民用飛機(jī)靜壓孔氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

楊 慧, 楊士普, 黃 頔, 孫一峰

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)部, 上海 201210)

民用飛機(jī)靜壓孔氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

楊 慧*, 楊士普, 黃 頔, 孫一峰

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)部, 上海 201210)

民用飛機(jī)根據(jù)靜壓、總壓等基本測(cè)量參數(shù)，通過大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)解算得到飛機(jī)飛行的高度、速度等，因此靜壓測(cè)量的精確度對(duì)飛機(jī)安全性至關(guān)重要，而靜壓孔的氣動(dòng)布局直接關(guān)系到靜壓測(cè)量精度。對(duì)于亞聲速民機(jī)，機(jī)身表面靜壓孔測(cè)量靜壓主要受飛機(jī)馬赫數(shù)、迎角和構(gòu)型的影響。根據(jù)CFD計(jì)算結(jié)果，采用均方差方法，確定飛機(jī)機(jī)身表面靜壓隨馬赫數(shù)和迎角變化不敏感的區(qū)域，結(jié)合飛機(jī)實(shí)際機(jī)體結(jié)構(gòu)或其他設(shè)備布置的限制，確定了靜壓孔布局位置。采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法，驗(yàn)證靜壓孔測(cè)量特性，試驗(yàn)測(cè)量襟縫翼、擾流板、起落架以及地面效應(yīng)對(duì)靜壓孔測(cè)量的影響量，為飛機(jī)靜壓修正提供重要輸入。

民用飛機(jī)；靜壓孔；氣動(dòng)布局；馬赫數(shù)；迎角；CFD；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

飛機(jī)通過測(cè)量自身與大氣之間的作用力及飛機(jī)所在位置的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)(如靜壓和溫度等)，通過大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)[1]處理得到飛機(jī)飛行參數(shù)，如飛行速度、高度、馬赫數(shù)和升降速度等。這些參數(shù)的準(zhǔn)確性對(duì)飛機(jī)安全飛行至關(guān)重要，如1996年10月20日，由于地勤沒有去除機(jī)身上的靜壓孔護(hù)條，導(dǎo)致秘魯航空的603航班B757客機(jī)在秘魯利馬墜毀，機(jī)上乘客與機(jī)組人員共70人無(wú)一幸免。

大氣數(shù)據(jù)參數(shù)測(cè)量一般通過傳感器獲得，測(cè)量飛機(jī)靜壓所采用的傳感器主要有機(jī)身表面靜壓孔以及全靜壓管。本文研究的是常見于現(xiàn)役大中型亞聲速民用運(yùn)輸類飛機(jī)的機(jī)身表面靜壓孔。

飛機(jī)靜壓孔測(cè)量自身當(dāng)?shù)氐撵o壓，這與飛機(jī)所處高度層的環(huán)境靜壓具有一定的偏差，此偏差稱為位置誤差[2]。靜壓孔氣動(dòng)布局的理想位置是位置誤差為0的機(jī)身位置，但靜壓孔的位置誤差受靜壓孔在機(jī)身上的安裝位置、馬赫數(shù)和氣流方向以及飛機(jī)構(gòu)型變化的影響，因此即使選取最優(yōu)的安裝位置，位置誤差依然存在。可以通過大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)修正位置誤差，修正后采用靜壓計(jì)算得到的飛機(jī)高度和速度必須滿足民用飛機(jī)適航條款要求[3](CCAR-25.1323、CCAR-25.1325以及CCAR-91附錄D)。

國(guó)外已有不少文獻(xiàn)資料[4-9]對(duì)飛行器靜壓測(cè)量校準(zhǔn)進(jìn)行了研究，涉及了誤差源分析、測(cè)量裝置選取、安裝定位和試飛校準(zhǔn)等方面的工作。國(guó)內(nèi)洪都航空集團(tuán)湯黃華[10-11]對(duì)軍機(jī)機(jī)身靜壓孔的設(shè)計(jì)要求、選位安裝及檢驗(yàn)試飛等進(jìn)行了較全面的研究；錢國(guó)宇[12]等對(duì)突出機(jī)體外的氣動(dòng)補(bǔ)償空速管進(jìn)行了研究；孟博[13]對(duì)跨聲速、高超聲速的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(FADS)進(jìn)行了研究。但針對(duì)民機(jī)靜壓孔靜壓管布局以及修正研究較少。

