民用飛機靜壓源位置誤差修正設計研究①

陶建偉++龔和

摘 要：飛機上的靜壓傳感器實際感受到的靜壓（局部靜壓）與飛機來流的靜壓（遠場靜壓）會存在一定的差異，會導致測量結果包括空速、高度產生較大誤差。靜壓源位置誤差修正設計是飛機大氣數據系統設計中的重要環節，通過軟件參數修正的方法，補償氣動誤差，因此這項功能設計成功與否，直接影響到飛機空速、高度等飛機關鍵參數的精度。該文簡要介紹了SSEC設計的要求，流程，并詳細研究了確定SSEC方案這一核心環節。同時，該文提出了組合式和獨立式兩種SSEC技術路線，并給出了兩種技術路線的優缺點，對于指導民用飛機大氣數據系統SSEC設計具有參考意義。

關鍵詞：SSEC 民用飛機 計算流體力學 靜壓

中圖分類號：V247.5 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2015）06（b）-0086-02

飛機在空氣中飛行時，空氣因受機體的擾動作用，會在飛機周圍會形成擾流場。由于擾流的存在，飛機上的靜壓傳感器實際感受到的靜壓（局部靜壓）與飛機來流的靜壓（遠場靜壓）會存在一定的差異。靜壓傳感器實際測得的局部靜壓與遠場靜壓之間的差值稱為靜壓源位置誤差（Static Source Error，簡記為SSE），對該誤差的修正就稱為靜壓源位置誤差修正（Static Source Error Correction，簡記為SSEC）。

靜壓源位置誤差的大小主要受傳感器在飛機的安裝位置、安裝角度以及飛機構型，包括馬赫數和氣流方向、飛行姿態（如襟縫翼角度、起落架狀態、擾流板狀態、機身攻角等）等變化因素的影響。并且，這種誤差從其形成的機理上而言，是不可完全避免的。在實際設計中，一般需要通過完善靜壓傳感器探頭設計或調整在飛機上的安裝位置，以盡量減低該誤差的影響，同時在后端處理靜壓傳感器測量靜壓結果時，需要通過大氣數據計算機軟件對靜壓加以補償，以符合相應適航條款的要求。

1 SSEC設計目標

SSEC設計的目標是對靜壓源位置誤差加以修正，以滿足適航條款的要求。目前與靜壓測量誤差有關的適航條款主要包括三部分：

（1）CCAR-25 部1323條要求

（2）CCAR-25 部1325條要求

（3）CCAR-91 部附錄D要求

2 SSEC設計流程

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機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，在高速運動的飛機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，有些飛機的靜壓孔，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。

總體上，民用飛機SSEC的設計主要包含以下階段。

（1）前期氣動分析。前期氣動分析的工具是CFD（Computational Fluid Dynamics）計算或者風洞試驗，主要包括兩部分內容。第一是確定靜壓傳感器的安裝位置，該安裝位置應當使靜壓傳感器受到馬赫數、氣流方向、飛行姿態等變化的影響較小；第二是研究在確定好的安裝位置下，靜壓傳感器測量的靜壓源誤差受到馬赫數、氣流方向、飛行姿態等影響因素的影響程度。

（2）初步確定SSEC方案。根據前期的氣動分析結果，確定選擇哪些影響因素作為SSEC的輸入修正參數，并根據這些修正參數確定需要修正的構型組合。在每一個構型組合下，需要確定具體的靜壓修正值。在飛機試飛前，可以利用前期氣動分析階段的數據提供每一構型組合下的靜壓修正值，在飛機試飛中，需要根據實際試飛靜壓測量結果來更新靜壓修正值。

（3）軟件實現。在這一階段，將編寫SSEC軟件，實現上一階段中確定的SSEC方案，并加載相應的SSEC數據庫，以存儲每一構型下的靜壓修正值。

（4）試驗室實驗和機上地面試驗。在完成SSEC軟件設計后，需要通過試驗室實驗和機上地面實驗，以初步驗證SSEC軟件設計是否滿足原定方案的要求。

（5）試飛驗證試驗。飛行試驗用于驗證原定SSEC方案是否滿足適航條款要求，并更新每一個SSEC構型組合下具體的靜壓修正值。根據確定的SSEC方案，確定試飛要求，并在試飛階段驗證目前的SSEC方案和數據能否滿足適航條款要求。

從以上的分析過程可以看出，第二階段初步確定SSEC方案和數據是整個SSEC設計的核心環節，這一環節設計的好壞將直接影響后續所有環節工作。如果設計的SSEC方案過于復雜，將極大增加后續試飛驗證試驗階段的工作量，造成巨大的經濟浪費；而如果涉及的SSEC方案過于簡單，SSEC的修正能力不足，將有可能導致試飛驗證階段不能滿足適航條款的要求。

