彈射座椅椅載空速感受系統(tǒng)氣動(dòng)修正研究

李 輝， 胡宇德， 楊登仿， 侯世峰

(1. 航宇救生裝備有限公司， 湖北 襄陽(yáng) 441003； 2. 駐航宇救生裝備有限公司空軍代表室， 湖北 襄陽(yáng) 441003)

彈射座椅椅載空速感受系統(tǒng)氣動(dòng)修正研究

李 輝1， 胡宇德1， 楊登仿1， 侯世峰2

(1. 航宇救生裝備有限公司， 湖北 襄陽(yáng) 441003； 2. 駐航宇救生裝備有限公司空軍代表室， 湖北 襄陽(yáng) 441003)

彈射座椅采用椅背靜壓采集， 由于椅載空速感受系統(tǒng)受到人-椅系統(tǒng)尾流場(chǎng)的影響， 彈射過程中氣動(dòng)參數(shù)的測(cè)量存在誤差. 通過對(duì)某型彈射座椅進(jìn)行高速和低速風(fēng)洞試驗(yàn)， 基于對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析得到了程控器總壓和靜壓感受值隨馬赫數(shù)變化的規(guī)律. 在此基礎(chǔ)上， 提出了基于迭代搜尋法的靜壓修正方法. 通過與彈射座椅測(cè)壓火箭撬滑跑試驗(yàn)測(cè)得的結(jié)果對(duì)比分析， 驗(yàn)證了提出的氣動(dòng)修正方法的正確性. 該修正方法提高了椅載空速感受系統(tǒng)的測(cè)量精度， 為該型座椅空速感受系統(tǒng)最終氣動(dòng)修正方案的科學(xué)制訂提供了理論依據(jù).

彈射座椅； 空速感受系統(tǒng)； 椅背尾流； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 氣動(dòng)修正

0 引 言

彈射救生是現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)在緊急情況下保證飛行員生命安全的重要手段[1]. 由于人-椅系統(tǒng)幾何外形為不規(guī)則鈍頭體， 其空間運(yùn)動(dòng)姿態(tài)繁雜， 導(dǎo)致人-椅系統(tǒng)的氣動(dòng)特性也極為復(fù)雜[2-4]. 人-椅系統(tǒng)繞流場(chǎng)匯聚著大量復(fù)雜的流動(dòng)， 椅背尾流也存在著比較嚴(yán)重的氣流分離[5-7]. 彈射救生系統(tǒng)椅載空速感受系統(tǒng)用來測(cè)量人-椅系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)過程中大氣總壓和靜壓， 從而推算得到其空速、 氣壓高度等參數(shù)， 這些參數(shù)是保證彈射救生成功的重要信息[8]. 彈射座椅椅載空速感受系統(tǒng)目前在采用椅背靜壓采集時(shí)， 由于椅載空速感受系統(tǒng)位于人-椅系統(tǒng)尾流場(chǎng)中， 尾流場(chǎng)中復(fù)雜的氣流對(duì)椅載靜壓感受系統(tǒng)會(huì)產(chǎn)生干擾， 導(dǎo)致靜壓測(cè)量值與當(dāng)?shù)氐臉?biāo)準(zhǔn)靜壓值會(huì)產(chǎn)生一定的誤差[9]. 隨著高原彈射救生需求的發(fā)展， 對(duì)彈射座椅運(yùn)動(dòng)過程中空速及氣壓高度提出了更高的要求. 要提高飛行高度和速度的精度， 就必須對(duì)靜壓值進(jìn)行修正. 張鵬等[10]采用曲面響應(yīng)法計(jì)算得到飛機(jī)靜壓源誤差回歸模型. 鄭劉等[11]設(shè)計(jì)了一種氣動(dòng)補(bǔ)償空速管， 并對(duì)其氣動(dòng)補(bǔ)償特性進(jìn)行了計(jì)算分析和試驗(yàn)研究. 郭婷[12]從工程實(shí)踐出發(fā)， 分析了靜壓源誤差的影響因素， 對(duì)氣動(dòng)補(bǔ)償法和計(jì)算機(jī)補(bǔ)償法進(jìn)行了比較研究. Péter Bauer等[13]基于線性是不變模型， 提出了一種空速估計(jì)算法.

本文對(duì)彈射座椅進(jìn)行高速和低速風(fēng)洞試驗(yàn)和火箭撬測(cè)壓滑跑試驗(yàn)， 得到了程控器總壓和靜壓感受值隨馬赫數(shù)變化的規(guī)律. 基于空氣動(dòng)力學(xué)理論分析， 得到了椅背靜壓測(cè)量值誤差與馬赫數(shù)之間的定量關(guān)系. 在此基礎(chǔ)上， 提出了基于迭代搜尋法的靜壓修正方法， 提高了椅載空速感受系統(tǒng)的測(cè)量精度.

1 氣動(dòng)理論

由空氣動(dòng)力學(xué)理論可知針對(duì)不可壓縮流(包括低速流動(dòng)的空氣)， 其總壓Pt、 靜壓Ps與馬赫數(shù)M的關(guān)系可由以下計(jì)算公式確定[14]：

亞音速情況下，M≤1， 有

而對(duì)于可壓縮流， 其總壓、 靜壓與馬赫數(shù)的關(guān)系則由以下計(jì)算公式確定：

超音速情況下，M>1， 有

式中：k為絕熱指數(shù)， 對(duì)于空氣k=1.4.

