飛行器大氣數據傳感器布局分析設計

陶建偉，張忠能

0 引言

大氣數據是飛行器最基本的飛行參數，因為飛行器需要依賴于周圍大氣提供的升力才能飛行。而當今的飛行器，由于需要更好的飛行品質和更高的安全性，駕駛員不僅極度關心飛行器的高度、空速等基本的位置和運動參數，還需要大氣數據系統提供修正氣壓、馬赫數、真空速、總溫、靜溫、升降速度、全壓、靜壓、最大空速Vmo、最大馬赫數Mmo等參數，并且必須確保這些參數的精確、可靠，否則，丟失尤其是錯誤的大氣數據指示，對飛行器來說是災難性的。

大氣數據系統通過安裝在飛行器表面的多個探頭感知機身周圍氣流壓力、溫度等信息，經過相應解算得到各種與大氣數據相關的飛行參數。良好的大氣數據傳感器安裝位置，對于提高整個大氣數據系統的測量精度和在不同飛行條件下的性能穩定性，具有非常重要的作用，也會大大降低后面空速校準的難度。

大氣數據傳感器在飛行器上的布局既要考慮飛行器的氣動外形，也要綜合考慮其他傳感器（如防冰探頭）或機外設備（艙門、蒙皮對接處臺階）對飛行器表面流場的影響，同時還需考慮從飛行器表面探頭取壓點到傳感器的引氣管路以及積水和結冰情況等。大氣數據系統傳感器布局技術涉及傳感、測量與氣動等多個專業方向，技術復雜程度高，是民用飛行器研制中，需要解決的重要問題之一。因此，在開展民用飛行器研制過程中，對大氣數據系統傳感器在機上布局開展研究，通過計算機仿真和輔助手段，科學地分析全壓靜壓傳感器測量區域的流場狀態，確定傳感器的安裝位置，對于民用飛行器的研制具有一定的現實意義。

1 大氣數據傳感器

飛行器在飛行中，空氣相對于飛行器就產生了氣流。空氣在流動過程中，其分子一方面，作不規則的分子熱運動，另一方面，順氣流方向作規則的運動。這兩種運動有聯系，又有區別，在一定條件下可以相互轉化。氣流相對于飛行器運動時，在正對氣流運動方向的飛行器表面上，氣流完全受阻，速度降低到零。在這種條件下，氣流分子的規則運動全部轉化為分子熱運動。與此相應，氣流的動能全部轉化為壓力能和內能，因此，空氣的溫度升高、壓力增大。這個壓力叫全受阻壓力，簡稱全壓。氣流未被擾動處的壓力，為大氣壓力，叫做靜壓，可以用來計算飛行器高度。全壓和靜壓之差叫做動壓，可以用來計算飛行器的空速。

在飛行器上有專門收集全壓的探頭，叫做全壓探頭（空速管）；有專門收集靜壓的傳感器，一般直接安裝在機身側面的蒙皮上，叫做機身靜壓孔，也有集成在空速管的側面，則該空速管就稱為全靜壓探頭。

由于全壓和靜壓傳感器在大氣數據傳感器中最為關鍵，安裝要求也最高，本文主要討論的大氣數據傳感器即全壓和靜壓傳感器。其余總溫傳感器、攻角傳感器等安裝要求較低，定位方法也類似，因此不再做詳細闡述。

2 大氣數據傳感器安裝要求的理論分析

首先，根據第二章的介紹，全壓探頭工作原理，是用來收集正對飛行器來流方向的全受阻壓力，因此全壓探頭的安裝角度應該正對來流方向。第二，全壓探頭收集的全受阻壓力，應該盡量保持飛行器與正對的來流壓力一致，這樣才能使收集的全壓代表飛行器真實的全壓，考慮到飛行器的實際情況，即應盡可能不受附面層、舵面、整流罩、起落架艙門、著陸襟翼以及從機身排除的液體或類似情況的影響。第三，飛行器在實際飛行中，會有不同的飛行姿態，比如有不同的攻角、側滑角，而全壓探頭的安裝位置和角度在飛行器上是固定的，這就要求該安裝位置氣流方向對于攻角和側滑角變化不敏感，至少應該在全壓探頭可以忍受的測量誤差范圍內。

而對于靜壓孔的安裝，根據其工作原理，對于氣流與全壓正好相反，需要安裝在氣流側向。由于靜壓孔需要收集代表飛行器飛行層的未受擾動的大氣層壓力，因此靜壓孔安裝位置，應該由于飛行器相對空氣運動而產生的氣流擾動作用所受的影響越小越好。由此可見，和全壓探頭一樣，靜壓孔的安裝位置的氣流，也不能受其其他設備和探頭的干擾。另外，由于靜壓孔固定在飛行器上，其安裝位置處的壓力應降低對飛行器攻角、側滑角、馬赫數（其壓縮效應可能會對壓力產生影響）變化的影響，或者至少是穩定變化的。

由上述分析可見，除了安裝方式不同（氣流壓力相對朝向），實際上安裝位置對于氣流不受擾動以及對于飛行器姿態變化不敏感等的要求，全壓探頭和靜壓孔的安裝要求是幾乎一樣的。而實際上，靜壓對于擾動的敏感性遠遠高于全壓（可以想象，在高速運動的飛行器上測量該高度完全靜止大氣壓力是非常困難的），任何微小的干擾或者姿態甚至速度的變化，都會導致靜壓的變化。因此如何確定機身靜壓孔的安裝位置，就成了關鍵。前面介紹過，有些飛行器的靜壓孔，集成在全靜壓探頭側面上，因此選擇全靜壓探頭的安裝位置，實際上也主要是優先保證靜壓孔的安裝要求，兼顧全壓的安裝要求。

