馬玉敏，汪發(fā)亮，徐 倩，郭 潔

(1.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089；2.中國民用航空適航審定中心西安航空器審定中心，陜西 西安 710065；3.中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司，陜西 西安 710089)

飛行器的大氣數(shù)據(jù)信息包括自由氣體的靜壓、動壓、高度、速度、馬赫數(shù)、溫度、密度等大氣參數(shù)，是飛行器飛行控制、導(dǎo)航、發(fā)動機(jī)等飛行系統(tǒng)的重要原始參數(shù)。對大氣參數(shù)高可靠、高精度、高響應(yīng)的測量和穩(wěn)定可靠的傳輸是保障飛行安全、飛行品質(zhì)、任務(wù)完成的重要基礎(chǔ)。大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)是飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)信息的中心，可以通過感受飛機(jī)飛行中的靜壓、總壓(或動壓)、總溫、迎角、側(cè)滑角等基本參數(shù)，經(jīng)過解算和修正后得出飛機(jī)的各種大氣數(shù)據(jù)參數(shù)并傳輸給其他系統(tǒng)使用[1-2]。

某型民機(jī)為渦槳支線客機(jī)，采用總靜壓傳感器、總溫傳感器、迎角傳感器等對大氣數(shù)據(jù)基本參數(shù)進(jìn)行測量，由于傳感器安裝于飛機(jī)機(jī)頭，受飛機(jī)流場干擾等因素的影響，傳感器測得的總壓、靜壓、迎角、總溫等基本數(shù)據(jù)均為傳感器在飛機(jī)機(jī)體安裝位置處的當(dāng)?shù)財?shù)據(jù)，并不是飛機(jī)系統(tǒng)所需的準(zhǔn)確的大氣數(shù)據(jù)信息。未經(jīng)校準(zhǔn)的測量值與真實(shí)值存在差異，導(dǎo)致氣壓高度與指示空速等均存在誤差，一般通過空速系統(tǒng)校準(zhǔn)試飛獲取[3]。根據(jù)咨詢通報AC25-7D要求：除非提供已經(jīng)校準(zhǔn)的參考系統(tǒng)，否則應(yīng)在覆蓋整個試飛必需范圍內(nèi)進(jìn)行空速系統(tǒng)的校準(zhǔn)[4]。CCAR25部運(yùn)輸機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[5]第1323條要求：VMO至1.23VSR1(襟翼在收上位置)及1.23VSRO至VFE(襟翼在著陸位置)的整個速度范圍內(nèi)，空速的安裝誤差(不包括空速指示儀表校準(zhǔn)誤差)不得超過3%或5 kn(1 kn=0.514 m/s)，兩者中取大值；第1325條要求：每個靜壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)和安裝必須使在海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣下所指示的氣壓高度的誤差(不包括儀表校準(zhǔn)誤差)在1.23VSRO(襟翼展態(tài))至1.7VSR1(襟翼收態(tài))速度范圍內(nèi)對應(yīng)的飛機(jī)形態(tài)下，每100 kn不超過±10 m，速度小于100 kn時，氣壓高度誤差允許為±10 m。

