飛行試驗總靜壓參數(shù)現(xiàn)場校準技術研究

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

0 引言

氣壓高度、空速和馬赫數(shù)等作為飛行控制系統(tǒng)的關鍵測試參數(shù)，是計算飛行器空氣動力學的重要數(shù)據(jù)，也是航程推算的重要依據(jù)[1]。它們不僅為飛行器的指示儀表提供示數(shù)，供飛行員判讀，還為飛行自動控制系統(tǒng)、慣性導航系統(tǒng)和空中交通管制系統(tǒng)提供輸入信號，確保飛行任務順利完成。飛行器的飛行高度、空速、馬赫數(shù)均為基于總壓、靜壓參數(shù)的計算參數(shù)。總壓、靜壓參數(shù)是高度、空速、馬赫數(shù)準確測量的關鍵環(huán)節(jié)。

為了精確地得到飛行速度和高度，必須正確地引入及測試飛行流場中的總壓和靜壓。在國內(nèi)外的機載測試中，將空速管作為重要的大氣數(shù)據(jù)傳感器[2-3]，利用飛行器與大氣之間的作用力及飛行器的位置來測量飛行時的大氣靜壓和總壓，再利用伯努利全靜壓方程換算得到飛機飛行的高度和速度。

總靜壓參數(shù)的測試精度不僅關系著飛行安全，也直接影響著飛行試驗多個科目的試飛質(zhì)量，定期對其校準是測試精度的重要保證。目前機載測試校準的方法是將空速管后端的傳感器拆卸回實驗室，使用標準壓力控制器進行實驗室校準。目前越來越多的試驗機采用一體化改裝，由于試驗機狀態(tài)限制，傳感器一經(jīng)加裝，拆卸困難，難以實現(xiàn)實驗室校準。本文針對某型一體化改裝試驗機的測試校準需求，通過研究總靜壓參數(shù)的測試原理，提出一種現(xiàn)場校準方法，對該方法的誤差進行分析控制并投入試驗應用。在縮短試飛停機等待時間，提升校準效率的同時，提高了校準的原位性，為試飛測試校準技術的發(fā)展提供新思路。

1 總靜壓參數(shù)測試原理

空速管是飛行試驗中使用最為廣泛的總靜壓測試方法，一般將空速管安裝在機頭頂端的對稱軸線處、機翼前方或者垂直尾翼等飛行器機身外較少受到氣流影響的地方。空速管有一個正對迎面氣流開口的總壓管和側(cè)面有若干個圓形小孔的靜壓管組成，靜壓管和總壓管內(nèi)的壓力分別由導管引入到壓力傳感器殼體內(nèi)[4]。

圖1 空速管測試動靜壓原理

1.1 靜壓測試原理及誤差分析

靜壓傳感器感受飛行器周圍的真實大氣靜壓PS，并輸出與之相對應的電信號。由于飛機所處流場中，空速管對氣流的阻滯和氣流流過靜壓孔表面時的加速，在空速管前后一定距離內(nèi)和空速管周圍的靜壓都與自由流的真實靜壓PS不相等。靜壓管引入的指示靜壓PSi與真實靜壓PS的差值即為靜壓誤差ΔPS。

不考慮空速管的形狀、結(jié)構、安裝位置以及迎角所引起的測試誤差，當Ma≤1且認為無總壓誤差時，靜壓相對誤差為：

(1)

當Ma≥1時:

(2)

1.2 總壓測試原理及誤差分析

迎面氣流流經(jīng)總壓管時，因總壓孔直徑很小，在入口處出現(xiàn)停滯，氣流減速，所有動能的減小全部變?yōu)閴毫菽堋？倝嚎兹肟谔幍膲毫闅饬魅铚毫Γ渲蹬c總壓P相等，包括大氣靜壓和流速轉(zhuǎn)換的動壓PD，在飛行試驗中亞音速狀態(tài)下，認為空氣不可壓縮，其流動過程是等密的且密度為ρ則：

(3)

在不考慮迎角和側(cè)滑角的情況下，亞聲速飛行時總壓管感受的總壓可認為是自由流的總壓，Ma數(shù)的影響較小。超聲速飛行時，在總壓管的前端將產(chǎn)生一脫體正激波，總壓管感受的壓力是激波后的氣流壓力P1，它低于激波前的自由流壓力：

