楊士普, 孫一峰, 方 陽(yáng), 楊 慧

(中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 上海 201210)

0 引 言

隨著民機(jī)飛行控制技術(shù)的發(fā)展，迎角信號(hào)越來越多的被用于復(fù)雜的控制計(jì)算。因此，迎角信號(hào)對(duì)民機(jī)的飛行安全越來越重要。迎角信號(hào)在現(xiàn)代民機(jī)中主要用于高迎角保護(hù)設(shè)計(jì)[1-3]，縱向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的靜壓源誤差修正設(shè)計(jì)[4-6]。波音737MAX8飛機(jī)于2018年10月29日在印度尼西亞以及于2019年3月10日在埃塞俄比亞的兩次墜機(jī)事件與高迎角保護(hù)功能設(shè)計(jì)直接相關(guān)。

現(xiàn)代民用飛機(jī)通過安裝在機(jī)身上的風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器測(cè)量飛機(jī)的機(jī)身迎角。圖1顯示了空客A320飛機(jī)迎角傳感器的布局位置。風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器由風(fēng)標(biāo)、電位器及轉(zhuǎn)軸組成(圖2)[7]。風(fēng)標(biāo)在流場(chǎng)中會(huì)轉(zhuǎn)動(dòng)到順氣流方向的位置，電位器確定該位置與基準(zhǔn)位置的夾角，從而測(cè)量風(fēng)標(biāo)所處空間位置的氣流方向，即當(dāng)?shù)赜??？梢酝ㄟ^CFD模擬、風(fēng)洞試驗(yàn)和試飛試驗(yàn)來確定迎角傳感器的測(cè)量值(即當(dāng)?shù)赜?與飛機(jī)機(jī)身迎角之間的關(guān)系，即迎角校線。迎角校線的特點(diǎn)決定了迎角信號(hào)的品質(zhì)。

國(guó)內(nèi)在軍機(jī)的迎角傳感器的布局安裝及校準(zhǔn)測(cè)量方面有較多的研究[8-14]，而民機(jī)方面的相關(guān)研究較少[15]。在迎角傳感器布局研究方面，文獻(xiàn)[8]用理論方法研究了迎角傳感器的最佳布局位置問題，文獻(xiàn)[15]用CFD方法研究迎角傳感器前方的突出物(總靜壓傳感器)對(duì)迎角傳感器的氣流干擾問題。文獻(xiàn)[8]通過簡(jiǎn)化的理論方法分析了旋成體模型表面的速度場(chǎng)，得出結(jié)論：將迎角傳感器布置在旋成體半寬線上且壓力系數(shù)Cp=0的位置，可使得當(dāng)?shù)赜桥c機(jī)身迎角相等，即迎角校線斜率為1。由于物理模型過于簡(jiǎn)單，該結(jié)論與真實(shí)情況有較大差別，無(wú)法指導(dǎo)迎角傳感器的布局設(shè)計(jì)。

圖1 A320飛機(jī)迎角傳感器布局Fig.1 Location of AOA sensor on A320 fuselage

圖2 迎角傳感器示意圖Fig.2 Schematic of AOA sensor

本文從民用飛機(jī)的迎角校線修正的角度，給出了迎角傳感器布局設(shè)計(jì)的目標(biāo)：使得迎角信號(hào)具有高魯棒性及高信噪比的品質(zhì)。以民用飛機(jī)為模型，運(yùn)用空氣動(dòng)力學(xué)原理及CFD工具以定量的研究形式探索迎角傳感器的最佳布局方式，為實(shí)際應(yīng)用提供理論參考。

1 問題及機(jī)理描述

民用飛機(jī)的迎角傳感器通常布局在機(jī)身側(cè)面，風(fēng)標(biāo)旋轉(zhuǎn)軸線與當(dāng)?shù)貦C(jī)身表面法線重合，利用傳感器法蘭上的兩個(gè)定位銷進(jìn)行定位，一般定義風(fēng)標(biāo)處于水平位置時(shí)為傳感器零位。定義風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)偏離零位的角度為當(dāng)?shù)赜铅罫，也即傳感器的電位器讀數(shù)。