為滿足大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)校準(zhǔn)需求，某型民機(jī)飛行試驗(yàn)規(guī)劃過程中，考慮了前支桿和拖錐兩種試飛改裝方案。拖錐法在機(jī)尾加裝拖錐，試飛過程中拖錐延伸至機(jī)身后一定距離，測量精度高，ARJ21-700、空客A380等飛機(jī)就采用拖錐進(jìn)行靜壓校準(zhǔn)[6]。前支桿法一般將支桿安裝于飛機(jī)機(jī)頭前方或者機(jī)翼翼尖，可對外部流場進(jìn)行直接測量，試飛技術(shù)簡單，不過需權(quán)衡考慮前支桿長度和結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性之間的矛盾，且安裝于機(jī)頭前方時還需考慮對機(jī)頭空速測量系統(tǒng)的影響[7]。從可查到的資料來看，國外對前支桿的應(yīng)用多見于教練機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)等飛機(jī)，Roh等[8]研究了T-50/A-50超音速教練機(jī)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)校準(zhǔn)，介紹了飛行試驗(yàn)初期對前支桿測量裝置本身的數(shù)據(jù)校準(zhǔn)方法及后期采用前支桿法對飛機(jī)本體大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的校準(zhǔn)結(jié)果；Cumming等[9]則利用飛行試驗(yàn)研究了一種安裝于F-15B飛機(jī)前方的可伸縮的前支桿裝置對飛機(jī)飛行特性和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的影響，結(jié)果表明前支桿對飛機(jī)靜壓誤差測量產(chǎn)生了不利影響，對迎角和側(cè)滑角影響不大。國內(nèi)方面，Y7-200A飛機(jī)的合格審定試飛中，空速系統(tǒng)采用拖錐系統(tǒng)作為基準(zhǔn)靜壓進(jìn)行校準(zhǔn)，加裝了前支桿空速系統(tǒng)以解決復(fù)雜機(jī)動飛行中的靜壓畸變問題[10]；田玉艷等[11]從結(jié)構(gòu)方面考慮，采用有限元法對一種前支桿結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化，減小了前支桿結(jié)構(gòu)質(zhì)量，提高了經(jīng)濟(jì)效益；邢達(dá)波[12]則對前支桿空速管的迎角側(cè)滑角測試進(jìn)行了研究，消除了飛行科目中的數(shù)據(jù)漂移現(xiàn)象；楊歡[13]針對某采用前支桿進(jìn)行失速試飛的飛機(jī)，研究了失速速度適航試飛的數(shù)據(jù)處理等問題。國內(nèi)尚未發(fā)現(xiàn)從氣動專業(yè)角度就前支桿對大氣數(shù)據(jù)基本參數(shù)影響值進(jìn)行具體研究的公開文獻(xiàn)。

隨著現(xiàn)代科技及計(jì)算機(jī)軟硬件能力的發(fā)展，計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)在飛機(jī)研制過程中逐漸扮演著越來越重要的角色，已廣泛應(yīng)用于飛機(jī)研制的各個階段。CFD計(jì)算結(jié)果包含壓力、速度等流場數(shù)據(jù)，同時可非常直觀地反映飛行器表面和附近區(qū)域的流動情況，可以為試飛測量裝置的安裝位置選擇和影響分析提供支持。文獻(xiàn)[9]中也稱其研究源于對采用基于歐拉的CFD方法對前支桿影響分析結(jié)果的驗(yàn)證。

確定某型民機(jī)大氣數(shù)據(jù)校準(zhǔn)方案之前，需采用CFD手段來評估兩種方案大氣參數(shù)校準(zhǔn)的準(zhǔn)確性。對前支桿校準(zhǔn)方法的研究可以作為某型民機(jī)是否選用前支桿法進(jìn)行空速校準(zhǔn)的依據(jù)，為試飛方案選擇提供參考。

1 研究對象

基于CFD方法，對某型民機(jī)前支桿測量裝置進(jìn)行誤差分析，研究了3個方面的內(nèi)容：① 前支桿安裝位置和長度的確定，對未加裝前支桿時的飛機(jī)流場進(jìn)行分析，選擇前支桿裝置合適的位置和長度；② 對加裝前支桿測量裝置后前支桿測量參數(shù)當(dāng)?shù)亓鲌鲞M(jìn)行分析，了解測量參數(shù)與來流的關(guān)系；③ 評估前支桿測量裝置對飛機(jī)現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量參數(shù)的影響。

圖1為前支桿組合傳感器示意圖，通過支桿與飛機(jī)機(jī)身連接，傳感器上分布有總壓口、靜壓口、迎角和側(cè)滑角風(fēng)標(biāo)，用于對飛機(jī)來流的總壓、靜壓、迎角和側(cè)滑角進(jìn)行校準(zhǔn)。

圖1 前支桿組合傳感器示意圖[14]

圖2為前支桿試飛測量裝置安裝于某型民機(jī)機(jī)頭前方的數(shù)模示意，在飛機(jī)前機(jī)身機(jī)頭部分左右兩邊各安裝有兩個總靜壓傳感器。以某型民機(jī)翼身組合體干凈構(gòu)型為研究對象，采用ICEM CFD軟件進(jìn)行多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成，使用基于三維積分形式的雷諾平均N-S方程進(jìn)行求解，分析加裝前支桿測量裝置前后的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)，得出本文所需的各項(xiàng)參數(shù)影響量。

