運輸機增升裝置壓力分布測量方法研究

劉 藤，閆文輝，李少鵬

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

增升裝置是民用運輸類飛機不可缺少的部件，其對運輸機的起降性能和安全性有著重要的影響。隨著飛機設計水平的發展，增升裝置的結構越來越復雜。現代運輸機增升裝置多采用前緣縫翼和后緣襟翼相結合的形式，前緣縫翼多為多組滑輪/滑軌組合形式結構，后緣襟翼多為多支點支撐結構。對于多組滑輪/滑軌組合形式及多支點支撐形式的結構，其所在部件的結構載荷在各支點之間的載荷分配復雜、多變，傳力路徑具有難以確定、不易捕捉等特點。這些結構特點決定了傳統應變測載方法不適用，只有采用飛行試驗測量襟翼壓力分布來驗證增升裝置的設計載荷。

增升裝置的壓力分布測量試飛可以直觀的得到部件上的壓力分布，試驗數據不僅能用于部件設計載荷驗證，也可以通過壓力分布法進行更多的氣動特性研究，能夠為設計驗證、優化提供更多的數據支持。

1 試驗機及任務

試驗機機翼為后掠下單的超臨界機翼，尾翼采用T型尾翼布局，發動機位于后機身兩側，所需測量的增升裝置包括前緣縫翼和后緣襟翼。單側前緣縫翼分為三段，由齒輪齒條運動機構驅動。后緣襟翼為富勒式后退襟翼，分為內、外兩段，每段襟翼包括子翼和主翼，由滑軌運動機構驅動。本文對試驗機的縫翼及內外襟翼分別進行壓力分布測量。

2 研究方法

目前，飛行中常用的壓力分布測量方法有基于掃描閥測壓系統的直接打孔法和測壓帶打孔法[1-2]。直接打孔法的優點是技術成熟、可靠，測量精度有保證，缺點是對被試部件結構造成的破壞無法修復，影響后續飛行；測壓帶打孔法需在被試部件結構表面粘貼測壓帶，飛行維護工作量大。對于本研究的試驗機而言發動機采用尾吊布局的，測壓帶在飛行中脫落后會吸入發動機影響飛行安全。

2.1 測量方法

綜合測試需求和被試部件結構特點，在直接打孔法的基礎上引入與原機增升裝置氣動外形、連接形式一致的全尺寸試驗件，在試驗件上進行打孔實現壓力分布測量。總體測試方案是：采用一副完成表面開孔和內部測壓系統改裝的縫翼與襟翼替換原件進行飛行試驗，任務完成后再恢復原件。此方法在滿足測量精度的前提下還具有以下優點：1)直接開孔，結構表面無凸出的粘貼物，飛行中不會對發動機造成安全隱患；2)增升裝置測壓專用件的改裝工作不占用試驗機，可縮短試飛周期；3)進行同步設計，拆除試驗件中的防冰管道，避免高溫環境影響；4)為掃描閥模塊前置安裝創造條件，縮短測壓管路長度，減小氣路延遲。

2.2 測試設備

本次飛行試驗采用掃描閥DSM3400測壓系統進行壓力分布測量，該系統主要包括測壓系統機柜和壓力掃描閥等。圖1所示的是測壓系統組成示意圖。

圖1 DSM3400測壓系統組成示意圖

測壓系統工作原理(圖2)是通過在測試表面或在其表面粘貼的測壓帶上開孔，將壓力信號引入安裝在結構內部的掃描閥模塊，模塊(ZOC22)內集成有32個壓力傳感器，可將所感受的壓力轉換為模擬量發送給系統機柜，最終發送至機載記錄設備，實現與其他飛行參數的同步。

圖2 DSM3400測壓系統工作原理示意圖

3 測試改裝

該飛機壓力分布測量需進行縫翼6個剖面、襟翼7個剖面測試改裝(圖3)。測試改裝工作包括試驗件設計、試驗件架內改裝、試驗件換裝、測壓系統機上改裝等主要工作。在試驗件設計時，考慮掃描閥模塊、電氣管路安裝及使用等因素，在試驗件上設計模塊固定支架，取消縫翼試驗件內部防冰管路的設計。共完成縫翼6個剖面、襟翼7個剖面測試改裝。測點分布設計時，在前緣根據結構可實施性進行加密布置。每個測壓孔對應一個測壓通道，配套連接一根不銹鋼質的探頭和測壓氣管，其中測壓探頭與蒙皮以及測壓孔的連接需借助固定基座來實現，以增加測壓氣管安裝可靠性。圖4所示的是完成測試改裝的襟翼測壓試驗件實物。

圖3 襟翼測點分布示意圖

圖4 測壓改裝實物圖

4 飛行試驗

本文中給出了典型機動狀態下的襟縫翼壓力分布飛行試驗結果，主要飛行動作包括穩定平飛、機動平衡等。為保證測壓孔的有效性，飛行安排在晴朗天氣進行且機動動作不在云區開展。

4.1 穩定平飛

由圖5可知，巡航構型下，在高度相同，馬赫數、機身迎角相近的條件下，縫翼弦向壓力分布結果接近，數據重復性良好。同時，馬赫數與迎角同時偏大的狀態下對應分布曲線包絡面積也較大，表明測壓結果與飛行參數相容，數據規律性良好。

圖5 巡航構型穩定平飛縫翼2#剖面壓力分布

由圖6可知，0卡位巡航構型下，在高度相同，馬赫數、機身迎角差異較大的條件下，襟翼弦向壓力分布結果整體差異不明顯。

圖6 巡航構型穩定平飛襟翼2#剖面壓力分布

圖7所示分別為2、3、4卡位巡航構型下，機身迎角相近，高度、馬赫數存在較大差異時的襟翼2#剖面壓力分布結果。由圖7可知，襟翼卡位(偏角)對其壓力分布結果影響最為顯著；隨著襟翼偏角增加，其壓力分布包絡面積明顯增大，增升效果顯著。

圖7 2、3、4卡位穩定平飛襟翼2#剖面壓力分布

4.2 機動平衡

由圖8可知，在機身迎角遞增的機動平衡過程中，縫翼同一剖面的壓力分布結果呈現出同樣的增加趨勢，規律顯著。

圖8 2卡位機動平衡時縫翼2剖面壓力分布

而圖9所示襟翼機動平衡壓力分布結果與縫翼規律不同，同一剖面的壓力分布結果并沒有隨迎角的增加而明顯改變。

結合上節內容可知，縫翼的壓力分布結果除了受卡位(偏度)影響外，迎角也是重要影響參數；而襟翼的壓力分布結果主要受卡位(偏度)影響，迎角的影響微弱。

5 結論

a)使用集成測試設備的試驗件打孔法成功獲取了某型飛機增升裝置壓力分布試飛數據；

b)試驗件打孔法可實現壓力分布模塊化測量，降低剖面間氣動延遲差異，提高測試改裝可實施性。不足是僅能進行穩態壓力測量；

圖9 2卡位機動平衡時襟翼2剖面壓力分布

c)該方法可應用于民機增升裝置壓力分布測量試飛。