变体飞机能够根据任务环境主动自适应地改变其外形，具有更宽的飞行包线，在每个飞行剖面都具有最优的气动性能，是目前国内外研究的热点^{[1, 2, 3]}。变体飞机在空中瞬间改变其外形的过程可能出现气动力的非定常变化，引起飞机力矩特性的剧烈改变，从而影响飞机的飞行安全^[4]。

变体飞机的研究目前仍主要依赖风洞试验，以获得飞机变体过程的动态气动力特性和操稳特性，同时验证飞机按需要进行变体方案的合理性和结构可靠性。如美国的变体飞机结构(MAS)项目于2006年初在NASA兰利研究中心成功完成了风洞试验，试验最大风速达0.9Ma^[5]。

与常规试验相比，变体飞机风洞试验模拟参数多，在狭小的模型空间里需要布置变体驱动系统、运动控制系统、试验数据测量系统等，导致变体飞机风洞试验模型结构复杂，试验过程受干扰的因素更多，因此测力试验数据重复性精度差。

试验精度一般是指同一模型在同一期试验、同一试验状态下，经非连续重复多次(一般为7次)试验，其测量值的均方根误差^[6]。变体飞机的动态试验一般采取固定模型姿态角，测量(机翼)变体过程全机的

气动力和力矩等特性，假如风洞试验中测量获得的气动力(或力矩)系数误差ΔR的影响因素可用如下关系式表示：

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其中上述参数分别表示模型的姿态角(迎角、侧滑角、滚转角)、试验马赫数、试验总压、试验静压和试验总温等的测量误差和天平测量误差。由于变体模型的刚度较常规模型低，可能会引起严重的流固耦合问题，这会使分析重复性误差的影响因素更多，因此本文假设模型为刚体，不考虑气动弹性效应的影响。则在变体飞机风洞试验中，因为需要模拟机翼的变体运动，对气动力参数的影响增加了变体速度和变体运动部分的机翼面积，可用如下式表示：

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如某风洞满足常规试验精度指标，假设变体运动的微小速度差异ΔV(主要由电机驱动系统导致，约为0.01°/s，即每秒的角度差异小于1′，同时该误差也会最终传递到面积不同导致的气动力系数误差)对气动力特性的影响可忽略不计，则变体飞机风洞试验的影响关系式可简化为：

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即假如某风洞测量系统满足常规试验精度要求，变体飞机动态试验的重复性精度受测量过程中模型状态(变体部分机翼面积)的影响最大，这是由于驱动控制系统、传动系统的误差使试验中模型状态不同(或机翼面积不同)和机械间隙使运动变体部分机翼的抖动导致试验重复性差。

模型采用全金属材料，比例为1∶28的半模模型，变体形式为全机械驱动的大尺度变体。图 1为变体模型驱动机构三维图，从中可以看出在进行动态测力试验过程中，通过电机旋转驱动涡轮蜗杆的直线运动，外翼通过合页与主翼连接，同时直线驱动臂通过铰链带动曲柄驱动外翼绕转轴旋转，实现外翼的上下折叠运动，最大折叠角速度为13°/s，当需要研究不同外翼折叠速度的影响试验时，通过调节电机转速来改变外翼折叠速度。

图 1 变体飞机机构示意图 Fig. 1 Schematic of morphing mechanical structure and movement

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图 2 模型在风洞中的安装照片 Fig. 2 Model fixed in wind tunne

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模型面积：0.1425m²(完全展开)，0.1254m²(折叠到45°位置)；

模型平均气动弦长：0.4936m(完全展开)，0.5384m(折叠到45°位置)；

模型展长：0.42m(完全展开)，0.2648m(折叠到45°位置)。

实验过程中，气动力系数以模型完全展开时的面积、平均气动弦长、展长等参数进行计算。

试验是在中航工业气动院FL-7风洞进行的，天平为BJ1-A半模天平。FL-7风洞是一座试验段截面积640mm×520mm，由大气进气的直流连续式跨声速风洞，由3台涡喷-5甲发动机驱动。试验段前置有单支点半柔壁喷管，通过调节喷管喉部的开度，连续调节任意试验Ma数为0.2～1.5，试验中通过风洞壁板与模型整体绕天平轴线旋转实现迎角变化。