為降低飛機(jī)靜壓修正難度以及準(zhǔn)確度，本文提出民機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的指導(dǎo)原則，根據(jù)CFD計(jì)算確定靜壓孔安裝位置，建立風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證的試驗(yàn)方法，從而為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的靜壓修正提供依據(jù)，具有較強(qiáng)的工程實(shí)踐意義。

1 靜壓孔氣動(dòng)布局原則

機(jī)身靜壓孔一般布置在機(jī)頭和前機(jī)身上，且為了避免不同構(gòu)型的影響，一般都布置在遠(yuǎn)離機(jī)翼的地方。靜壓孔測(cè)量的靜壓ps與自由流的真實(shí)p∞之間的比值pr可以表征當(dāng)?shù)仂o壓偏離環(huán)境靜壓的程度。

針對(duì)研究的亞聲速民機(jī)范疇內(nèi)，沿機(jī)身對(duì)稱面對(duì)稱安裝的靜壓孔pr主要受飛機(jī)馬赫數(shù)、迎角和構(gòu)型的影響[14]。因此為保證靜壓修正的簡(jiǎn)便性和準(zhǔn)確性，靜壓孔氣動(dòng)布局應(yīng)盡量滿足以下3個(gè)氣動(dòng)設(shè)計(jì)原則：

(1) 靜壓信號(hào)隨迎角信號(hào)變化不敏感，以減小迎角精度帶來(lái)的靜壓誤差；

(2) 靜壓信號(hào)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律簡(jiǎn)單，以降低修正過程的復(fù)雜性；

(3) 靜壓信號(hào)受側(cè)滑角的影響盡可能小，以降低飛機(jī)側(cè)滑時(shí)的靜壓誤差。

2 CFD計(jì)算與分析

2.1 計(jì)算網(wǎng)格與方法

針對(duì)某在研型號(hào)飛機(jī)的飛行包線，進(jìn)行表1工況下的CFD計(jì)算。計(jì)算采用商用軟件ANSYS CFX，采用基于壓力的全隱式離散格式，SST湍流模型，計(jì)算網(wǎng)格如圖1所示[14]。

表1 計(jì)算工況Table 1 Mach and AOA for CFD simulation

2.2 計(jì)算結(jié)果

研究機(jī)身表面靜壓孔位置誤差對(duì)馬赫數(shù)和迎角的敏感度，將表1中CFD計(jì)算結(jié)果作為目標(biāo)統(tǒng)計(jì)量進(jìn)行統(tǒng)計(jì)處理。同一馬赫數(shù)，機(jī)身同一位置不同迎角下的結(jié)果作為一組統(tǒng)計(jì)樣本，計(jì)算其樣本方差，可以表征靜壓信號(hào)隨迎角信號(hào)變化的敏感度。同一迎角，機(jī)身同一位置不同馬赫數(shù)下的結(jié)果作為一組統(tǒng)計(jì)樣本，計(jì)算其樣本方差，可以表征靜壓信號(hào)隨馬赫數(shù)變化的敏感度。因?yàn)?/p>

式中:γ為比熱比，Cp為壓力系數(shù)。因此同一馬赫數(shù)下不同迎角下Cp結(jié)果的離散度可以表征pr隨迎角的敏感度，CpMa2的離散度可以表征pr隨馬赫數(shù)的敏感度。圖2和3分別給出Cp隨迎角變化和CpMa2隨馬赫數(shù)變化的樣本方差云圖[14]。圖中深藍(lán)色區(qū)域是符合靜壓孔布局氣動(dòng)原則的理想?yún)^(qū)域。受飛機(jī)實(shí)際機(jī)體結(jié)構(gòu)或其他設(shè)備布置的限制，初步確定靜壓孔布局位置。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)

根據(jù)靜壓孔氣動(dòng)布局原則確定的靜壓孔位置需要采用風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。本文中風(fēng)洞試驗(yàn)研究靜壓孔測(cè)量靜壓隨迎角變化規(guī)律以及不同飛機(jī)構(gòu)型對(duì)靜壓孔測(cè)量靜壓的影響。不同飛機(jī)構(gòu)型對(duì)靜壓孔測(cè)量靜壓的影響量對(duì)大氣數(shù)據(jù)軟件中的靜壓修正(SSEC)具有重要的意義。

