運(yùn)輸機(jī)全靜壓受感器低速風(fēng)洞試驗(yàn)研究

胡 冶，國(guó)洪梅，趙 楠

（中航飛機(jī)股份有限公司漢中飛機(jī)分公司，陜西 漢中 723000）

飛機(jī)在飛行過(guò)程所需的重要大氣數(shù)據(jù)參數(shù)需要通過(guò)測(cè)量飛機(jī)周圍大氣壓力等信息，根據(jù)一定的修正關(guān)系得到。對(duì)于飛機(jī)靜壓和總壓信息的測(cè)量，就是由飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中的全靜壓系統(tǒng)負(fù)責(zé)實(shí)現(xiàn)[1-2]。全靜壓系統(tǒng)直接影響到飛機(jī)的飛行安全，是飛機(jī)設(shè)計(jì)中非常重要的組成部分。國(guó)內(nèi)外眾多專家學(xué)者就飛機(jī)全靜壓系統(tǒng)的測(cè)量校準(zhǔn)進(jìn)行了研究，涉及誤差源分析、裝置選取、安裝定位、試飛校準(zhǔn)等方面的工作[3-4]。本文就飛機(jī)前機(jī)身加裝任務(wù)系統(tǒng)天線后，在試飛中反映出儀表相對(duì)氣壓高度指示誤差較大的問(wèn)題開(kāi)展了研究，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了多個(gè)方案的總壓、靜壓隨迎角、側(cè)滑角的規(guī)律，按照全靜壓受感器布置原則獲得了滿足使用要求的位置方案，為同類飛機(jī)全靜壓受感器布置方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 大氣傳感器布置原則

1.1 靜壓源

靜壓源為飛機(jī)提供靜壓信號(hào)，其隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律應(yīng)簡(jiǎn)單，以降低修正過(guò)程的復(fù)雜性；隨迎角應(yīng)盡量不變，以減小迎角試飛精度較低帶來(lái)的靜壓誤差；隨側(cè)滑角的影響應(yīng)盡可能小，以降低飛機(jī)側(cè)滑時(shí)帶來(lái)的靜壓誤差。

1.2 總壓探頭

《總、靜壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)和安裝通用規(guī)范》（GJB 1623—93）要求：總壓探頭應(yīng)位于對(duì)測(cè)量總壓干擾最小的位置。所選擇的位置應(yīng)避開(kāi)附面層、下洗流、艙門(mén)、襟翼收放等因素的影響，還應(yīng)考慮飛機(jī)上排放的油液及其他類似條件的影響；在機(jī)身兩側(cè)安裝L型總壓探頭，應(yīng)成對(duì)設(shè)置并徑向?qū)ΨQ安裝。當(dāng)左、右探頭不能互換時(shí)，應(yīng)用定位器保證總壓探頭總是安裝在正確的位置；在飛機(jī)的整個(gè)M數(shù)范圍內(nèi)，總壓誤差不應(yīng)大于0.4%[5]。

1.3 全靜壓受感器（測(cè)總壓和靜壓）

全靜壓受感器是飛機(jī)在飛行過(guò)程中同時(shí)測(cè)量全壓（也稱為總壓）和靜壓的裝置，如圖1所示。該裝置的總壓孔和靜壓孔均布置在同一根管上，端頭孔測(cè)量來(lái)流總壓，在管壁布置的小孔測(cè)量當(dāng)?shù)仂o壓[6]。全靜壓受感器也是飛機(jī)防冰的重點(diǎn)部位，在設(shè)計(jì)中加裝了防冰加熱系統(tǒng)。

