運(yùn)輸機(jī)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(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

增升裝置是民用運(yùn)輸類飛機(jī)不可缺少的部件，其對運(yùn)輸機(jī)的起降性能和安全性有著重要的影響。隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)水平的發(fā)展，增升裝置的結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜。現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)增升裝置多采用前緣縫翼和后緣襟翼相結(jié)合的形式，前緣縫翼多為多組滑輪/滑軌組合形式結(jié)構(gòu)，后緣襟翼多為多支點(diǎn)支撐結(jié)構(gòu)。對于多組滑輪/滑軌組合形式及多支點(diǎn)支撐形式的結(jié)構(gòu)，其所在部件的結(jié)構(gòu)載荷在各支點(diǎn)之間的載荷分配復(fù)雜、多變，傳力路徑具有難以確定、不易捕捉等特點(diǎn)。這些結(jié)構(gòu)特點(diǎn)決定了傳統(tǒng)應(yīng)變測載方法不適用，只有采用飛行試驗(yàn)測量襟翼壓力分布來驗(yàn)證增升裝置的設(shè)計(jì)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(yàn)數(shù)據(jù)不僅能用于部件設(shè)計(jì)載荷驗(yàn)證，也可以通過壓力分布法進(jìn)行更多的氣動特性研究，能夠?yàn)樵O(shè)計(jì)驗(yàn)證、優(yōu)化提供更多的數(shù)據(jù)支持。

1 試驗(yàn)機(jī)及任務(wù)

試驗(yàn)機(jī)機(jī)翼為后掠下單的超臨界機(jī)翼，尾翼采用T型尾翼布局，發(fā)動機(jī)位于后機(jī)身兩側(cè)，所需測量的增升裝置包括前緣縫翼和后緣襟翼。單側(cè)前緣縫翼分為三段，由齒輪齒條運(yùn)動機(jī)構(gòu)驅(qū)動。后緣襟翼為富勒式后退襟翼，分為內(nèi)、外兩段，每段襟翼包括子翼和主翼，由滑軌運(yùn)動機(jī)構(gòu)驅(qū)動。本文對試驗(yàn)機(jī)的縫翼及內(nèi)外襟翼分別進(jìn)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(tǒng)的直接打孔法和測壓帶打孔法[1-2]。直接打孔法的優(yōu)點(diǎn)是技術(shù)成熟、可靠，測量精度有保證，缺點(diǎn)是對被試部件結(jié)構(gòu)造成的破壞無法修復(fù)，影響后續(xù)飛行；測壓帶打孔法需在被試部件結(jié)構(gòu)表面粘貼測壓帶，飛行維護(hù)工作量大。對于本研究的試驗(yàn)機(jī)而言發(fā)動機(jī)采用尾吊布局的，測壓帶在飛行中脫落后會吸入發(fā)動機(jī)影響飛行安全。

2.1 測量方法

綜合測試需求和被試部件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，在直接打孔法的基礎(chǔ)上引入與原機(jī)增升裝置氣動外形、連接形式一致的全尺寸試驗(yàn)件，在試驗(yàn)件上進(jìn)行打孔實(shí)現(xiàn)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(nèi)部測壓系統(tǒng)改裝的縫翼與襟翼替換原件進(jìn)行飛行試驗(yàn)，任務(wù)完成后再恢復(fù)原件。此方法在滿足測量精度的前提下還具有以下優(yōu)點(diǎn)：1)直接開孔，結(jié)構(gòu)表面無凸出的粘貼物，飛行中不會對發(fā)動機(jī)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(yàn)機(jī)，可縮短試飛周期；3)進(jìn)行同步設(shè)計(jì)，拆除試驗(yàn)件中的防冰管道，避免高溫環(huán)境影響；4)為掃描閥模塊前置安裝創(chuàng)造條件，縮短測壓管路長度，減小氣路延遲。

2.2 測試設(shè)備

本次飛行試驗(yàn)采用掃描閥DSM3400測壓系統(tǒng)進(jìn)行壓力分布測量，該系統(tǒng)主要包括測壓系統(tǒng)機(jī)柜和壓力掃描閥等。圖1所示的是測壓系統(tǒng)組成示意圖。