3.1 試驗(yàn)風(fēng)洞與模型

風(fēng)洞試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所的FL-12低速風(fēng)洞中進(jìn)行。FL-12風(fēng)洞為單回流式閉口試驗(yàn)段低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段長(zhǎng)8m、寬4m、高3m，橫截面為切角矩形，試驗(yàn)段中心截面有效面積10.72m2。試驗(yàn)風(fēng)速為70m/s，試驗(yàn)壓力為常壓。 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑楹?jiǎn)化的大部件機(jī)身+機(jī)翼模型，模型比例1:10，采用全金屬制成，主要由機(jī)身(含翼身整流)、機(jī)翼(KINK 以內(nèi)部分，含相應(yīng)增升裝置)構(gòu)成。模型擬采用單點(diǎn)腹部支撐方式進(jìn)行試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)具體測(cè)壓孔的分布如圖4。在此比例下，以平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為參考的試驗(yàn)雷諾數(shù)為：2.05×106。試驗(yàn)時(shí)具體測(cè)壓孔的分布見圖4。S1所在站位測(cè)壓孔個(gè)數(shù)為12，左右對(duì)稱分布，從上往下第3個(gè)測(cè)壓孔為S1靜壓孔所在位置；S2所在站位測(cè)壓孔個(gè)數(shù)為33，左右對(duì)稱分布，從上往下第5個(gè)測(cè)壓孔為S2靜壓孔所在位置。

3.2 試驗(yàn)內(nèi)容

以巡航構(gòu)型(基準(zhǔn))為試驗(yàn)?zāi)Ｐ停M(jìn)行測(cè)壓重復(fù)性試驗(yàn)，獲得風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量靜壓精度以及靜壓孔隨迎角變化規(guī)律。著陸構(gòu)型下靜壓孔測(cè)量值與基準(zhǔn)相比，獲得襟縫翼對(duì)靜壓孔的影響；模型內(nèi)側(cè)擾流板打開50°時(shí)靜壓孔測(cè)量值與基準(zhǔn)相比較，獲得擾流板對(duì)靜壓孔的影響；起落架放下時(shí)靜壓孔測(cè)量值與基準(zhǔn)相比較，獲得起落架對(duì)靜壓孔的影響；安裝地板，研究地效對(duì)靜壓孔測(cè)量值的影響。

本文試驗(yàn)中所使用的迎角角度為0°、3°、6°、9°、12°和15°，下文以A1代替。

3.3 試驗(yàn)結(jié)果

3.3.1 測(cè)壓重復(fù)性

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎醚埠綐?gòu)型(基準(zhǔn))，試驗(yàn)狀態(tài)為AOA=A1，β=0°。試驗(yàn)結(jié)果如圖5～7所示，圖5為S1靜壓孔站位所有測(cè)壓孔的測(cè)量數(shù)據(jù)，圖6為S2靜壓孔站位所有測(cè)壓孔的測(cè)量數(shù)據(jù)，圖7(a)為靜壓孔S1處的試驗(yàn)結(jié)果，圖7(b)為靜壓孔S2處的試驗(yàn)結(jié)果。對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行處理，按下列方法計(jì)算風(fēng)洞測(cè)壓

重復(fù)性精度

式中：num為一次測(cè)壓試驗(yàn)所有有效測(cè)壓點(diǎn)個(gè)數(shù)；Cp1，Cp2為2次對(duì)比測(cè)壓試驗(yàn)的壓力系數(shù)值。

其中，有效測(cè)壓點(diǎn)的判斷方法為求出2次對(duì)比測(cè)壓試驗(yàn)所有測(cè)壓點(diǎn)差量的平均值，如果某一測(cè)壓點(diǎn)的差值小于平均值的5倍，則此點(diǎn)為有效測(cè)壓點(diǎn)。由此計(jì)算可得，風(fēng)洞測(cè)壓重復(fù)性精度為0.0002。結(jié)果表明，測(cè)壓重復(fù)性較好，試驗(yàn)具有較高的可靠性。

圖7表明靜壓孔S1和S2處壓力系數(shù)隨迎角變化規(guī)律簡(jiǎn)單，后續(xù)對(duì)飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)軟件進(jìn)行修正補(bǔ)償，修正簡(jiǎn)單可靠。

3.3.2 襟縫翼影響

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎蔑w機(jī)著陸構(gòu)型，試驗(yàn)狀態(tài)為AOA=A1，無(wú)側(cè)滑。圖8為著陸構(gòu)型與巡航構(gòu)型下靜壓孔處?kù)o壓測(cè)量值對(duì)比。從圖8中可以看出，與巡航構(gòu)型相比，著陸構(gòu)型對(duì)S1靜壓孔測(cè)量值隨迎角變化規(guī)律影響較小；對(duì)S2靜壓孔測(cè)量值隨迎角變化規(guī)律影響較大；這是由于靜壓孔S1位置遠(yuǎn)離機(jī)翼，S2位置相對(duì)機(jī)翼較近，結(jié)果符合理論。按公式(3)計(jì)算可得，襟縫翼對(duì)S1站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0013，對(duì)S2站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0046。