由于風(fēng)標(biāo)會(huì)穩(wěn)定在當(dāng)?shù)亓骶€方向上，因此風(fēng)標(biāo)當(dāng)?shù)氐牧骶€方向決定了迎角傳感器測(cè)量的當(dāng)?shù)赜铅罫。圖3給出了Ma=0.2，機(jī)身迎角αAC為1°及8°條件下機(jī)身流線圖。從圖3中可以看出，由于機(jī)身繞流的作用，機(jī)身表面各處的流線方向是不同的；隨著機(jī)身迎角的變化，機(jī)身表面各處的流線方向會(huì)隨之變化。因此，迎角傳感器的布局研究在理論上可轉(zhuǎn)化為研究機(jī)身不同位置的當(dāng)?shù)亓骶€方向隨機(jī)身迎角變化的特性。

(a) αAC=1°

(b) αAC=8°

迎角傳感器測(cè)量的當(dāng)?shù)赜铅罫與機(jī)身迎角αAC的函數(shù)關(guān)系f(αL,αAC)即飛機(jī)的迎角校線。對(duì)該函數(shù)關(guān)系有潛在影響的因素有：飛機(jī)側(cè)滑角β、飛機(jī)構(gòu)型(主要是襟縫翼位置及起落架位置)及地面效應(yīng)。飛機(jī)機(jī)體振動(dòng)及氣流脈動(dòng)使迎角信號(hào)存在信號(hào)噪聲。

現(xiàn)代飛機(jī)要求迎角系統(tǒng)提供具有高魯棒性及高信噪比的迎角信號(hào)。高魯棒性要求在迎角傳感器布局設(shè)計(jì)中體現(xiàn)為當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身側(cè)滑角變化不敏感。高信噪比要求在迎角傳感器布局設(shè)計(jì)中體現(xiàn)為當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身迎角變化敏感。

下文將以民用飛機(jī)為模型，運(yùn)用空氣動(dòng)力學(xué)原理及CFD工具以定量的研究形式探索機(jī)身上當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身側(cè)滑角變化不敏感的區(qū)域，及當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身迎角變化敏感的區(qū)域。

2 分析方法

2.1 當(dāng)?shù)赜铅罫的模擬方法

假設(shè)迎角傳感器安裝在機(jī)身表面O點(diǎn)，則風(fēng)標(biāo)旋轉(zhuǎn)軸線通過O點(diǎn)，且與機(jī)身表面過O點(diǎn)的切平面垂直，兩個(gè)定位銷孔的連線過O點(diǎn)，且與飛機(jī)構(gòu)造水平面平行。根據(jù)迎角傳感器的工作原理及安裝特點(diǎn)定義當(dāng)?shù)貓A柱坐標(biāo)系(ρ,φ,z)：O點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)；高度坐標(biāo)軸z與風(fēng)標(biāo)旋轉(zhuǎn)軸線重合；徑向坐標(biāo)軸ρ與兩個(gè)定位銷孔連線重合。

風(fēng)標(biāo)在流場(chǎng)中會(huì)轉(zhuǎn)動(dòng)到順氣流方向的位置，該位置取決于當(dāng)?shù)貧饬鞣较?。風(fēng)標(biāo)高度一般約100 mm。在迎角傳感器安裝點(diǎn)O處，沿z軸方向，距機(jī)身表面0～100 mm之間的各點(diǎn)的氣流速度方向差異很小?？扇【鄼C(jī)身表面70 mm處的空間點(diǎn)上的氣流速度方向在當(dāng)?shù)貓A柱坐標(biāo)系中的方位角φ值，定義為當(dāng)?shù)赜铅罫。這樣構(gòu)造的αL即迎角傳感器的讀數(shù)。

2.2 CFD方法

采用單獨(dú)機(jī)身的構(gòu)型進(jìn)行研究，飛機(jī)其他部件對(duì)機(jī)頭流場(chǎng)區(qū)域的速度場(chǎng)的影響可忽略。流場(chǎng)重點(diǎn)關(guān)注距機(jī)身表面200 mm以下的速度場(chǎng)的特性。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行流場(chǎng)空間劃分，近機(jī)身壁面流場(chǎng)區(qū)域采用棱柱網(wǎng)格用以模擬邊界層流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及提高當(dāng)?shù)匮乇诿娣ň€方向的空間分辨率。采用CFX軟件進(jìn)行計(jì)算，湍流模型采用SST模型。第一層網(wǎng)格的高度使得y+達(dá)到100量級(jí)，以便在CFX軟件中采用壁面函數(shù)方法求解邊界層流場(chǎng)。