圖1 全靜壓受感器實(shí)物及表面靜壓孔

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图胺桨?/h2>

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

全靜壓受感器設(shè)備相對(duì)于全機(jī)外形尺寸較小，如果模型縮比太小，縮比后的外形浸沒(méi)在附面層中，影響試驗(yàn)結(jié)果。因此，在風(fēng)洞阻塞度、天平支撐能力和試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)等因素允許的條件下，應(yīng)盡可能采用大尺寸模型。本次試驗(yàn)采用1∶5縮比模型，在國(guó)內(nèi)某8 m×6 m風(fēng)洞進(jìn)行了試驗(yàn)，試驗(yàn)速壓為2 750 Pa（風(fēng)速V≈70 m/s）。同時(shí)為模擬機(jī)翼對(duì)前機(jī)身的上洗效應(yīng)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎脵C(jī)身加部分機(jī)翼。為減小模型支架對(duì)前機(jī)身氣流的干擾，支撐方式選擇背撐方式，見(jiàn)圖2.

圖2 飛機(jī)全靜壓受感器試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2.2 安裝位置方案準(zhǔn)備

為了獲取前機(jī)身典型位置區(qū)域全、靜壓隨迎角、側(cè)滑角的變化規(guī)律，獲得最優(yōu)的全、靜壓布置方案，在試驗(yàn)方案準(zhǔn)備階段通過(guò)CFD方法，選取了一系列選型安裝點(diǎn)用于風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。

2.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集和處理

分別在不吹風(fēng)和吹風(fēng)條件下采集初讀數(shù)和吹風(fēng)數(shù)，測(cè)壓點(diǎn)測(cè)量壓力＝吹風(fēng)數(shù)-初讀數(shù)。測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果按公式（1）計(jì)算測(cè)點(diǎn)的壓力系數(shù)：

式（1）中：Pi為試驗(yàn)段內(nèi)流場(chǎng)某點(diǎn)處壓力測(cè)量值；P0為來(lái)流總壓測(cè)量值；PⅡ?yàn)閬?lái)流靜壓測(cè)量值；C0為風(fēng)洞總壓系數(shù)標(biāo)定結(jié)果；CⅡ?yàn)轱L(fēng)洞靜壓系數(shù)標(biāo)定結(jié)果。

對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行的洞壁干擾阻塞效應(yīng)修正公式為：

式（2）中：CRi為修正后的試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)；ε為阻塞效應(yīng)修正系數(shù)。

3 試驗(yàn)結(jié)果

3.1 靜壓測(cè)量試驗(yàn)

靜壓試驗(yàn)獲得的縱向結(jié)果見(jiàn)圖3，由圖可知：各測(cè)壓點(diǎn)在αW≈4°前靜壓變化曲線的梯度均較大，Q1、Q2等處呈明顯的拋物線特征，并在αW≈8°附近達(dá)到絕對(duì)值最小；各曲線在小迎角（αW≤4°）差異較小，αW＞4°后差異逐漸增大；Q11、Q12等處?kù)o壓系數(shù)Cpi絕對(duì)值略小于其他測(cè)壓點(diǎn)，且隨迎角的變化規(guī)律趨于線性。

圖3 縱向靜壓測(cè)量結(jié)果

測(cè)壓點(diǎn)靜壓曲線隨側(cè)滑角β的變化規(guī)律見(jiàn)圖4，由圖可知，靜壓值迎風(fēng)一側(cè)高于背風(fēng)一側(cè)，且隨著水平高度下移，兩側(cè)差異逐漸減小。同一測(cè)壓點(diǎn)隨迎角增加，靜壓系數(shù)Cpi隨側(cè)滑角變化梯度逐漸增加。

3.2 總壓測(cè)量試驗(yàn)

根據(jù)靜壓縱向試驗(yàn)結(jié)果，篩選部分位置進(jìn)行總壓測(cè)量試驗(yàn)，并進(jìn)行了1∶1尺寸受感器測(cè)壓試驗(yàn)，結(jié)果見(jiàn)圖5.由圖可知：風(fēng)速管總壓測(cè)量結(jié)果與布置位置相關(guān)，Q1與Q7點(diǎn)總壓損失最小，且與1∶1尺寸受感器測(cè)得的總壓值相當(dāng)，Q12點(diǎn)總壓損失較大。去除前機(jī)身兩側(cè)天線罩后，Q12點(diǎn)處總壓明顯恢復(fù)，且與其他測(cè)壓點(diǎn)總壓基本相當(dāng)，由此可知天線罩對(duì)Q12點(diǎn)位置的總壓測(cè)量結(jié)果影響較大，同時(shí)也表明總壓測(cè)量結(jié)果隨迎角變化不大。