Fig.8 Pressure variation with AOA at static ports (Landing vs. Cruise)

3.3.3 擾流板影響

模型內(nèi)側(cè)擾流板打開50°，研究擾流板對(duì)靜壓孔測(cè)量靜壓值的影響。試驗(yàn)狀態(tài)為AOA=A1，無(wú)側(cè)滑，圖9為試驗(yàn)結(jié)果。試驗(yàn)結(jié)果表明，相比于巡航構(gòu)型，內(nèi)側(cè)擾流板打開50°時(shí)，靜壓孔測(cè)量靜壓值變化較小，因此，本文研究的飛機(jī)靜壓修正無(wú)需進(jìn)行擾流板修正。按公式(3)計(jì)算可得，擾流板對(duì)S1，S2站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0011。

Fig.9 Pressure variation with AOA at static ports (with Spoiler vs. Cruise)

3.3.4 起落架影響

為研究起落架放下對(duì)靜壓孔測(cè)量值的影響，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯⑶捌鹇浼芊畔拢囼?yàn)狀態(tài)分別為AOA=A1，無(wú)側(cè)滑。圖10顯示了前起落架放下對(duì)靜壓孔測(cè)量值的影響。結(jié)果可以看出，起落架放下對(duì)S1靜壓測(cè)量影響較小，對(duì)S2靜壓測(cè)量影響較大。這是因?yàn)殪o壓孔S1布置位置在機(jī)頭遠(yuǎn)離起落架，而靜壓孔S2在機(jī)身，相對(duì)靠近起落架。按公式(3)計(jì)算可得，前起落架放下對(duì)S1站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0015，對(duì)S2站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0172。

Fig.10 Pressure variation with AOA at static ports (Landing Gear down vs. Cruise)

3.3.5 地效影響

研究地效對(duì)靜壓孔測(cè)量影響的試驗(yàn)裝置見，試驗(yàn)狀態(tài)為AOA=A1，無(wú)側(cè)滑，試驗(yàn)結(jié)果如圖11所示。需要說(shuō)明的是，定義飛機(jī)0高度為機(jī)翼根弦距地板高度為350mm。圖11中，AOA=15°時(shí)，由于迎角很大，地板與S2的距離較小，因此出現(xiàn)了跳變，結(jié)果不具有參考性。試驗(yàn)結(jié)果表明地效影響較大。按公式(3)計(jì)算可得，H=0mm時(shí)，地面效應(yīng)對(duì)S1站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0228，對(duì)S2站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0254；H=100mm時(shí)，地面效應(yīng)對(duì)S1站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0224，對(duì)S2站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0243；H=200mm時(shí)，地面效應(yīng)對(duì)S1站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0217，對(duì)S2站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0241；H=250mm時(shí)，地面效應(yīng)對(duì)S1站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0212，對(duì)S2站位處測(cè)壓孔的壓強(qiáng)系數(shù)影響為0.0237。

Fig.11 Pressure variation with AOA at static ports (with Ground vs. Cruise)

3.3.6 小結(jié)

測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果表明根據(jù)氣動(dòng)設(shè)計(jì)原則，采用CFD工具確定的靜壓孔特性隨迎角變化規(guī)律簡(jiǎn)單，這意味著飛機(jī)后續(xù)SSEC中關(guān)于迎角補(bǔ)償簡(jiǎn)單和準(zhǔn)確。飛機(jī)飛行中具有不同的構(gòu)型，襟縫翼、擾流板、起落架以及地面效應(yīng)均有可能對(duì)機(jī)身靜壓場(chǎng)產(chǎn)生影響，試驗(yàn)得到影響量，采用大氣數(shù)據(jù)軟件進(jìn)行補(bǔ)償。

4 結(jié) 論

(1) 飛機(jī)襟縫翼和擾流板會(huì)干擾靜壓孔，因此為避免此干擾過大，靜壓孔布置需距離飛機(jī)機(jī)翼一定的距離。遠(yuǎn)離機(jī)翼處的靜壓孔可不進(jìn)行襟縫翼和擾流板的影響修正。

(2) 靠近機(jī)身腹部的靜壓孔布局，采用大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)進(jìn)行靜壓源誤差修正時(shí)，起落架影響不可忽略。 (3) 飛機(jī)采用大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)進(jìn)行靜壓源誤差修正時(shí)，地效影響不可忽略。

[1]Kim W. Air data computers[R]. Avionics News, 2005: 46-49.

