中型運輸機機身表面靜壓孔氣動布局設(shè)計研究

胡 冶，國洪梅，趙 楠

（中航飛機股份有限公司漢中飛機分公司，陜西 漢中 723000）

在飛機飛行過程中，駕駛員獲得的空速、高度、垂直速度等大氣數(shù)據(jù)需通過測量飛機周圍大氣壓力（包括靜壓和全壓）等信息，根據(jù)特定的關(guān)系進(jìn)行換算得到。國內(nèi)現(xiàn)役的大中型運輸機機身表面靜壓孔常采用以鑲嵌方式平齊地安裝于機體外表面的靜壓測量裝置。

國內(nèi)學(xué)者就飛機靜壓孔布置的研究開展了大量工作。周星等人通過低速測壓風(fēng)洞試驗測量大氣傳感器不同布局位置的氣動特性，試驗表明，其布局位置對測量結(jié)果影響較大；孫一峰等引入靜壓恢復(fù)系數(shù)，將迎角變化不敏感的條帶狀區(qū)域作靜壓孔布局定位的參考基線，并在風(fēng)洞試驗中得到了驗證；劉篤喜、李靜等人探討飛機空氣靜壓測量系統(tǒng)精度的用途和方法，提出了“外置式”飛機空氣靜壓測量方法；龔和、陶建偉等人基于靜壓孔、全壓探頭以及全靜壓探頭的傳感器架構(gòu)，給出了不同架構(gòu)的優(yōu)缺點和適用條件。中國民用航空規(guī)章第25部和低速風(fēng)洞飛機模型設(shè)計準(zhǔn)則對機身表面靜壓的布置位置提出了相關(guān)要求和規(guī)范性的描述。本文根據(jù)運輸機機頭區(qū)域天線罩較多、流場復(fù)雜的特點，對前機身流場進(jìn)行了研究，根據(jù)前機身結(jié)構(gòu)特征進(jìn)行了分區(qū)，并對比了分區(qū)內(nèi)機身表面靜壓，引入方差參數(shù)來篩查較好的靜壓孔布置位置，為同類飛機機身表面靜壓孔布置方案設(shè)計提供參考。

1 計算方法及可信度驗證

1.1 計算模型建立

全機計算網(wǎng)格采用混合網(wǎng)格，網(wǎng)格劃分在ICEM CFD軟件中完成，垂直于表面網(wǎng)格生成了15層結(jié)構(gòu)化的三棱柱網(wǎng)格以適應(yīng)附面層內(nèi)較強的速度梯度變化，空間為四面體網(wǎng)格，對翼面前緣等關(guān)鍵部位進(jìn)行了局部加密，總網(wǎng)格數(shù)量約為1.2×107。全機計算網(wǎng)格如圖1所示。

1.2 數(shù)值計算方法介紹

數(shù)值計算求解在商業(yè)軟件Fluent中完成，壓力與速度的耦合采用SIMPLEC方法，對流項離散采用了二階迎風(fēng)格式，湍流模型為二方程的SST k-ω模型，湍動能k和耗散率ω采用了一階迎風(fēng)格式。計算獲得了全機典型迎角下的升力特性參數(shù)及前機身檢測點的靜壓系數(shù)隨迎角的變化關(guān)系曲線，并于該型機前期開展的全機測力、測壓試驗結(jié)果進(jìn)行了對比，具體如圖2所示。對比結(jié)果可知，數(shù)值計算獲得全機升力系數(shù)與試驗值吻合較好，機頭表面壓力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律與風(fēng)洞試驗結(jié)果一致，因此，該數(shù)值計算方法對全機壓力分布計算結(jié)果及靜壓系統(tǒng)布置位置選取具有可信的參考。

圖1 全機計算網(wǎng)格及局部剖面網(wǎng)格示意圖

圖2 全機升力系數(shù)（左）和前機身靜壓采樣點（右）計算值與試驗值對比

2 飛機全機靜壓計算

2.1 靜壓檢測點方案布置

考慮到機頭外形、加裝天線罩、艙門等機構(gòu)，及機身上部可能因雨水、灰塵等引起的故障干擾，按照該型飛機的機身結(jié)構(gòu)特征，其靜壓孔初步選擇的布置區(qū)分為A區(qū)和B區(qū)。

A區(qū)輪廓區(qū)域為：分布于機身2a～6a框，機身上部10～36長桁之間的區(qū)域。

B區(qū)輪廓區(qū)域為：分布于機身6a～12框，機身10～21長桁之間。

機身頭部分區(qū)及檢測點編號規(guī)則如圖3所示。

圖3 機身頭部區(qū)域靜壓分布檢測點及編號規(guī)則

2.2 計算結(jié)果及分析

全機襟翼0°構(gòu)型不同迎角、側(cè)滑角表面壓力云圖計算結(jié)果如圖4和圖5所示，機頭A區(qū)、B區(qū)檢測點靜壓分布與原靜壓孔位置隨迎角的變化曲線如圖6和圖7所示。前機身優(yōu)選后的靜壓檢測點壓力系數(shù)及方差對比如表1所示。

圖4 襟翼0°前機身不同迎角下表面靜壓對比

圖5 襟翼0°前機身不同側(cè)滑角表面靜壓對比

圖6 A區(qū)檢測點與原靜壓孔隨迎角的變化曲線

圖7 B區(qū)檢測點與原靜壓孔隨迎角的變化曲線

表 1 前機身靜壓檢測點壓力系數(shù)及方差對比

3 結(jié)束語

本文以中型運輸機的機身表面靜壓孔氣動布局設(shè)計工作為背景，提出了一種基于數(shù)值計算及結(jié)果統(tǒng)計后處理的表面靜壓孔輔助定位方法。首先對飛機在不同迎角下的前機身靜壓場進(jìn)行了計算，通過后處理軟件獲得了機身表面靜壓隨對迎角變化不敏感的區(qū)域，該區(qū)可作為初步設(shè)計階段機身表面靜壓孔布局定位的參考基準(zhǔn)。基于上述原則選取的靜壓孔初步安裝位置在風(fēng)洞試驗中得到了驗證。本方法能夠直觀、定量地給出機身表面可行的靜壓孔布置區(qū)域，具備實際應(yīng)用價值，對解決類似工程問題具有較好的借鑒意義。

［1］栗中華，陳艷.飛機大氣數(shù)據(jù)實時模擬系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)［J］.測控自動化，2011，27（04）：46-48.

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［3］劉篤喜，李靜，趙小軍.面向試飛校準(zhǔn)的大氣靜壓測量系統(tǒng)精度提高方法研究［J］.機械制造，2012（50）：58-60.

［4］周星，楊士普，蔣曉莉，等.民用飛機大氣傳感器低速驗證試驗研究［J］.航空工程進(jìn)展，2013，4（01）：43-48.

［5］龔和，陶建偉.民用飛機大氣數(shù)據(jù)全靜壓系統(tǒng)設(shè)計研究［J］.科技創(chuàng)新導(dǎo)報，2015，24（01）：124-125.

［6］中國民用航空局.CCAR 25-R3中國民用航空規(guī)章第25部：運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)［S］.［出版地不詳］：［出版社不詳］，2001.

［7］中國解放軍總裝備部.中華人民共和國軍用標(biāo)準(zhǔn)（GJB180A—2006）：低速風(fēng)洞飛機模型設(shè)計準(zhǔn)則［S］.［出版地不詳］：［出版社不詳］，2006.