数据采集采用VXI数据采集系统，其内置低通滤波截止频率为2Hz。本期动态试验部分采集方式为连续采集瞬时值，总体上每秒采集1000点。天平测得的电压信号，由VXI数据采集系统采集并转换成数字信号，由处理程序计算出所需求的气动力系数。

变体动态测力试验采用固定模型姿态角、测量全机气动力随外翼折叠变化的方式进行，试验数据的有效区间为当外翼按一定速度从水平位置向上折叠到最大位置(半周期试验)和从最大位置向下折叠到外翼达到水平位置(整周期试验)。变体试验流程如图 3所示，动态试验的采集触发系统由电机驱动器给出信号。当试验流场条件满足时，控制电脑向电机驱动器发出信号，驱动器向电机发出启动指令和向采集系统发出触发信号，电机带动外翼折叠变体运动，采集卡开始采集天平的电压信号，当变体运动结束时，控制电脑根据试验事先设好的行程向驱动器下达停止指令，驱动器同时向电机和采集系统发出信号，电机停止转动，采集系统停止采集，一个试验周期结束^{[7, 8, 9]}。

图 3 变体试验流程图 Fig. 3 Flow chart of morphing aircraft wind tunnel test

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由本文第1节的理论分析和图 1可知，影响变体飞机试验重复性精度的主要因素是在重复试验过程中每次测量时变体运动部分的机翼面积不一致。由于机构间隙误差，每次试验周期中，采集系统记录的每次试验的实际起始和结束位置不一致。针对本文所研究的翼尖折叠模型，对公式(3)有

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其中S₁为变体可运动部分机翼面积，φ为向上折叠角度。根据模型的传动原理和结构，可得

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其中ω₁表示电机的转速(一级误差)，ω₂表示涡轮蜗杆转速(二级误差)，ω₃表示外翼驱动旋转铰链转速(三级误差)。电机转速误差主要是由其控制原理误差造成，后2种主要是由结构间隙、加工精度、装配等原因造成。由误差传播理论可知，采用该试验方案上述3种误差不但同时存在，电机和涡轮蜗杆等的误差会进一步向下传播，各种误差最终反映为变体机翼的位置Δφ(或水平投影面积)误差。因此试验方案改进的主要思路是减少误差源，最理想的方式是利用折叠外翼的位置来触发光栅信号，由光栅信号转换成电信号来触发采集系统，每次试验时连续采集的数据区间是由外翼位置(从水平折叠到指定角度)来决定，理论上减小了由驱动系统带来的误差，改进后的试验流程如图 4所示。但由于受到模型空间限制(翼尖部分最大厚度仅4mm)，不可能将光栅系统安装在折叠外翼上，最终将光栅(如图 5)安装在驱动臂上，从而避免了一级Δω₁和二级误差Δω₂。

图 4 改进后变体试验流程图 Fig. 4 Flow chart of modified morphing aircraft wind tunnel test

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图 5 光电耦合器工作原理图 Fig. 5 Working schematic of photoelectric coupler

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根据变体飞机风洞试验特点，改进后的试验方案采用数字逻辑电路、光电耦合器和直线码盘来实现外触发采集的功能。采集信号发生装置采用光电耦合器(工作原理如图 5所示)，通过变体驱动机构运动使直线码盘过孔(如图 6)往返通过光电耦合器产生电平信号，同一个过孔产生的高地电平信号会出现一个相位差，数字逻辑电路将光电耦合器产生的电平信号转换为脉冲信号和消除过孔带来的相位差问题。

图 6 光电触发装置工作示意图 Fig. 6 Scheme of photoelectric coupled trigger device

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改进后的光电触发传感器安装在驱动臂上，触发信号可直接接入VXI(PXI)外触发接口，具有实时性及较强的抗干扰能力。试验中采集卡同时采集光栅触发信号，根据该信号可计算出折叠外翼的动态运行角度位置。