(4)

總壓測試誤差為：

(5)

2 總靜壓傳感器校準原理

2.1 總靜壓傳感器的測試原理

飛行試驗中，總靜壓參數(shù)的測試是通過機載系統(tǒng)前端的總靜壓傳感器來實現(xiàn)的。目前，型號試飛工程應用中的總靜壓傳感器是集成了一個絕對壓力傳感器(靜壓傳感器)和一個壓差傳感器(動壓傳感器)的組合式傳感器[5]。

由總靜壓測試原理可知，總壓等于靜壓與動壓之和。當從飛機的空速管中引出總靜壓后分別接入傳感器的動壓口和靜壓口。其中靜壓口連接組合傳感器內(nèi)的絕對壓力傳感器測試系統(tǒng)靜壓，動壓口連接殼體內(nèi)的壓差傳感器，測試總壓和靜壓之差，即實現(xiàn)了動壓的測量。在飛行的任一時刻，傳感器的動壓和靜壓之和即為當時的總壓，這就是總靜壓傳感器的基本測試原理。

目前，飛行試驗中最常用的總靜壓傳感器為GGS-2A型，具有非線性誤差補償和溫度漂移補償?shù)母呔饶M式硅壓阻傳感器。在機載測試中，總靜壓傳感器與采集器、記錄器連接，構成總靜壓參數(shù)機載測試系統(tǒng)。傳感器輸出的模擬量經(jīng)過采集器內(nèi)的模數(shù)轉(zhuǎn)換電路，轉(zhuǎn)換為編碼范圍0～65535的數(shù)字量，供系統(tǒng)采集記錄。在飛行試驗機載測試中，被測物理量與記錄的數(shù)字量碼值之間具有一定的對應關系，即通過測試校準工作得到的參數(shù)校準曲線。

機載測試校準中，通過校準過程，建立輸入物理量和輸出數(shù)字量之間的對應關系，通過最小二乘擬合法得到校準曲線[6]。校準曲線作為參數(shù)測試量值傳遞以及飛行事后數(shù)據(jù)處理的譯碼依據(jù)，實現(xiàn)壓力值的獲取。最終，將測量得到的大氣靜壓和總壓經(jīng)過一定的數(shù)據(jù)解算，得到氣壓高度和飛行表速這兩個核心基本參數(shù)。

2.2 實驗室校準方法

測試校準是在規(guī)定條件下，為了確定測試儀器或者測試系統(tǒng)所指示的測試參量的量值與對應標準所計算的理論量值之間對應關系的一系列操作。它關系到測試對象實際技術指標與設計技術指標的對應程度，是飛行試驗中的重要技術環(huán)節(jié)之一。

飛行試驗的機載測試校準工作，不是針對傳感器單獨開展的，而是面向由傳感器、采集器、記錄器等設備構成的整個系統(tǒng)展開的。總靜壓參數(shù)測試系統(tǒng)按照Q/FY.J02.52.1-2013《試飛參數(shù)測試系統(tǒng)校準__總則》和Q/FY.J02.52.5-2013《試飛參數(shù)測試系統(tǒng)校準__高度、速度》執(zhí)行。依據(jù)測試校準標準，系統(tǒng)實驗室校準在環(huán)境溫度(18～28)℃，相對濕度小于80%，氣壓(86～106)kPa的環(huán)境下開展，選用經(jīng)過上級計量部門檢定且在有效期內(nèi)的標準器具，由具有專業(yè)資質(zhì)的人員進行操作。

總靜壓參數(shù)的測試校準與壓力傳感器校準的流程基本相同。需要配置一臺計量有效期內(nèi)且技術指標滿足要求的標準壓力控制器，一臺安裝了地面檢查軟件可進行數(shù)字量碼值實時監(jiān)控記錄的筆記本電腦以及一臺高精度數(shù)字電壓表實現(xiàn)傳感器模擬量輸出的監(jiān)控和記錄。整個實驗室校準系統(tǒng)按照標準壓力源、被校總靜壓測試系統(tǒng)以及輸出顯示裝置的順序依次連接。由標準壓力源提供基準壓力，依據(jù)傳感器測試范圍，合理選擇校準點并確定測試校準循環(huán)次數(shù)。待系統(tǒng)預熱及穩(wěn)定后，依據(jù)校準點依次加壓，每個校準點等到系統(tǒng)輸出穩(wěn)定后記錄數(shù)字量碼值。通過最小二乘法將所有校準點的輸入量與輸出量擬合，得到校準曲線，同時可對校準數(shù)據(jù)進行運算得到系統(tǒng)測試基本誤差。

