中型運輸機機身表面靜壓孔氣動布局設計研究

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、垂直速度等大氣數據需通過測量飛機周圍大氣壓力（包括靜壓和全壓）等信息，根據特定的關系進行換算得到。國內現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。

國內學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果影響較大；孫一峰等引入靜壓恢復系數，將迎角變化不敏感的條帶狀區域作靜壓孔布局定位的參考基線，并在風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，給出了不同架構的優缺點和適用條件。中國民用航空規章第25部和低速風洞飛機模型設計準則對機身表面靜壓的布置位置提出了相關要求和規范性的描述。本文根據運輸機機頭區域天線罩較多、流場復雜的特點，對前機身流場進行了研究，根據前機身結構特征進行了分區，并對比了分區內機身表面靜壓，引入方差參數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

全機計算網格采用混合網格，網格劃分在ICEM CFD軟件中完成，垂直于表面網格生成了15層結構化的三棱柱網格以適應附面層內較強的速度梯度變化，空間為四面體網格，對翼面前緣等關鍵部位進行了局部加密，總網格數量約為1.2×107。全機計算網格如圖1所示。

1.2 數值計算方法介紹

數值計算求解在商業軟件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采用了一階迎風格式。計算獲得了全機典型迎角下的升力特性參數及前機身檢測點的靜壓系數隨迎角的變化關系曲線，并于該型機前期開展的全機測力、測壓試驗結果進行了對比，具體如圖2所示。對比結果可知，數值計算獲得全機升力系數與試驗值吻合較好，機頭表面壓力系數隨迎角變化的規律與風洞試驗結果一致，因此，該數值計算方法對全機壓力分布計算結果及靜壓系統布置位置選取具有可信的參考。

圖1 全機計算網格及局部剖面網格示意圖

圖2 全機升力系數（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，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構特征，其靜壓孔初步選擇的布置區分為A區和B區。

A區輪廓區域為：分布于機身2a～6a框，機身上部10～36長桁之間的區域。

B區輪廓區域為：分布于機身6a～12框，機身10～21長桁之間。

機身頭部分區及檢測點編號規則如圖3所示。

圖3 機身頭部區域靜壓分布檢測點及編號規則

2.2 計算結果及分析

全機襟翼0°構型不同迎角、側滑角表面壓力云圖計算結果如圖4和圖5所示，機頭A區、B區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。前機身優選后的靜壓檢測點壓力系數及方差對比如表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°前機身不同側滑角表面靜壓對比

圖6 A區檢測點與原靜壓孔隨迎角的變化曲線

圖7 B區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及方差對比

3 結束語

本文以中型運輸機的機身表面靜壓孔氣動布局設計工作為背景，提出了一種基于數值計算及結果統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域，該區可作為初步設計階段機身表面靜壓孔布局定位的參考基準。基于上述原則選取的靜壓孔初步安裝位置在風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域，具備實際應用價值，對解決類似工程問題具有較好的借鑒意義。

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