研究工況范圍?。豪字Z數(shù)Re為2×107，馬赫數(shù)Ma為0.2，機(jī)身迎角αAC取1°～ 8°，機(jī)身側(cè)滑角β取-15°～ 15°。

在所研究的工況范圍內(nèi)，機(jī)頭附近的流場(chǎng)為附著流。對(duì)目前的CFD計(jì)算技術(shù)而言，對(duì)簡(jiǎn)單外形的附著流流場(chǎng)的可信度較高。

2.3 數(shù)據(jù)處理

本研究的目的是研究機(jī)身不同區(qū)域αL對(duì)αAC與β的敏感程度。敏感程度通過云圖形式呈現(xiàn)。

以繪制αL-αAC敏感性云圖為例。通過變化αAC計(jì)算n個(gè)工況，得到機(jī)身某點(diǎn)的當(dāng)?shù)赜菙?shù)列{αL1，αL2，…，αLn}，并定義ΔαL為該數(shù)列最大值與最小值之差。以ΔαL為變量繪制機(jī)身表面云圖，在ΔαL較小的區(qū)域，說明αL隨αAC變化不敏感；在ΔαL較大的區(qū)域，說明αL隨αAC變化敏感。

3 分析結(jié)果

3.1 αL隨αAC變化規(guī)律

計(jì)算工況：Re=2×107，Ma=0.2，αAC取1°～ 8°，β=0°。

圖4展示了用CFD方法研究得到的當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身迎角的變化規(guī)律。圖4(a)中云圖表示當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身迎角變化的敏感程度，云圖顏色越淺表征敏感程度越高。在機(jī)身最大半寬線附近，當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身迎角變化最為敏感。圖4(b)中曲線是圖4(a)中A、B兩個(gè)典型位置的迎角校線的對(duì)比?？梢钥吹?，A、B校線都呈現(xiàn)出良好的線性，位于機(jī)身最大半寬線附近的A校線比遠(yuǎn)離機(jī)身最大半寬線的B校線的斜率要大約30%。

(a) 迎角校線敏感性云圖

(b) 迎角校線

3.2 αL隨β變化規(guī)律

計(jì)算工況：Re=2×107，Ma=0.2，αAC=0°，β取-15°～ 15°。

圖5展示了用CFD方法研究得到的風(fēng)標(biāo)當(dāng)?shù)赜请S側(cè)滑角的變化規(guī)律。圖5(a)中云圖表示當(dāng)?shù)赜请S側(cè)滑角變化的敏感程度，云圖顏色越淺表征敏感程度越低。在機(jī)身最大半寬線附近，當(dāng)?shù)赜请S側(cè)滑角變化最不敏感。

圖5(b)中曲線是圖4(a)中C、D、E三個(gè)典型位置的當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身側(cè)滑角變化特性。C位置位于機(jī)身最大半寬線附近，其曲線表示當(dāng)?shù)赜请S側(cè)滑角的變化不敏感，幾乎可以忽略不計(jì)；而D、E位置的曲線表明，越遠(yuǎn)離機(jī)身最大半寬線，當(dāng)?shù)赜鞘軅?cè)滑角的影響越大。

(a) 側(cè)滑角對(duì)迎角測(cè)量影響云圖

(b) 當(dāng)?shù)赜请S側(cè)滑角的變化曲線

4 結(jié) 論

本文通過CFD方法研究了迎角傳感器在機(jī)身不同位置時(shí)迎角校線隨機(jī)身迎角及側(cè)滑角的變化規(guī)律；獲得了迎角校線隨側(cè)滑角變化不敏感的機(jī)身區(qū)域和隨機(jī)身迎角變化敏感的機(jī)身區(qū)域，即在機(jī)身最大半寬線附近。

該研究方法和結(jié)果為民機(jī)迎角系統(tǒng)通過迎角傳感器合理的布局設(shè)計(jì)獲得高魯棒性及高信噪比的迎角信號(hào)提供了一定的參考依據(jù)。

未來將通過試飛試驗(yàn)進(jìn)行本方法與試飛結(jié)果的相關(guān)性研究。