飛行器大氣數(shù)據(jù)傳感器布局分析設(shè)計(jì)

陶建偉，張忠能

0 引言

大氣數(shù)據(jù)是飛行器最基本的飛行參數(shù)，因?yàn)轱w行器需要依賴于周圍大氣提供的升力才能飛行。而當(dāng)今的飛行器，由于需要更好的飛行品質(zhì)和更高的安全性，駕駛員不僅極度關(guān)心飛行器的高度、空速等基本的位置和運(yùn)動(dòng)參數(shù)，還需要大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)提供修正氣壓、馬赫數(shù)、真空速、總溫、靜溫、升降速度、全壓、靜壓、最大空速Vmo、最大馬赫數(shù)Mmo等參數(shù)，并且必須確保這些參數(shù)的精確、可靠，否則，丟失尤其是錯(cuò)誤的大氣數(shù)據(jù)指示，對(duì)飛行器來說是災(zāi)難性的。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)通過安裝在飛行器表面的多個(gè)探頭感知機(jī)身周圍氣流壓力、溫度等信息，經(jīng)過相應(yīng)解算得到各種與大氣數(shù)據(jù)相關(guān)的飛行參數(shù)。良好的大氣數(shù)據(jù)傳感器安裝位置，對(duì)于提高整個(gè)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的測(cè)量精度和在不同飛行條件下的性能穩(wěn)定性，具有非常重要的作用，也會(huì)大大降低后面空速校準(zhǔn)的難度。

大氣數(shù)據(jù)傳感器在飛行器上的布局既要考慮飛行器的氣動(dòng)外形，也要綜合考慮其他傳感器（如防冰探頭）或機(jī)外設(shè)備（艙門、蒙皮對(duì)接處臺(tái)階）對(duì)飛行器表面流場(chǎng)的影響，同時(shí)還需考慮從飛行器表面探頭取壓點(diǎn)到傳感器的引氣管路以及積水和結(jié)冰情況等。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器布局技術(shù)涉及傳感、測(cè)量與氣動(dòng)等多個(gè)專業(yè)方向，技術(shù)復(fù)雜程度高，是民用飛行器研制中，需要解決的重要問題之一。因此，在開展民用飛行器研制過程中，對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器在機(jī)上布局開展研究，通過計(jì)算機(jī)仿真和輔助手段，科學(xué)地分析全壓靜壓傳感器測(cè)量區(qū)域的流場(chǎng)狀態(tài)，確定傳感器的安裝位置，對(duì)于民用飛行器的研制具有一定的現(xiàn)實(shí)意義。

1 大氣數(shù)據(jù)傳感器

飛行器在飛行中，空氣相對(duì)于飛行器就產(chǎn)生了氣流?？諝庠诹鲃?dòng)過程中，其分子一方面，作不規(guī)則的分子熱運(yùn)動(dòng)，另一方面，順氣流方向作規(guī)則的運(yùn)動(dòng)。這兩種運(yùn)動(dòng)有聯(lián)系，又有區(qū)別，在一定條件下可以相互轉(zhuǎn)化。氣流相對(duì)于飛行器運(yùn)動(dòng)時(shí)，在正對(duì)氣流運(yùn)動(dòng)方向的飛行器表面上，氣流完全受阻，速度降低到零。在這種條件下，氣流分子的規(guī)則運(yùn)動(dòng)全部轉(zhuǎn)化為分子熱運(yùn)動(dòng)。與此相應(yīng)，氣流的動(dòng)能全部轉(zhuǎn)化為壓力能和內(nèi)能，因此，空氣的溫度升高、壓力增大。這個(gè)壓力叫全受阻壓力，簡(jiǎn)稱全壓。氣流未被擾動(dòng)處的壓力，為大氣壓力，叫做靜壓，可以用來計(jì)算飛行器高度。全壓和靜壓之差叫做動(dòng)壓，可以用來計(jì)算飛行器的空速。

在飛行器上有專門收集全壓的探頭，叫做全壓探頭（空速管）；有專門收集靜壓的傳感器，一般直接安裝在機(jī)身側(cè)面的蒙皮上，叫做機(jī)身靜壓孔，也有集成在空速管的側(cè)面，則該空速管就稱為全靜壓探頭。

由于全壓和靜壓傳感器在大氣數(shù)據(jù)傳感器中最為關(guān)鍵，安裝要求也最高，本文主要討論的大氣數(shù)據(jù)傳感器即全壓和靜壓傳感器。其余總溫傳感器、攻角傳感器等安裝要求較低，定位方法也類似，因此不再做詳細(xì)闡述。