3 確定SSEC方案

在確定SSEC方案時，主要需要確定SSEC構型和對應的修正值列表。其中，SSEC構型為飛行狀態所組成的列表。一般來說，在這些構型下，靜壓源誤差較大，必須要進行修正才能滿足適航條款要求，而對于靜壓測量影響較小的構型，可以忽略以減少后續試飛驗證試驗階段的工作量。

由于SSEC的設計是伴隨著整個飛機設計的流程進行的，不可能等到實際試飛驗證階段再確定SSEC方案。因而在飛機試飛前，需要根據前期的氣動分析結果來分析某一特定構型對靜壓測量的影響程度，并以此為依據來初步確定SSEC方案。由于前期氣動分析結果與實際試飛測試結果往往存在一定的差別，在前期確定SSEC方案時，應當盡量考慮各種可能的情況，從而為后續根據試飛結果調整SSEC方案留下足夠的余地。

在研究SSEC方案，可考慮兩條技術路線，一種是組合式的方法，另一種的獨立式的方法，兩條技術路線各有優缺點。

舉例而言，假設通過前期氣動分析發現，對靜壓測量有較大影響的影響因素有襟翼角度（存在0°、10°、20°和30°四種角度）、起落架狀態（收起或放下）、擾流板狀態（收起或放下）、AOA和未修正馬赫數。則選擇襟翼角度、起落架狀態和擾流板狀態組成SSEC構型，并在每一構型表下根據AOA和未修正Mach確定靜壓的修正值。

根據組合式和獨立式兩種技術路線，形成的SSEC方案如下所示。

（1）組合式SSEC方案。由于襟翼角度有0°、10°、20°和30°四種狀態，起落架狀態有收起或放下兩種狀態，擾流板有收起或放下兩種狀態，直接進行排列組合后會形成16種SSEC構型組合。在每一構型表下，基于AOA和未修正Mach構建二維的靜壓修正值列表。在實際軟件設計中，首先根據接收到的的襟翼角度、起落架狀態和擾流板狀態確定當前的SSEC構型，然后根據AOA和未修正Mach查找當前的靜壓修正值，從而確定當前狀態的修正量。

該方案較為簡單直觀，也利于SSEC的軟件設計。同時，由于SSEC構型完全對應飛機的飛行狀態，將很容易確定試飛需求。但是，由于每一種SSEC構型都需要對應不同的試飛架次，將極大的增加試飛驗證試驗的工作量，對SSEC軟件的數據存儲空間也提出了較大的要求。

（2）獨立式SSEC方案。在這種方案中，每一個構型影響因素被單獨計算，然后累加求得最終的靜壓修正值，即最終的靜壓修正值ΔPs滿足：

ΔPs=ΔPF+ΔPL+ΔPS ①

其中ΔPF代表襟翼角度對靜壓修正值的貢獻值，ΔPL代表起落架狀態對靜壓修正值的貢獻值，ΔPS代表擾流板對靜壓修正值的貢獻值。對于每一個獨立的構型影響因素，根據AOA和Mach查找當前的靜壓修正值。因而，總共形成8種SSEC構型組合（包括4種不同的襟翼角度，2種不同的起落架狀態和2種不同的擾流板狀態）。

該方案下，SSEC構型組合式大幅降低，在本例中獨立式SSEC方案的構型組合數僅為組合式的一半，可以大幅降低后續試飛驗證的工作量，而且當SSEC的影響因素增加時，該方案對于降低構型組合數的優勢更加明顯，同時可以降低SSEC數據的存儲空間，但是該方案不利于確定試飛的需求。

4 結語

SSEC工作是整個飛機大氣數據系統設計中的重要組成部分，直接影響到飛機空速、高度等信息的精度。在SSEC的設計中，需要通過前期充分的氣動分析以評估對靜壓測量產生較大影響的因素，并根據氣動分析結果初步確定SSEC方案用于飛機試飛，在試飛后將通過試飛試驗修改和完善SSEC方案。SSEC方案的確定是整個空速校準工作的核心，主要有組合式SSEC方案和獨立式SSEC方案兩種技術路線，二者有不同的適用范圍，各有優缺點。

參考文獻

[1] 王勇，于宏坤.機載計算機系統[M].北京：國防工業出版社，2008，4.

[2] 王成豪.航空儀表[m].北京：科學出版社，1992，2.

[3] 肖建德.大氣數據計算機系統[M].北京：國防工業出版社，1992，7.

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

[5] 陶建偉，張忠能.飛行器大氣數據傳感器布局分析設計[J].微型電腦應用，2012，28（9）：6-8.