[2]Edward A, Haering Jr. Air data measurement and calibration[R]. NASA Technical Memorandum 104316, December, 1995.

[3]C. C. A. R. 25-R3. 中國(guó)民用航空規(guī)章第25部運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S]. 2001.

[4]Gracey W. Measurement of aircraft speed and altitude[R]. NASA Reference Publication 1046, May 1980.

[5]Huston W B. Accuracy of airspeed measurements and flight calibration[R]. NACA Report No.919, 1948.

[6]Cudmundsson S. General aviation aircraft design: applied methods and procedures[M]. Butterworth-Heinemann, 2013.

[7]Gracey W. Measurement of static pressure on aircraft[R]. NACA Report 1364.

[8]Wuest W. Pressure and flow measurement[R]. AGARD-AG-160-VOLⅡ, 1980.

[9]湯黃華. K8飛機(jī)機(jī)身靜壓盤的選位安裝[J]. 洪都科技, 1999, 3: 16-20.

Tang H H. Installation of static disk on fuselage of K-8 aircraft[J]. Hongdu Science and Technology, 1999, 3: 16-20.

[10]湯黃華. 飛機(jī)全、靜壓系統(tǒng)性能指標(biāo)值的設(shè)計(jì)要求與檢驗(yàn)[J]. 洪都科技, 1992, 1: 6-15.

Tang H H. Design requirements and tests for indicator value of aircrafts′ total/static pressure system performance [J]. Hongdu Science and Technology, 1992, 1: 6-15.

[11]錢國(guó)寧. 靜壓源誤差修正及其在大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的應(yīng)用[J]. 航空學(xué)報(bào), 1989, 10(4): 171-179.

Qian G N. Static source error correction and application in air data computer[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 1989, 10(4): 171-179.

[12]孟博. 跨聲速/高超聲速大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2011.

Meng B. Transonic/hypersonic air data measuring technology research[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2011.

[13]孫一峰, 楊士普, 方陽(yáng), 等. 民用飛機(jī)機(jī)身表面靜壓孔氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)報(bào), 2015, 33(5): 673-677.

Sun Y F, Yang S P, Fang Y, et al. Flush static ports placement on a commercial transport aircraft: a design practice from aerodynamic perspectives[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2015, 33(5): 673-677.

[14]周星, 楊士普, 蔣曉莉. 民用飛機(jī)大氣傳感器低速驗(yàn)證試驗(yàn)研究[J]. 航空工程進(jìn)展, 2013, 4(1): 43-48.

Zhou X, Yang S P, Jiang X L. Study on low-speed verification test of atmospheric sensors of civil aircraft[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2013, 4(1): 43-48.

(編輯：楊 娟)

Design of civil aircraft’s static source aerodynamic layout

Yang Hui*, Yang Shipu, Huang Di, Sun Yifeng

(General Configuration & Aerodynamics Department, Shanghai Aircraft Design and Research Insitute, Shanghai 201210, China)

Civil aircraft obtains the flight height, speed, etc. by the air data computer with the measured static pressure, total pressure and other basic parameters as input. Therefore, the flight safety strongly depends on the accuracy of the static pressure measurement which is related to the aerodynamic layout of the static ports. For subsonic civil aircrafts, the pressures measured by static ports are mainly affected by the Mach number, angle of attack(AOA) and the configuration of the aircraft. Based on CFD results, the positions of static ports are determined by the mean square deviation method. The measurement characteristics of static ports and the disturbances on measurement due to the flap/slat, spoiler, landing gear and ground effect which are essential inputs for the static source error correction (SSEC) were obtained by wind tunnel tests.

civil aircraft;static port;aerodynamic layout;Mach number;angle of attack;CFD;wind tunnel

1672-9897(2017)04-0034-06

10.11729/syltlx20160109

2016-07-13;

2016-09-06

YangH,YangSP,HuangD,etal.Designofcivilaircraft’sstaticsourceaerodynamiclayout.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 34-38,58. 楊 慧, 楊士普, 黃 頔, 等. 民用飛機(jī)靜壓孔氣動(dòng)布局設(shè)計(jì). 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(4): 34-38,58.

V221+.3

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楊 慧(1987-)，女，江蘇南通人，工程師。研究方向：民用飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)傳感器布局。通信地址：上海市浦東新區(qū)金科路5188號(hào)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院總體氣動(dòng)部(201210)。E-mail: ya_ben_cool@126.com

*通信作者 E-mail: ya_ben_cool@126.com