圖4 橫向靜壓測(cè)量結(jié)果

圖5 總壓縱向試驗(yàn)曲線

根據(jù)靜壓橫向試驗(yàn)結(jié)果，篩選部分位置進(jìn)行總壓測(cè)量試驗(yàn)，結(jié)果見(jiàn)圖6.由圖可知：Q1點(diǎn)總壓損失最小，且隨側(cè)滑角變化最小，基本與1∶1尺寸受感器總壓測(cè)量結(jié)果一致，隨著受感器位置下移，總壓損失量隨側(cè)滑角增加而下降且速度逐漸加快。

圖6 總壓橫向試驗(yàn)曲線

3.3 全靜壓受感器布置位置分析

結(jié)合靜壓孔氣動(dòng)設(shè)計(jì)原則及相關(guān)規(guī)范要求，飛機(jī)全靜壓受感器布置位置應(yīng)滿足總壓Cp0損失最小原則，同時(shí)根據(jù)空速校準(zhǔn)誤差不大于3%或5節(jié)（約9 km/h）的標(biāo)準(zhǔn)要求，按V＝300 km/h計(jì)算得到Cpi應(yīng)不大于±0.06.

單從靜壓方面考慮，Q3、Q7、Q10均是較好的全靜壓受感器布置位置。而兼顧總、靜壓時(shí)，考慮到飛機(jī)系統(tǒng)總壓不進(jìn)行補(bǔ)償而靜壓可以進(jìn)行補(bǔ)償設(shè)計(jì)，Q1點(diǎn)附近總壓隨側(cè)滑角變化較小，因此試驗(yàn)中所選區(qū)域全靜壓受感器最佳布置位置為Q1～Q3。

4 結(jié)論

經(jīng)論述，得出以下3點(diǎn)結(jié)論：①試驗(yàn)表明受感器在機(jī)頭的布置位置受機(jī)身表面附件流場(chǎng)及天線罩干擾明顯，不同位置的測(cè)量結(jié)果存在差異，規(guī)律有所不同；②根據(jù)機(jī)頭總壓、靜壓的壓力系數(shù)及隨迎角、側(cè)滑角的變化規(guī)律，獲得了較好的全靜壓受感器布置位置，試驗(yàn)達(dá)到預(yù)期目的，為后續(xù)的驗(yàn)證試飛提供了重要的技術(shù)支撐；③通過(guò)本次試驗(yàn)研究，揭示了全靜壓受感器在測(cè)量飛機(jī)總壓、靜壓時(shí)的氣動(dòng)規(guī)律差異，豐富了全靜壓受感器布局設(shè)計(jì)的理論基礎(chǔ)，并且建立了全靜壓受感器布局設(shè)計(jì)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法。

［1］龔和，陶建偉.民用飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)全靜壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究［J］.科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào)，2015，24（1）：124-125.

［2］孫一峰，楊士普，方陽(yáng)，等.民用飛機(jī)機(jī)身表面靜壓孔氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33（5）：673-677.

［3］栗中華，陳艷.飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)模擬系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)［J］.測(cè)控自動(dòng)化，2011，27（4）：46-48.

［4］Gracey W.Measurement of aircraft speed and altitude.Measurement of Aircraft Speed&Altitude，1980（4）.

［5］汪發(fā)亮，魏劍龍，錢瑞戰(zhàn)，等.基于計(jì)算流體力學(xué)的大氣數(shù)據(jù)傳感器應(yīng)用研究［J］.測(cè)控技術(shù)，2014（34）：529.

［6］宋歌.大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的發(fā)展及展望［J］.科技創(chuàng)新與應(yīng)用，2014（19）：296.