圖1 DSM3400測壓系統(tǒng)組成示意圖

測壓系統(tǒng)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(jié)構(gòu)內(nèi)部的掃描閥模塊，模塊(ZOC22)內(nèi)集成有32個壓力傳感器，可將所感受的壓力轉(zhuǎn)換為模擬量發(fā)送給系統(tǒng)機(jī)柜，最終發(fā)送至機(jī)載記錄設(shè)備，實(shí)現(xiàn)與其他飛行參數(shù)的同步。

圖2 DSM3400測壓系統(tǒng)工作原理示意圖

3 測試改裝

該飛機(jī)壓力分布測量需進(jìn)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(yàn)件設(shè)計(jì)、試驗(yàn)件架內(nèi)改裝、試驗(yàn)件換裝、測壓系統(tǒng)機(jī)上改裝等主要工作。在試驗(yàn)件設(shè)計(jì)時，考慮掃描閥模塊、電氣管路安裝及使用等因素，在試驗(yàn)件上設(shè)計(jì)模塊固定支架，取消縫翼試驗(yàn)件內(nèi)部防冰管路的設(shè)計(jì)。共完成縫翼6個剖面、襟翼7個剖面測試改裝。測點(diǎn)分布設(shè)計(jì)時，在前緣根據(jù)結(jié)構(gòu)可實(shí)施性進(jìn)行加密布置。每個測壓孔對應(yīng)一個測壓通道，配套連接一根不銹鋼質(zhì)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(shí)現(xiàn)，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(yàn)件實(shí)物。

圖3 襟翼測點(diǎn)分布示意圖

圖4 測壓改裝實(shí)物圖

4 飛行試驗(yàn)

本文中給出了典型機(jī)動狀態(tài)下的襟縫翼壓力分布飛行試驗(yàn)結(jié)果，主要飛行動作包括穩(wěn)定平飛、機(jī)動平衡等。為保證測壓孔的有效性，飛行安排在晴朗天氣進(jìn)行且機(jī)動動作不在云區(qū)開展。

4.1 穩(wěn)定平飛

由圖5可知，巡航構(gòu)型下，在高度相同，馬赫數(shù)、機(jī)身迎角相近的條件下，縫翼弦向壓力分布結(jié)果接近，數(shù)據(jù)重復(fù)性良好。同時，馬赫數(shù)與迎角同時偏大的狀態(tài)下對應(yīng)分布曲線包絡(luò)面積也較大，表明測壓結(jié)果與飛行參數(shù)相容，數(shù)據(jù)規(guī)律性良好。

圖5 巡航構(gòu)型穩(wěn)定平飛縫翼2#剖面壓力分布

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

圖6 巡航構(gòu)型穩(wěn)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(gòu)型下，機(jī)身迎角相近，高度、馬赫數(shù)存在較大差異時的襟翼2#剖面壓力分布結(jié)果。由圖7可知，襟翼卡位(偏角)對其壓力分布結(jié)果影響最為顯著；隨著襟翼偏角增加，其壓力分布包絡(luò)面積明顯增大，增升效果顯著。

圖7 2、3、4卡位穩(wěn)定平飛襟翼2#剖面壓力分布

4.2 機(jī)動平衡

由圖8可知，在機(jī)身迎角遞增的機(jī)動平衡過程中，縫翼同一剖面的壓力分布結(jié)果呈現(xiàn)出同樣的增加趨勢，規(guī)律顯著。

圖8 2卡位機(jī)動平衡時縫翼2剖面壓力分布

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

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

5 結(jié)論

a)使用集成測試設(shè)備的試驗(yàn)件打孔法成功獲取了某型飛機(jī)增升裝置壓力分布試飛數(shù)據(jù)；

b)試驗(yàn)件打孔法可實(shí)現(xiàn)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(shí)施性。不足是僅能進(jìn)行穩(wěn)態(tài)壓力測量；

圖9 2卡位機(jī)動平衡時襟翼2剖面壓力分布

c)該方法可應(yīng)用于民機(jī)增升裝置壓力分布測量試飛。