圖2 前支桿試飛測量裝置的安裝

一般來講，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的總壓測量精度容易保證，研究主要側(cè)重于考慮靜壓、迎角和側(cè)滑角的位置誤差。

2 前支桿試飛測量裝置安裝長度確定

拆除機(jī)頭雷達(dá)罩，將前支桿安裝于飛機(jī)機(jī)頭，前支桿中心線位于飛機(jī)機(jī)身構(gòu)造水平線上。前支桿法作為空速校準(zhǔn)測量方法之一，首先要解決的問題就是支桿長度的確定，即組合傳感器各參數(shù)測量位置與飛機(jī)機(jī)頭距離的確定。支桿長度較短時測量準(zhǔn)確性難以保證，長度太長時本身會產(chǎn)生振動，且對飛機(jī)結(jié)構(gòu)、安裝等都有一定的影響。

選取飛機(jī)飛行Ma為0.2、高度為0 m，對比分析了距離飛機(jī)機(jī)頭前部1，2，3，3.4，3.6，4，5 m不同位置處的靜壓和迎角數(shù)據(jù)。

圖3給出了不同位置處的靜壓誤差數(shù)據(jù)，縱坐標(biāo)為靜壓系數(shù)Cp，橫坐標(biāo)為來流迎角α。距機(jī)頭越近，靜壓誤差越大，在機(jī)頭前方1 m時靜壓誤差達(dá)到了0.21左右；隨著距離的增加，靜壓誤差逐漸減小并趨于一致，保持在近似穩(wěn)定的誤差值上。

圖3 距離機(jī)頭前方不同距離處的靜壓系數(shù)

圖4給出了距離機(jī)頭不同位置處的當(dāng)?shù)赜桥c來流迎角的關(guān)系曲線，縱坐標(biāo)為不同位置處的當(dāng)?shù)赜鞘铅罫，橫坐標(biāo)為來流迎角α。由圖4可知，兩者基本上呈良好的線性關(guān)系。距離機(jī)頭1 m時，斜率約為1.3，隨著距離增加，斜率逐漸趨近于1.0，前支桿迎角測量值越接近于真實(shí)的飛機(jī)迎角，也就可以更準(zhǔn)確地對飛機(jī)迎角傳感器進(jìn)行迎角校準(zhǔn)。

圖4 距離機(jī)頭前方不同位置處的當(dāng)?shù)赜?/p>

綜合考慮氣動、載荷、結(jié)構(gòu)、試飛等各專業(yè)的實(shí)際需求，初步暫選取前支桿整體長度(支桿及組合傳感器)為3.7 m，安裝于飛機(jī)機(jī)頭前方以進(jìn)行后續(xù)的測量誤差分析。

3 前支桿測量的位置誤差

前支桿試飛測量裝置測量的總壓、靜壓、迎角和側(cè)滑角等各項(xiàng)參數(shù)值均為測量裝置當(dāng)?shù)氐臏y量值，由于安裝位置的原因與真實(shí)大氣值之間有一定的位置誤差，在采用前支桿法對飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行校準(zhǔn)前也需要對前支桿測量精度進(jìn)行檢查校準(zhǔn)。

選取的計(jì)算狀態(tài)如表1所示。

表1 計(jì)算狀態(tài)點(diǎn)

3.1 靜壓測量誤差

圖5給出了不同Ma時前支桿測量裝置的靜壓位置誤差與迎角的關(guān)系，縱坐標(biāo)為靜壓系數(shù)Cp，橫坐標(biāo)為來流迎角α。

圖5 前支桿靜壓位置誤差

小迎角小速度時前支桿靜壓測量的誤差較大。各Ma下的靜壓誤差基本上在0.04左右，假設(shè)計(jì)算高度附近密度保持不變，近似推算該靜壓誤差量對高度的影響量，進(jìn)而估算對速度的影響，結(jié)果如表2所示。參考運(yùn)輸機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)中要求，當(dāng)前前支桿長度下，靜壓誤差0.04所帶來的高度影響誤差偏大。

表2 Cp=0.04時對高度和速度影響估算

3.2 迎角測量誤差

圖6給出了不同Ma時前支桿測量裝置的當(dāng)?shù)赜桥c來流迎角的關(guān)系，縱坐標(biāo)為前支桿測量的當(dāng)?shù)赜铅罫，橫坐標(biāo)為來流迎角α。