以下就從靜壓孔安裝要求的角度，提供選擇飛行器上全靜壓探頭位置的方法（機身靜壓孔選擇位置的方法是類似的，只是由于其一般直接安裝在機身蒙皮上，選擇和分析的區域一般是前機身）。

3 全靜壓探頭的定位方法

大氣靜壓定義為飛行器前方無限遠處的來流靜壓即當地大氣壓力，用P∞表示，則壓力系數Cp定義為：

整理得：

Pi=P∞+ Cp·q;

當Cp=0時，Pi=P∞，誤差為零；

當 Cp≠0 時，Pi=P∞+ Cp·q，誤差為 Cp·q，

只要將誤差降低到允許范圍內，便可得到相對真實的大氣靜壓。

根據2章的分析靜壓孔位置選擇有以下兩個基本原則：

（1）受迎角影響應盡可能小，最好是所選位置反映的壓力系數不隨迎角變化，則其修正誤差將不隨迎角而變，修正更加科學。

（2）應盡量反映實際來流靜壓，即使選擇位置上的壓力系數盡可能接近于零，如果不可能為零，可以進行修正。

根據上述分析，Cp值實際上就是反映靜壓孔測得的靜壓Pi和來流靜壓P∞的關系，Cp值越小，測得的靜壓也就越接近真實靜壓。因此我們只要分析飛行器在不同的高度、姿態和馬赫數下，Cp值的范圍和變化情況，盡量選擇 Cp值接近于0和穩定變化的區域。

我們一般采用計算機軟件仿真分析的方法來確定飛行器不同狀態下附近區域的Cp值。首先需要建模，我們將飛行器機頭、前機身以及機翼外形數模導入CFD分析軟件，計算以下典型飛行器構型下附近區域的CFD值（具體數值需根據該型號飛行器的飛行包線確定）。

我們根據實際飛行器結構的情況，挑選可能安裝全靜壓探頭的區域。構型下算得的結果，如表1所示：

表1 建議的CFD計算構型

挑選該區域內網格點的Cp值，進行對比分析。注意這些網格點的選取不是直接在飛行器蒙皮的理論外形上的，而是距離飛行器蒙皮理論外形向外80mm左右的距離（本案例中靜壓孔集成在全靜壓探頭上，該飛行器全靜壓探頭的高度是80mm，如果是選取機身上的靜壓孔位置，則直接選取蒙皮理論外形的點）。

將表1中所有構型狀態下的網格點的Cp值進行對比分析，就得到了目前區域隨高度、攻角、馬赫數的Cp變化關系。我們選取了Cp值較小且穩定變化的點【坐標為FS（航向）=2167，WL（水平）=446，橫向坐標和蒙皮理論外形相交】，作為全靜壓探頭安裝的點。

經過圖譜分析，我們選取的點隨馬赫數、攻角變化都比較平緩，位置比較理想。

由于在飛行器左側有兩個全靜壓探頭，同時需要考慮兩個探頭之間的位置關系，不相互影響，因此我們又選取了另一個探頭的位置【FS=1924，WL=223，橫向坐標和蒙皮理論外形相交】，經過從CFD流線分析可以確定，兩個探頭之間沒有相互影響。

而實際上，還要考慮其他飛行器上的探頭（如防冰探頭，攻角傳感器等）不能對全靜壓探頭的流暢產生影響。根據巡航狀態下流線的方向，我們確定了全壓靜壓探頭的朝向為水平面向下 6°。CFD的數據盡管最終需要風洞試驗和飛行試驗的驗證才能所為正式的數據，但對于初期飛行器設計非常重要，特別是飛行器首飛時，往往以CFD數據為準，這對于計算機仿真分析來說，也有了實際的意義。

4 總結

本文主要對大氣數據傳感器的原理作了介紹，并提供了系統設計中一種利用計算流體力學（CFD）軟件定位大氣數據傳感器的方法。大氣數據傳感器定位需要考慮和面臨的問題還有很多，比如防冰，鳥撞、飛行器結構協調、RVSM對周圍蒙皮平整度的要求等，限于篇幅這里不再贅述。

計算機仿真技術對與航空領域的促進是有目共睹的。小到仿真運算和分析，大到無紙化的數模加工、生產和裝配，大大減少了設計的成本，縮短的飛行器研制的時間，并使設計和分析的結果更加可靠。

[1]王勇、于宏坤，《機載計算機系統》，[M]北京國防工業出版社，2008年4月

[2]王成豪，《航空儀表》，[M]北京科學出版社，1992年2月

[3]肖建德，《大氣數據計算機系統》，[M]北京國防工業出版社，1992年7月

[4]FAR 25 - Airworthiness Standards, Transport Category Airplanes

[5]TSO-C16A, Airspeed Tubes (Electrically Heated)

[6]ARINC 701 Air data Computer System

[7]瞿建平，《微機原理及在飛行器上的應用》，[M]北京國防工業出版社，1993年7月