变体飞机动态试验数据的处理原理与静态试验基本一致，即纵向气动力是由有风载的各元力或(力矩)减去无风情况下模型在各个对应状态的模型自重，通过天平换算公式获得相应的气动力系数。但由于是连续测量，数据采集频率高和数据量大，如简单将两个区间相减则容易出现有风载和无风载数据量不一致和位置对应不一致，这也是降低变体飞机风洞试验数据重复性精度的重要因素^[10]。

针对变体飞机动态风洞试验数据处理，利用快速傅立叶变换(FFT)等手段分析原始数据的噪声组成，首先对数据进行滤波，之后将连续采集的数据进行离散^[11]，以多个特征点(外翼折叠角度)曲线来表征连续过程的动态气动力变化，特征点前后分别取20个数据点进行平均以获得在特征点位置时全机的气动力系数，此种处理方法大幅改善了因为数据量不一致导致的重复性问题^[12]。

图 7为某模型在风洞中采用改进前的试验方法进行的翼尖向上折叠和向下展开时的3次动态升力系数重复性试验曲线。其中试验马赫数为Ma=0.4、迎角为6°、翼尖折叠速度为ω=8°/s，采用连续测量方式进行，由于利用电机驱动器中的编码器来进行触发，即电机一启动即触发采集。由于电机加减速等原因，机翼变体运动存在滞后，在试验数据的处理和分析中很难准确判定机翼折叠的位置，因此只有采用时间轴来反映全机升力系数随外翼折叠的变化，重复性较差。

图 7 改进前动态升力系数重复性曲线 Fig. 7 Unmodified dynamic lift coefficient test repeatability curve

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图 8~10为采用改进后的试验方案进行的某模型翼尖向上折叠时的7次动态全机升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数重复性风洞试验曲线。

图 8 动态升力系数离散法重复性曲线 Fig. 8 Test repeatability curve of dynamic lift coefficient via discrete method

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图 9 动态阻力系数离散法重复性曲线 Fig. 9 Test repeatability curve of dynamic drag coefficient via discrete method

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图 10 动态俯仰力矩系数离散法重复性曲线 Fig. 10 Test repeatability curve of dynamic pitching moment coefficient via discrete method

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其中试验马赫数为Ma=0.4、迎角为4°、翼尖变体速度为ω=12°/s，仍采用连续测量方式进行，翼尖从负角度开始运动并达到匀速状态，当达到水平位置(外翼位置为0°)时触发采集系统，并在每个要求的特征点位置给出光栅转换信号，当折叠到最大位置时停止，完成半周期试验，试验曲线可以方便地给出全机气动力系数随翼尖折叠角度的变化曲线(也可给出随时间变化曲线)。当翼尖向下展开时根据同样原理进行后半周期试验。数据处理采用离散法进行，理论上只要离散点足够多，即可代替整个连续的动态试验过程，但数据量同样非常大、光栅栅格会非常密(加工困难)，本次试验仅以翼尖在0°、15°、30°、45°位置

为特征点来模拟整个动态过程全机的气动力特性变化。从升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的重复性曲线可以看出，试验重复性精度非常高，见表 1，升力系数重复性最大误差为0.00538，阻力系数重复性最大误差为0.00098，俯仰力矩系数重复性最大误差为0.00113，升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随翼尖向上折叠的变化特性符合气动规律。

(1) 本文提出了变体飞机风洞动态试验流程的改进方案，结合光栅同步采集系统，能够准确判定机翼变体的运动位置，提高了试验数据的重复性精度。

(2) 采用的动态试验数据离散处理方法，解决了变体飞机风洞动态试验数据量大的难题。

(3) 验证风洞试验表明，变体飞机的风洞动态试验重复性精度大幅改善，升力系数重复性最大误差约为0.00538，阻力系数重复性最大误差约为0.00098，俯仰力矩系数重复性最大误差为约0.00113。