總靜壓傳感器內(nèi)部的兩個傳感器的測試是相對獨立的，所以總壓測試系統(tǒng)和靜壓測試系統(tǒng)需分開分別校準，得到動壓校準曲線和靜壓校準曲線。

3 現(xiàn)場校準方案研究

3.1 校準方案

某型試驗機由于一體化改裝狀態(tài)限制，總靜壓傳感器拆卸困難，難以實現(xiàn)實驗室校準，需在不拆卸傳感器的情況下進行“原位”校準。壓力傳感器在線校準首要進行的工作便是現(xiàn)場壓力源的選取[7]，試驗現(xiàn)場的空速管檢查儀是一種可以控制管路壓力的氣壓源，但其精度較低，不能滿足飛行試驗測試校準的精度需求，且試驗機于外場執(zhí)行飛行任務，將實驗室標準壓力源運送至現(xiàn)場難度大，成本高，因此，本文采用現(xiàn)場的空速管檢查儀與先校的高精度標準壓力傳感器組合，進行現(xiàn)場校準標準壓力源控制[8]。

現(xiàn)場校準方案如圖2所示，地面試驗時，空速管檢查儀與高精度壓力傳感器通過皮管和專用夾具與距離地面約3米高的空速管連接。靜壓傳感器校準時，將K1、K2打開，K3關閉；動壓傳感器校準時，關閉K2，打開K1和K3。

圖2 總靜壓參數(shù)在線校準方案

3.2 方案誤差分析

在實驗室內(nèi)對總靜壓傳感器進行校準時，由于被校傳感器與壓力標準器之間的高度可控在很小的范圍內(nèi)，且由于氣體介質(zhì)的密度相對較小，因此由高度引入的誤差可忽略不計。但在現(xiàn)場校準中，由于校準環(huán)境限制，被校總靜壓傳感器的感壓點與高精度標準壓力傳感器的參考平面的垂直高度一般為2至4米不等(隨機型而不同)，因此需計算出由高度差引入的校準誤差，并做出修正。

如圖2所示,標準壓力參考平面的壓力為P0，高度為y0;待校準傳感器感壓點的壓力為P1，高度為y1，則有：

Δp=p0-p1=-ρg(y0-y1)

(6)

其中:ρ為管路內(nèi)氣體密度，g為當?shù)貥藴蚀髿鈮毫Γ琱為標準壓力參考平面與感壓點的垂直距離[9]。對于可壓縮流體，管路內(nèi)氣體密度ρ是隨高度變化的，對于理想氣體，則有：

(7)

式中，R是氣體常數(shù)且R=287.06 J/(kg·k)，T是絕對溫度，對于等溫氣體，積分上式，可得：

(8)

(9)

由式可知，等溫大氣層的壓力隨高度的增加呈指數(shù)規(guī)律下降。由于JJG860-2015《壓力傳感器靜態(tài)檢定規(guī)程》無明確相關規(guī)定，可依據(jù)JJG875-2005《數(shù)字壓力計檢定規(guī)程》中的有關條目，因工作介質(zhì)高度差引入的附加誤差達到被校儀器最大允許誤差的1/10時，則需要進行高度差的修正[10]。

某型試驗機的在線校準，在溫度28℃，大氣壓力96.68 kPa，重力加速度9.8035 m/s2的環(huán)境下開展，依據(jù)試驗機狀態(tài)，標準壓力參考平面與傳感器感壓點的垂直高度約為3.2米。通過式(9)計算p1=0.9996p0，即在每個校準點，由于高度差影響，將造成0.04%的標準壓力偏差。由于機上加裝的總靜壓傳感器測試精度為千分之一，因此對高度差進行修正對確保測試校準的準確度具有重要意義。