由圖6可見，不同Ma下前支桿測量的當(dāng)?shù)赜桥c來流迎角之間呈現(xiàn)良好的線性關(guān)系，各曲線線性擬合后斜率接近于1，截距接近于0，表明前支桿迎角測量值可以很好地修正至來流真實(shí)迎角。

圖6 前支桿測量裝置當(dāng)?shù)赜桥c來流迎角關(guān)系

3.3 側(cè)滑角測量誤差

對涉及側(cè)滑角測量誤差的計(jì)算狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行了調(diào)整。圖7給出了Ma=0.2時前支桿測量的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與來流側(cè)滑角的關(guān)系，縱坐標(biāo)為前支桿測量的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角βL，橫坐標(biāo)為來流側(cè)滑角β。

由圖7可見，各迎角下前支桿測量的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與來流側(cè)滑角均呈現(xiàn)良好的線性關(guān)系，各曲線線性擬合后斜率接近于1，截距接近于0，表明前支桿側(cè)滑角測量值可以很好地修正至來流真實(shí)側(cè)滑角。

圖7 前支桿當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與來流側(cè)滑角關(guān)系(Ma=0.2)

4 對現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量影響

進(jìn)行試飛校準(zhǔn)時，前支桿測量裝置安裝于飛機(jī)機(jī)頭前部，流經(jīng)前支桿的氣流會對飛機(jī)機(jī)頭流場產(chǎn)生擾動，進(jìn)而對現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的測量值產(chǎn)生影響。某民機(jī)未安裝側(cè)滑角傳感器，側(cè)滑角校準(zhǔn)信息主要用于對迎角的側(cè)滑修正，本節(jié)主要考慮無側(cè)滑時前支桿測量裝置對靜壓和迎角的測量影響。

4.1 靜壓測量影響

圖8給出了前支桿試飛測量裝置對飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)靜壓測量的影響，圖8中縱坐標(biāo)ΔCp1和ΔCp2分別為某型民機(jī)的備用空速管和主空速管處的靜壓影響量，橫坐標(biāo)為來流迎角α。

由圖8可見，各Ma下前支桿對現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)靜壓的影響量在-0.01～+0.01之間，近似推算該靜壓誤差量對高度和速度的影響量，結(jié)果如表3所示。

圖8 靜壓影響量

表3 Cp=0.01時對高度和速度影響估算

4.2 迎角測量影響

圖9給出了不同Ma下前支桿試飛測量裝置對飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)迎角傳感器測量的影響，縱坐標(biāo)為加裝前支桿測量裝置前后迎角傳感器當(dāng)?shù)赜遣钪?，橫坐標(biāo)為來流迎角。

圖9 迎角傳感器處當(dāng)?shù)赜怯绊懥?/p>

在計(jì)算迎角范圍內(nèi)，迎角傳感器當(dāng)?shù)赜菧y量的影響量基本在-0.3°～0.1°之間，考慮飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)迎角傳感器本身的修正關(guān)系，反推出對來流迎角測量的影響量在-0.17°～0.06°之間。

綜合研究結(jié)果表明，選定前支桿長度情況下，前支桿測量的靜壓測量誤差引起的高度誤差偏大，對現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)靜壓亦有一定影響，對迎角影響較小。某型民機(jī)空速校準(zhǔn)方案中，初步?jīng)Q定采用前支桿法進(jìn)行總壓、迎角和側(cè)滑角的校準(zhǔn)，采用拖錐法進(jìn)行靜壓校準(zhǔn)。

5 結(jié)束語

前支桿試飛測量裝置的長度會影響自身測量參數(shù)的精度，進(jìn)而影響到飛機(jī)的空速校準(zhǔn)。實(shí)際使用中，應(yīng)衡量前支桿測量裝置長度帶來的誤差是否滿足需求，在試飛前對前支桿測量精度進(jìn)行校準(zhǔn)，并考慮前支桿對現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的影響。

采用CFD方法分析前支桿試飛測量裝置的誤差信息，可以初步對飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)信息有所了解和掌握，降低試飛風(fēng)險。本文的研究內(nèi)容對某民機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)試飛校準(zhǔn)有著較大的實(shí)踐意義，且可為其他飛機(jī)在前支桿試飛測量裝置使用方面提供參考。