運輸機全靜壓受感器低速風洞試驗研究

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）

飛機在飛行過程所需的重要大氣數據參數需要通過測量飛機周圍大氣壓力等信息，根據一定的修正關系得到。對于飛機靜壓和總壓信息的測量，就是由飛機大氣數據系統中的全靜壓系統負責實現[1-2]。全靜壓系統直接影響到飛機的飛行安全，是飛機設計中非常重要的組成部分。國內外眾多專家學者就飛機全靜壓系統的測量校準進行了研究，涉及誤差源分析、裝置選取、安裝定位、試飛校準等方面的工作[3-4]。本文就飛機前機身加裝任務系統天線后，在試飛中反映出儀表相對氣壓高度指示誤差較大的問題開展了研究，通過風洞試驗，獲得了多個方案的總壓、靜壓隨迎角、側滑角的規律，按照全靜壓受感器布置原則獲得了滿足使用要求的位置方案，為同類飛機全靜壓受感器布置方案設計提供參考。

1 大氣傳感器布置原則

1.1 靜壓源

靜壓源為飛機提供靜壓信號，其隨馬赫數的變化規律應簡單，以降低修正過程的復雜性；隨迎角應盡量不變，以減小迎角試飛精度較低帶來的靜壓誤差；隨側滑角的影響應盡可能小，以降低飛機側滑時帶來的靜壓誤差。

1.2 總壓探頭

《總、靜壓系統設計和安裝通用規范》（GJB 1623—93）要求：總壓探頭應位于對測量總壓干擾最小的位置。所選擇的位置應避開附面層、下洗流、艙門、襟翼收放等因素的影響，還應考慮飛機上排放的油液及其他類似條件的影響；在機身兩側安裝L型總壓探頭，應成對設置并徑向對稱安裝。當左、右探頭不能互換時，應用定位器保證總壓探頭總是安裝在正確的位置；在飛機的整個M數范圍內，總壓誤差不應大于0.4%[5]。

1.3 全靜壓受感器（測總壓和靜壓）

全靜壓受感器是飛機在飛行過程中同時測量全壓（也稱為總壓）和靜壓的裝置，如圖1所示。該裝置的總壓孔和靜壓孔均布置在同一根管上，端頭孔測量來流總壓，在管壁布置的小孔測量當地靜壓[6]。全靜壓受感器也是飛機防冰的重點部位，在設計中加裝了防冰加熱系統。

圖1 全靜壓受感器實物及表面靜壓孔

2 試驗模型及方案

2.1 試驗模型

全靜壓受感器設備相對于全機外形尺寸較小，如果模型縮比太小，縮比后的外形浸沒在附面層中，影響試驗結果。因此，在風洞阻塞度、天平支撐能力和試驗經費等因素允許的條件下，應盡可能采用大尺寸模型。本次試驗采用1∶5縮比模型，在國內某8 m×6 m風洞進行了試驗，試驗速壓為2 750 Pa（風速V≈70 m/s）。同時為模擬機翼對前機身的上洗效應，試驗模型采用機身加部分機翼。為減小模型支架對前機身氣流的干擾，支撐方式選擇背撐方式，見圖2.

圖2 飛機全靜壓受感器試驗模型

2.2 安裝位置方案準備

為了獲取前機身典型位置區域全、靜壓隨迎角、側滑角的變化規律，獲得最優的全、靜壓布置方案，在試驗方案準備階段通過CFD方法，選取了一系列選型安裝點用于風洞試驗驗證。

2.3 試驗數據采集和處理

分別在不吹風和吹風條件下采集初讀數和吹風數，測壓點測量壓力＝吹風數-初讀數。測壓試驗結果按公式（1）計算測點的壓力系數：

式（1）中：Pi為試驗段內流場某點處壓力測量值；P0為來流總壓測量值；PⅡ為來流靜壓測量值；C0為風洞總壓系數標定結果；CⅡ為風洞靜壓系數標定結果。

對試驗結果進行的洞壁干擾阻塞效應修正公式為：

式（2）中：CRi為修正后的試驗結果數據；ε為阻塞效應修正系數。

3 試驗結果

3.1 靜壓測量試驗

靜壓試驗獲得的縱向結果見圖3，由圖可知：各測壓點在αW≈4°前靜壓變化曲線的梯度均較大，Q1、Q2等處呈明顯的拋物線特征，并在αW≈8°附近達到絕對值最小；各曲線在小迎角（αW≤4°）差異較小，αW＞4°后差異逐漸增大；Q11、Q12等處靜壓系數Cpi絕對值略小于其他測壓點，且隨迎角的變化規律趨于線性。