2 大氣數(shù)據(jù)傳感器安裝要求的理論分析

首先，根據(jù)第二章的介紹，全壓探頭工作原理，是用來收集正對(duì)飛行器來流方向的全受阻壓力，因此全壓探頭的安裝角度應(yīng)該正對(duì)來流方向。第二，全壓探頭收集的全受阻壓力，應(yīng)該盡量保持飛行器與正對(duì)的來流壓力一致，這樣才能使收集的全壓代表飛行器真實(shí)的全壓，考慮到飛行器的實(shí)際情況，即應(yīng)盡可能不受附面層、舵面、整流罩、起落架艙門、著陸襟翼以及從機(jī)身排除的液體或類似情況的影響。第三，飛行器在實(shí)際飛行中，會(huì)有不同的飛行姿態(tài)，比如有不同的攻角、側(cè)滑角，而全壓探頭的安裝位置和角度在飛行器上是固定的，這就要求該安裝位置氣流方向?qū)τ诠ソ呛蛡?cè)滑角變化不敏感，至少應(yīng)該在全壓探頭可以忍受的測(cè)量誤差范圍內(nèi)。

而對(duì)于靜壓孔的安裝，根據(jù)其工作原理，對(duì)于氣流與全壓正好相反，需要安裝在氣流側(cè)向。由于靜壓孔需要收集代表飛行器飛行層的未受擾動(dòng)的大氣層壓力，因此靜壓孔安裝位置，應(yīng)該由于飛行器相對(duì)空氣運(yùn)動(dòng)而產(chǎn)生的氣流擾動(dòng)作用所受的影響越小越好。由此可見，和全壓探頭一樣，靜壓孔的安裝位置的氣流，也不能受其其他設(shè)備和探頭的干擾。另外，由于靜壓孔固定在飛行器上，其安裝位置處的壓力應(yīng)降低對(duì)飛行器攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)（其壓縮效應(yīng)可能會(huì)對(duì)壓力產(chǎn)生影響）變化的影響，或者至少是穩(wěn)定變化的。

由上述分析可見，除了安裝方式不同（氣流壓力相對(duì)朝向），實(shí)際上安裝位置對(duì)于氣流不受擾動(dòng)以及對(duì)于飛行器姿態(tài)變化不敏感等的要求，全壓探頭和靜壓孔的安裝要求是幾乎一樣的。而實(shí)際上，靜壓對(duì)于擾動(dòng)的敏感性遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于全壓（可以想象，在高速運(yùn)動(dòng)的飛行器上測(cè)量該高度完全靜止大氣壓力是非常困難的），任何微小的干擾或者姿態(tài)甚至速度的變化，都會(huì)導(dǎo)致靜壓的變化。因此如何確定機(jī)身靜壓孔的安裝位置，就成了關(guān)鍵。前面介紹過，有些飛行器的靜壓孔，集成在全靜壓探頭側(cè)面上，因此選擇全靜壓探頭的安裝位置，實(shí)際上也主要是優(yōu)先保證靜壓孔的安裝要求，兼顧全壓的安裝要求。

以下就從靜壓孔安裝要求的角度，提供選擇飛行器上全靜壓探頭位置的方法（機(jī)身靜壓孔選擇位置的方法是類似的，只是由于其一般直接安裝在機(jī)身蒙皮上，選擇和分析的區(qū)域一般是前機(jī)身）。

3 全靜壓探頭的定位方法

大氣靜壓定義為飛行器前方無限遠(yuǎn)處的來流靜壓即當(dāng)?shù)卮髿鈮毫Γ肞∞表示，則壓力系數(shù)Cp定義為：

整理得：

Pi=P∞+ Cp·q;

當(dāng)Cp=0時(shí)，Pi=P∞，誤差為零；

當(dāng) Cp≠0 時(shí)，Pi=P∞+ Cp·q，誤差為 Cp·q，

只要將誤差降低到允許范圍內(nèi)，便可得到相對(duì)真實(shí)的大氣靜壓。

根據(jù)2章的分析靜壓孔位置選擇有以下兩個(gè)基本原則：

（1）受迎角影響應(yīng)盡可能小，最好是所選位置反映的壓力系數(shù)不隨迎角變化，則其修正誤差將不隨迎角而變，修正更加科學(xué)。

（2）應(yīng)盡量反映實(shí)際來流靜壓，即使選擇位置上的壓力系數(shù)盡可能接近于零，如果不可能為零，可以進(jìn)行修正。

根據(jù)上述分析，Cp值實(shí)際上就是反映靜壓孔測(cè)得的靜壓Pi和來流靜壓P∞的關(guān)系，Cp值越小，測(cè)得的靜壓也就越接近真實(shí)靜壓。因此我們只要分析飛行器在不同的高度、姿態(tài)和馬赫數(shù)下，Cp值的范圍和變化情況，盡量選擇 Cp值接近于0和穩(wěn)定變化的區(qū)域。

