某型機的靜壓源位置誤差修正

李彬

（海軍裝備部，四川 成都610000）

1 靜壓源誤差分析

2 利用大氣機補償靜壓源誤差

2.1 靜壓源位置修正函數

由（1）式，得

(2)式中的q∞是個真實速壓值，不是測量值，必須將其表示為速壓傳感器感受到的動壓qc(指示空速)的函數關系，才能運用計算機計算。qc是空速管探測到的氣流全壓Pti與靜壓Psi之差值，即

由于全壓的探測精度僅取決于空氣壓力受感器本身，而與空速管在流場中的位置無關，故全壓測量值與真實全壓Pt是一致的，即Pti=Pt,Pt=P∞+Cpxq∞，代入（3）式和（2）式，經推導可得

（4）式就是空速管位置誤差的修正函數，式中的Cp是空速管的位置誤差值，Cp值可由CFD 仿真或試飛確認。大氣數據計算機根據測量參數Pt、qc和確定的Cp值按（4）式進行計算，就可獲得真實的大氣靜壓p∞。大氣數據計算機所完成的計算過程，就是其靜壓源位置誤差修正的過程，大氣數據計算機修正的效果取決于Cp值確定的精度。

2.2 Cp 值的確定

2.2.1 CFD 仿真確定

我們一般采用計算機軟件仿真分析的方法來確定飛機不同狀態下附近區域的Cp值。首先需要建模，我們將飛機機頭、前機身等外形數模導入CFD 分析軟件，計算以下（見表1）典型飛機構型下附近區域的CFD 值。

表1 建議的CFD 計算構型

經CFD 仿真得到的Cp見表2 所示。

表2 仿真得到的Cp 值

2.2.2 試飛確定Cp

某院提供的某機頭形面對靜壓源影響的試飛Cp數據，詳細見表3。

表3 試飛確定的Cp 值

從表3 可以看出，在空速管的形狀和安裝位置已確定的情況下，機頭外形對靜壓源位置誤差隨馬赫數的變化而變化。安裝于本機型機頭的標準空速管，其靜壓孔位置距機頭的位置為900 對mm，因此采取第四組Cp值。

3 試飛驗證

3.1 存在靜壓源誤差的試飛數據

以下數據為某型外貿機首飛數據，詳見表4。從首飛數據看出，該型機在滑跑及飛行過程中輸出的氣壓高度Hp 與GPS 高度HG、相對氣壓高度Hbc 與無線電高度Hw等差異較大。經對比分析得出機頭安裝的標準空速管采集靜壓存在靜壓源位置誤差。

表4 首飛數據

從表4 可以看出，隨著飛機速度的增大（馬赫數的增大），氣壓高度Hp 與GPS 高度HG,相對氣壓高度Hbc 與無線電高度Hw等的差值越來越大。

3.2 理論驗證

3.2.1 采用CFD 仿真Cp 進行修正

采用表2 的CFD 仿真Cp 值，結合首飛數據進行理論驗證，結果見表5。

表5 CFD 仿真Cp 前后數據對比

將表5 CFD 修正后的氣壓高度Hbc 與首飛的GPS 高度HG、無線電高度Hw進行對比，見表6。

表6 修正后的Hbc 與HG、Hw 的對比

從表6 可以看出，經CFD 仿真的Cp 修正后，氣壓高度Hp與GPS 高度HG 有接近的趨勢，兩者差值減??；相對氣壓高度Hbc 與無線電高度Hw之差也有明顯減少，但總體來說，兩兩相比，還是有一定的差值存在。可以說明經CFD 仿真的Cp修正，氣壓高度Hp 有所改善，但改善效果不夠大。

3.2.2 采樣試飛確定的Cp 值修正

采用表3 的試飛確定的Cp 值，利用公式（4），對靜壓源位置誤差進行修正后，結合首飛數據進行理論驗證，結果見表7。

表7 試飛Cp 前后數據對比

將表7 試飛Cp值修正后的氣壓高度Hbc 與首飛的GPS 高度HG、無線電高度Hw進行對比，見表8。

表8 修正后的Hbc 與HG、Hw 的對比

對比表6 和表8 可以看出，采樣試飛給出的Cp值,其修正效果比CFD 仿真的Cp值更接近真實值。

3.3 試飛結果

按試飛確定的Cp 值，利用公式（4），對靜壓源位置誤差進行修正。某型機就上述靜壓源位置誤差修正進行了科研試飛，試飛結果見表9 所示。

表9 試飛結果

從試飛結果可以看出，經試飛確定的Cp值修正后，在低空低速段，氣壓高度Hp 與GPS 高度Hg 的差值變小了；相對氣壓高度Hbc 與無線電高度Hw的差值也變小了，說明在經Cp值修正后氣壓高度越來越接近真實值。

4 結論

SSEC 工作是飛機大氣數據系統設計中的重要組成部分，直接影響飛機飛行空速及氣壓高度等大氣參數的精度。本文以某型機為原型，講述了機頭標準空速管靜壓源位置誤差修正過程，并經試飛驗證得出，經試飛得到的Cp 值修正后氣壓高度更接近真實值。