4 現(xiàn)場校準結(jié)果

4.1 數(shù)據(jù)分析

在某型試驗機在線校準現(xiàn)場，依據(jù)試飛測試參數(shù)校準標準Q/FY.J02.52.1-2013，在測壓范圍內(nèi)選取m(m≥9)個校準點，正反循環(huán)兩次，分別對總靜壓參數(shù)進行校準[11]。靜壓的測量是通過絕對壓力傳感器實現(xiàn)的；而總壓是通過壓差傳感器(動壓傳感器)實現(xiàn)的，保持動壓傳感器的靜壓端通大氣(96.68 kPa)，總壓端屬輸入高于大氣壓力的相對壓力，實現(xiàn)動壓測量。依據(jù)圖2所示的校準方案，得到動靜壓參數(shù)的校準數(shù)據(jù)如表1和表2而所示。

表1 靜壓參數(shù)校準數(shù)據(jù)

表2 動壓參數(shù)校準數(shù)據(jù)

將校準得到的數(shù)據(jù)點(tmnmi),其中M為校準點序號，I為循環(huán)次數(shù)，M≥9，I≥4。計算各校準點測量結(jié)果的平均值(tmnm)，依據(jù)式(10)～式(13)，使用最小二乘法擬合校準曲線[12]。

(y,n)=A+B(x,t)

(10)

其中：

(11)

(12)

(13)

按此方法分別擬合靜壓參數(shù)的校準曲線和動壓參數(shù)校準曲線。得到的兩條校準曲線如圖3所示，依據(jù)JJG860-2015《壓力傳感器靜態(tài)檢定規(guī)程》對總靜壓傳感器的基本誤差進行算，得到動壓傳感器的基本誤差為0.08%： 靜壓傳感器的基本誤差為0.06%： 經(jīng)過校準后的傳感器技術指標以及系統(tǒng)穩(wěn)定性均滿足飛行試驗測試需求。

圖3 動靜壓傳感器校準曲線

4.2 飛行應用

試驗機上加裝的機載總靜壓傳感器經(jīng)過現(xiàn)場在線校準后，投入飛行試驗應用。總靜壓傳感器與采集器、記錄器構成機載測試系統(tǒng)，實現(xiàn)全鏈路測試。它與原機的總靜壓參數(shù)系統(tǒng)獨立。選取某架次的飛行試驗實測數(shù)據(jù)，將經(jīng)過現(xiàn)場校準后的傳感器的測試數(shù)據(jù)與原機傳感器(檢定有效期內(nèi))的測試數(shù)據(jù)進行比對。在整個飛行過程中，飛機爬升至某一高度處，完成兩個設定的機動動作后平穩(wěn)下降，整個動作過程中，被校傳感器與原機傳感器輸出的數(shù)據(jù)趨勢完全重合。過程測量中，速度數(shù)據(jù)在大機動動作發(fā)生時偏差最大，最大偏差0.09%，高度數(shù)據(jù)重合性較好，最大偏差僅0.01%。被校傳感器與原機傳感器測試數(shù)據(jù)的重合和分離，為試驗機機動特性的鑒定和驗證提供數(shù)據(jù)支撐。

圖4 飛行試驗高度速度參數(shù)實測數(shù)據(jù)

5 結(jié)束語

本文基于理論研究和誤差分析，得到一種總靜壓參數(shù)現(xiàn)場校準方法。該方法合理解決了現(xiàn)場校準過程中由高度差引入物理量偏差的問題。在某型機的地面試驗現(xiàn)場，采用本文提出的現(xiàn)場校準方法對總靜壓參數(shù)進行校準，經(jīng)過校準后的動壓傳感器的基本誤差為0.08%： 靜壓傳感器基本誤差為0.06%： 均滿足飛行試驗測試需求。經(jīng)過校準的傳感器投入飛行試驗，將其數(shù)據(jù)與原機傳感器輸出進行比對，為試驗機性能驗證與鑒定提供數(shù)據(jù)支撐。現(xiàn)場校準方法為某些因改裝狀態(tài)限制而無法拆卸的傳感器實施校準提供新手段，為試飛參數(shù)測試校準技術的發(fā)展提供新思路。