飛機(jī)靜壓測量誤差的幾種補(bǔ)償方法分析及試驗(yàn)

易 芳，孫娟萍

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

0 引 言

飛機(jī)靜壓測量對于在不同飛行高度間保持安全的縱向間隔至關(guān)重要[1]。皮托靜壓管(以下簡稱靜壓管)是目前常用的靜壓測量裝置，其頂端有一個(gè)迎流的全壓孔，側(cè)壁周圍有一些靜壓孔，基于伯努利原理感測靜壓。由于飛機(jī)對遠(yuǎn)方的自由來流產(chǎn)生干擾，靜壓管對于機(jī)頭前已被飛機(jī)擾動(dòng)的氣流產(chǎn)生二次干擾，所以對自由來流靜壓的精確測量是很困難的。這與靜壓管的前支距離、型面設(shè)計(jì)[2]、來流夾角都有關(guān)系。針對上述問題，筆者提出了靜壓測量誤差的幾種補(bǔ)償方法，通過風(fēng)洞試驗(yàn)表明文中的方法達(dá)到了很好的補(bǔ)償效果，對于飛行安全具有重要意義。

1 飛機(jī)高度誤差討論

圖1所示為客機(jī)和軍機(jī)由靜壓源引起的高度誤差的允許范圍。圖中縱坐標(biāo)Δh30,000表示30,000 ft高度處的誤差，其為橫坐標(biāo)馬赫數(shù)M的函數(shù)。國際民航組織對所有速度和高度均建議誤差允值為±50 ft?；谀壳暗膬x器和技術(shù)水平，這種準(zhǔn)確度難以實(shí)現(xiàn)，取靜壓的±0.5%作為誤差允值將更切合實(shí)際?！?.5%的誤差允值對應(yīng)著海平面140 ft的高度誤差，30,000 ft處110 ft的高度誤差，60,000 ft處100 ft的高度誤差。

圖1 允許的高度誤差

為達(dá)到這樣的目標(biāo)，需要考慮補(bǔ)償。目前常用的補(bǔ)償方法主要有3種：

(1) 計(jì)算機(jī)計(jì)算誤差并修正；

(2) 靜壓管安裝位置互為補(bǔ)償；

(3) 設(shè)計(jì)一種氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)撵o壓管。

文中主要討論第2種和第3種補(bǔ)償方法。

2 高度誤差的補(bǔ)償方法

2.1 安裝位置互為補(bǔ)償

圖2給出了靜壓管安裝在機(jī)頭、機(jī)翼翼尖、垂尾頂端這三處具有代表性的安裝位置的校準(zhǔn)結(jié)果。再一次將30,000 ft高度處的誤差繪制成馬赫數(shù)M的函數(shù)。三種安裝位置中的任意一種，其誤差均在接近音速時(shí)迅速增大，并在弓形波到達(dá)時(shí)達(dá)到峰值。當(dāng)機(jī)身弓形波足夠遠(yuǎn)地位于靜壓孔的下游時(shí)，機(jī)頭安裝的靜壓管成為飛機(jī)流場的“隔離管”，誤差可假定為零。另一方面，機(jī)翼、尾翼安裝的誤差在超音速范圍內(nèi)仍會(huì)有很大變化。機(jī)翼安裝的誤差的大幅增加是由于機(jī)身弓形波向后彎曲造成的。一旦弓形波移動(dòng)到靜壓管之后，機(jī)翼安裝的誤差也變成了“隔離管”的誤差，再次假定為零。

圖2 靜壓管安裝的高度誤差

因?yàn)橐患茱w機(jī)不可能在馬赫數(shù)1.0附近進(jìn)行長時(shí)間的飛行，飛機(jī)駕駛員主要關(guān)心馬赫數(shù)小于0.9和大于1.1的高度誤差。表1給出了馬赫數(shù)分別為0.9和1.1時(shí)，尾翼安裝、機(jī)翼安裝、機(jī)頭安裝對應(yīng)的誤差。

表1 未經(jīng)補(bǔ)償?shù)母叨日`差

從圖2和表1可見，在飛機(jī)的兩個(gè)位置加裝靜壓管互為補(bǔ)償，如在垂尾頂端和機(jī)頭尖部同時(shí)加裝靜壓管，垂尾加裝的靜壓管用于0～0.9 Ma的亞音速飛行，機(jī)頭加裝的靜壓管用于≥1.1 Ma的超聲速飛行。這樣可以將誤差控制在0.5%以下?？梢钥紤]自動(dòng)切換機(jī)制，如由靜壓總壓的比率閾值觸發(fā)。

2.2 氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)撵o壓管設(shè)計(jì)

當(dāng)飛機(jī)經(jīng)過跨音速時(shí)，機(jī)頭加裝靜壓管的高度誤差遠(yuǎn)大于亞音速巡航時(shí)的誤差。但機(jī)頭是超音速飛行中最期望的靜壓管加裝位置，為在超音速下實(shí)現(xiàn)機(jī)頭加裝的優(yōu)勢，文中設(shè)計(jì)了一種新型的靜壓管，可在亞音速和接近音速時(shí)對靜壓誤差實(shí)施氣動(dòng)補(bǔ)償。其設(shè)計(jì)主要包括對靜壓管頭部形狀的設(shè)計(jì)，及對靜壓孔位置和配置的設(shè)計(jì)。靜壓管設(shè)計(jì)的目標(biāo)是：對于飛機(jī)對自由來流的擾動(dòng)引起的待補(bǔ)償誤差，靜壓管的誘導(dǎo)壓力可以實(shí)現(xiàn)近似抵消，如圖3所示[3]。