圖3 縱向靜壓測量結果

測壓點靜壓曲線隨側滑角β的變化規律見圖4，由圖可知，靜壓值迎風一側高于背風一側，且隨著水平高度下移，兩側差異逐漸減小。同一測壓點隨迎角增加，靜壓系數Cpi隨側滑角變化梯度逐漸增加。

3.2 總壓測量試驗

根據靜壓縱向試驗結果，篩選部分位置進行總壓測量試驗，并進行了1∶1尺寸受感器測壓試驗，結果見圖5.由圖可知：風速管總壓測量結果與布置位置相關，Q1與Q7點總壓損失最小，且與1∶1尺寸受感器測得的總壓值相當，Q12點總壓損失較大。去除前機身兩側天線罩后，Q12點處總壓明顯恢復，且與其他測壓點總壓基本相當，由此可知天線罩對Q12點位置的總壓測量結果影響較大，同時也表明總壓測量結果隨迎角變化不大。

圖4 橫向靜壓測量結果

圖5 總壓縱向試驗曲線

根據靜壓橫向試驗結果，篩選部分位置進行總壓測量試驗，結果見圖6.由圖可知：Q1點總壓損失最小，且隨側滑角變化最小，基本與1∶1尺寸受感器總壓測量結果一致，隨著受感器位置下移，總壓損失量隨側滑角增加而下降且速度逐漸加快。

圖6 總壓橫向試驗曲線

3.3 全靜壓受感器布置位置分析

結合靜壓孔氣動設計原則及相關規范要求，飛機全靜壓受感器布置位置應滿足總壓Cp0損失最小原則，同時根據空速校準誤差不大于3%或5節（約9 km/h）的標準要求，按V＝300 km/h計算得到Cpi應不大于±0.06.

單從靜壓方面考慮，Q3、Q7、Q10均是較好的全靜壓受感器布置位置。而兼顧總、靜壓時，考慮到飛機系統總壓不進行補償而靜壓可以進行補償設計，Q1點附近總壓隨側滑角變化較小，因此試驗中所選區域全靜壓受感器最佳布置位置為Q1～Q3。

4 結論

經論述，得出以下3點結論：①試驗表明受感器在機頭的布置位置受機身表面附件流場及天線罩干擾明顯，不同位置的測量結果存在差異，規律有所不同；②根據機頭總壓、靜壓的壓力系數及隨迎角、側滑角的變化規律，獲得了較好的全靜壓受感器布置位置，試驗達到預期目的，為后續的驗證試飛提供了重要的技術支撐；③通過本次試驗研究，揭示了全靜壓受感器在測量飛機總壓、靜壓時的氣動規律差異，豐富了全靜壓受感器布局設計的理論基礎，并且建立了全靜壓受感器布局設計的風洞試驗方法。

［1］龔和，陶建偉.民用飛機大氣數據全靜壓系統設計研究［J］.科技創新導報，2015，24（1）：124-125.

［2］孫一峰，楊士普，方陽，等.民用飛機機身表面靜壓孔氣動布局設計研究［J］.空氣動力學學報，2015，33（5）：673-677.

［3］栗中華，陳艷.飛機大氣數據實時模擬系統的設計與實現［J］.測控自動化，2011，27（4）：46-48.

［4］Gracey W.Measurement of aircraft speed and altitude.Measurement of Aircraft Speed&Altitude，1980（4）.

［5］汪發亮，魏劍龍，錢瑞戰，等.基于計算流體力學的大氣數據傳感器應用研究［J］.測控技術，2014（34）：529.

［6］宋歌.大氣數據系統的發展及展望［J］.科技創新與應用，2014（19）：296.