我們一般采用計(jì)算機(jī)軟件仿真分析的方法來確定飛行器不同狀態(tài)下附近區(qū)域的Cp值。首先需要建模，我們將飛行器機(jī)頭、前機(jī)身以及機(jī)翼外形數(shù)模導(dǎo)入CFD分析軟件，計(jì)算以下典型飛行器構(gòu)型下附近區(qū)域的CFD值（具體數(shù)值需根據(jù)該型號(hào)飛行器的飛行包線確定）。

我們根據(jù)實(shí)際飛行器結(jié)構(gòu)的情況，挑選可能安裝全靜壓探頭的區(qū)域。構(gòu)型下算得的結(jié)果，如表1所示：

表1 建議的CFD計(jì)算構(gòu)型

挑選該區(qū)域內(nèi)網(wǎng)格點(diǎn)的Cp值，進(jìn)行對(duì)比分析。注意這些網(wǎng)格點(diǎn)的選取不是直接在飛行器蒙皮的理論外形上的，而是距離飛行器蒙皮理論外形向外80mm左右的距離（本案例中靜壓孔集成在全靜壓探頭上，該飛行器全靜壓探頭的高度是80mm，如果是選取機(jī)身上的靜壓孔位置，則直接選取蒙皮理論外形的點(diǎn)）。

將表1中所有構(gòu)型狀態(tài)下的網(wǎng)格點(diǎn)的Cp值進(jìn)行對(duì)比分析，就得到了目前區(qū)域隨高度、攻角、馬赫數(shù)的Cp變化關(guān)系。我們選取了Cp值較小且穩(wěn)定變化的點(diǎn)【坐標(biāo)為FS（航向）=2167，WL（水平）=446，橫向坐標(biāo)和蒙皮理論外形相交】，作為全靜壓探頭安裝的點(diǎn)。

經(jīng)過圖譜分析，我們選取的點(diǎn)隨馬赫數(shù)、攻角變化都比較平緩，位置比較理想。

由于在飛行器左側(cè)有兩個(gè)全靜壓探頭，同時(shí)需要考慮兩個(gè)探頭之間的位置關(guān)系，不相互影響，因此我們又選取了另一個(gè)探頭的位置【FS=1924，WL=223，橫向坐標(biāo)和蒙皮理論外形相交】，經(jīng)過從CFD流線分析可以確定，兩個(gè)探頭之間沒有相互影響。

而實(shí)際上，還要考慮其他飛行器上的探頭（如防冰探頭，攻角傳感器等）不能對(duì)全靜壓探頭的流暢產(chǎn)生影響。根據(jù)巡航狀態(tài)下流線的方向，我們確定了全壓靜壓探頭的朝向?yàn)樗矫嫦蛳?6°。CFD的數(shù)據(jù)盡管最終需要風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證才能所為正式的數(shù)據(jù)，但對(duì)于初期飛行器設(shè)計(jì)非常重要，特別是飛行器首飛時(shí)，往往以CFD數(shù)據(jù)為準(zhǔn)，這對(duì)于計(jì)算機(jī)仿真分析來說，也有了實(shí)際的意義。

4 總結(jié)

本文主要對(duì)大氣數(shù)據(jù)傳感器的原理作了介紹，并提供了系統(tǒng)設(shè)計(jì)中一種利用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）軟件定位大氣數(shù)據(jù)傳感器的方法。大氣數(shù)據(jù)傳感器定位需要考慮和面臨的問題還有很多，比如防冰，鳥撞、飛行器結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)、RVSM對(duì)周圍蒙皮平整度的要求等，限于篇幅這里不再贅述。

計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)對(duì)與航空領(lǐng)域的促進(jìn)是有目共睹的。小到仿真運(yùn)算和分析，大到無紙化的數(shù)模加工、生產(chǎn)和裝配，大大減少了設(shè)計(jì)的成本，縮短的飛行器研制的時(shí)間，并使設(shè)計(jì)和分析的結(jié)果更加可靠。

[1]王勇、于宏坤，《機(jī)載計(jì)算機(jī)系統(tǒng)》，[M]北京國(guó)防工業(yè)出版社，2008年4月

[2]王成豪，《航空儀表》，[M]北京科學(xué)出版社，1992年2月

[3]肖建德，《大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)》，[M]北京國(guó)防工業(yè)出版社，1992年7月

[4]FAR 25 - Airworthiness Standards, Transport Category Airplanes

[5]TSO-C16A, Airspeed Tubes (Electrically Heated)

[6]ARINC 701 Air data Computer System

[7]瞿建平，《微機(jī)原理及在飛行器上的應(yīng)用》，[M]北京國(guó)防工業(yè)出版社，1993年7月