圖3 靜壓管的誘導(dǎo)壓力對靜壓誤差的氣動(dòng)補(bǔ)償(亞音速和接近音速)

2.2.1 靜壓管頭部形狀設(shè)計(jì)

圖4所示的靜壓管具有橢圓尖頭形狀，靜壓孔位于靜壓管頂端附近的低壓區(qū)域，利用型面對局部氣流的加速作用來實(shí)現(xiàn)靜壓補(bǔ)償功能。將該靜壓管在一種飛機(jī)構(gòu)型的模型的頭部前支兩種距離進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到的位置誤差隨馬赫數(shù)的變化如圖中的2條曲線所示。試驗(yàn)中選取的兩種距離分別為飛機(jī)機(jī)身直徑的0.27倍和0.95倍。結(jié)果顯示，即使在機(jī)頭前支距離只有0.27倍的機(jī)身直徑，位置誤差也可在亞音速范圍內(nèi)被該形狀的靜壓管補(bǔ)償?shù)?.5%以內(nèi)。

圖4 橢圓尖頭靜壓管對位置誤差的氣動(dòng)補(bǔ)償

2.2.2 靜壓孔的配置設(shè)計(jì)

2.2.2.1 靜壓孔軸向配置設(shè)計(jì)

圖5所示為圖4中的長靜壓管在亞音速和超音速時(shí)的典型壓力分布。圖中將靜壓系數(shù)Δp/p繪制成靜壓管軸向位置x/d的函數(shù)。對于圖5中給出的靜壓孔位置，亞音速時(shí)的局部靜壓系數(shù)為負(fù)(需要補(bǔ)償)，超音速時(shí)的局部靜壓系數(shù)也同樣為負(fù)(將成為“隔離管”)。亞音速時(shí)，位于2.6 d處的靜壓孔和位于4.95 d處的靜壓孔的靜壓系數(shù)約為同樣的負(fù)值，而超音速時(shí)，位于2.6 d處的靜壓孔的靜壓系數(shù)約等于零。

將圖5中的長靜壓管上的靜壓孔配置改為于2.4 d處的位置布置3組靜壓孔，及于4.95 d處位置布置一組靜壓孔。2.4 d處靜壓孔的正壓力系數(shù)會(huì)平衡掉4.95 d處靜壓孔的負(fù)壓力系數(shù)，并可以在超音速時(shí)產(chǎn)生約等于零的誤差。

圖5 超音速時(shí)的靜壓管設(shè)計(jì)原理

圖6給出了該靜壓管的示意圖及其風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。圖中的誤差曲線是將靜壓管支于模型飛機(jī)前1倍機(jī)身直徑距離得到的。從圖中可以看出，整個(gè)亞音速范圍內(nèi)的誤差都得到了補(bǔ)償，超音速范圍內(nèi)誤差小于0.5%的馬赫數(shù)可達(dá)1.15。

圖6 新型靜壓管應(yīng)用于超聲速飛機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果

2.2.2.2 靜壓孔周向配置設(shè)計(jì)

圖7給出了迎角對靜壓測量誤差的影響。為簡化問題，假設(shè)由靜壓源位置引起的誤差被完全補(bǔ)償，即迎角為0時(shí)誤差為0，則ΔP/P僅代表迎角引起的靜壓測量誤差。圖中的兩條曲線分別為當(dāng)馬赫數(shù)為0.6時(shí)，迎角對于靜壓孔環(huán)繞靜壓管一周的配置及靜壓孔位于距管底37.5°位置的配置的影響?？梢钥闯?，通過將靜壓孔的周向配置設(shè)計(jì)為距管底37.5°位置(橫流駐點(diǎn)[4])，可以在直到15.5°的迎角范圍內(nèi)將迎角引起的測壓誤差氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)綆缀鯙榱?。這種配置對于迎角的不敏感在跨音速和超音速中也同樣適用。

圖7 靜壓管對迎角的氣動(dòng)補(bǔ)償(Ma=0.6)

3 結(jié) 語

對于飛機(jī)上典型的測壓傳感器安裝方式，由靜壓源引起的高度誤差是較大的，尤其是在跨音速時(shí)。對此，文中提出了幾種切實(shí)可行的高度誤差補(bǔ)償方法。其中，設(shè)計(jì)靜壓管的方法相比于計(jì)算機(jī)修正方法及安裝位置互為補(bǔ)償方法，在飛行中節(jié)省了計(jì)算時(shí)間和設(shè)備數(shù)量，具有更好的實(shí)時(shí)性和經(jīng)濟(jì)性。通過對靜壓管頭部形狀、靜壓孔軸向配置、靜壓孔周向配置的設(shè)計(jì)，能夠在馬赫數(shù)1.15以內(nèi)將測壓誤差補(bǔ)償?shù)?.5%以內(nèi)，且在±15.5°的迎角范圍內(nèi)幾乎不受迎角變化的影響，達(dá)到了很好的誤差補(bǔ)償效果，具有實(shí)踐意義。