模型通过锥配合固定连接，所述模型端穿入所述飞行器模型的尾部；

所述连接端与所述支架通过锥配合固定连接，所述连接端穿入所述支架。

5.根据权利要求1所述的测量系统，其特征在于：

所述放电装置、所述光信号解调仪和所述控制器均位于风洞试验段外。

6.根据权利要求1所述的测量系统，其特征在于：

所述调整机构固定设置在风洞试验段的底侧。

7.根据权利要求1所述的测量系统，其特征在于：

所述放电结构为激波针或等离子体放电器。

8.一种放电减阻设备的测量方法，其特征在于，采用如权利要求1-7任一项所述的放电减阻设备的测量系统实现，包括如下步骤：

组装并调试所述放电减阻设备的测量系统；

开启风洞，待吹风稳定后，将飞行器模型送入测试用流场中；

令放电结构放电，并通过光信号解调仪采集并解调光信号；

根据光纤光栅测得的温度变化确定放电时间；

根据光纤应变计测得的多分量载荷变化，确定放电时间内所述飞行器模型受到的减阻效果。

9.根据权利要求8所述的测量方法，其特征在于，还包括：

比较根据所述光纤光栅测得的温度变化确定的放电时间和所述放电结构工作的时间，确定放电控制延迟。

10.根据权利要求8所述的测量方法，其特征在于，

所述组装并调试所述放电减阻设备的测量系统包括：

对光纤天平进行静态校准，确定所述光纤天平输出与所受载荷的函数关系。

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