2 椅載空速感受系統(tǒng)氣動(dòng)修正方法

2.1 修正方法

某型座椅椅載空速感受系統(tǒng)靜壓測(cè)量點(diǎn)位于座椅的后背， 即處于座椅尾流區(qū)中. 由于受到尾流的影響， 感受的靜壓值要低于真實(shí)的來流靜壓. 根據(jù)氣動(dòng)力理論分析可知， 兩者之間的差別會(huì)隨著馬赫數(shù)的增加而增加. 因此由測(cè)量的總壓和靜壓換算得到的馬赫數(shù)也就會(huì)與真實(shí)來流馬赫數(shù)不同， 對(duì)此必須進(jìn)行感受靜壓的修正.

式中：α為靜壓修正系數(shù)；Ps1為測(cè)量靜壓；P∞為真實(shí)靜壓.

由式(3)和式(4)可知， 測(cè)量靜壓Ps1與修正系數(shù)α有關(guān)， 而α又與馬赫數(shù)M有關(guān). 因此， 無(wú)法直接求得真實(shí)的靜壓P∞和馬赫數(shù)M. 本文采用迭代搜尋的方法進(jìn)行修正. 按馬赫數(shù)確定搜尋范圍， 步驟如下：

1) 確定靜壓的測(cè)量值Ps1為靜壓搜尋下限(P∞)min. 由總壓和靜壓的測(cè)量值， 根據(jù)氣流性質(zhì)， 按式(1)或(2)計(jì)算馬赫數(shù)的搜尋上限Mmax.

2) 由馬赫數(shù)的上限Mmax按式(3)計(jì)算α. 由于靜壓修正系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增加而減小， 式(3)計(jì)算所得到的αmin為最小， 從而得到的靜壓的最大值(P∞)max=Ps1/αmin.

3) 比較(P∞)max和地面大氣壓P0. 如果(P∞)max>P0， 則取P0為靜壓搜尋上限， 否則取(P∞)max為靜壓搜尋上限.

4) 由靜壓搜尋上限(P∞)max， 按式(1)或(2)計(jì)算馬赫數(shù)， 得到馬赫數(shù)的搜尋下限Mmin. 如果Mmax-Mmin<ΔM臨界, 則取M有效=(Mmax+Mmin)/2為有效值來計(jì)算速度， 否則在Mmax和Mmin之間搜尋.

6) 如果M11-M1<0， 則取M2=M11+0.618×(M1-M11)； 如果M11-M1>0， 則取M2=M1+0.618×(M11-M1). 重復(fù)以上步驟， 直到獲得正確的有效值M有效.

7) 由M有效按函數(shù)式(3)計(jì)算α有效， 可得到(P∞)有效來計(jì)算高度H.

2.2 椅背測(cè)量靜壓與馬赫數(shù)的關(guān)系試驗(yàn)研究

由氣動(dòng)修正迭代法可知， 要想根據(jù)程控器感受的總、 靜壓迭代計(jì)算出準(zhǔn)確的靜壓值， 并由此換算出準(zhǔn)確的高度H， 必須首先得到程控器靜壓修正系數(shù)α與馬赫數(shù)M的定量關(guān)系， 即α=f(M).

為此， 對(duì)彈射座椅進(jìn)行了一系列的高、 低速風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn). 低速吹風(fēng)試驗(yàn)分別進(jìn)行了來流馬赫數(shù)為0.3， 0.4， 0.5， 攻角為17°， 22°， 27°， 側(cè)滑角為15°， 0°， -15°情況下的試驗(yàn). 高速吹風(fēng)試驗(yàn)分別進(jìn)行了馬赫數(shù)為0.6， 0.8， 1.0， 1.2， 1.5， 攻角為17°， 22°， 27°， 側(cè)滑角為15°， 0°， -15°情況下的試驗(yàn). 座椅風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)安裝如圖 1 所示. 通過對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析， 得到了程控器椅背靜壓偏差隨馬赫數(shù)M的氣動(dòng)曲線如圖 2 所示.

圖 1 彈射座椅風(fēng)洞試驗(yàn)Fig.1 Wind tunnel test of the ejection seat

圖 2 椅背靜壓隨馬赫數(shù)變化曲線Fig.2 The curve of the static pressure of seat back variation with the Mach number

2.3 椅載空速感受系統(tǒng)氣動(dòng)修正步驟

某型座椅椅載空速感受系統(tǒng)氣動(dòng)修正實(shí)施步驟如下： 首先進(jìn)行機(jī)上信號(hào)有效性的判斷， 根據(jù)椅載空速感受系統(tǒng)測(cè)得的總壓和靜壓分別進(jìn)行邊界條件和異常情況的判斷及處理. 然后根據(jù)程控器感受的總壓和靜壓查靜壓修正表， 得到相應(yīng)的靜壓修正值ΔPs1， 由(Ps1)程=Ps1+ΔPs1得到修正后的靜壓(Ps1)程， 再由總壓和修正后的靜壓(Ps1)程得到修正后的速壓qc. 然后， 由修正的高度H和速壓qc查表速修正表， 得到修正的彈射表速Vtf值， 根據(jù)Vtf值和修正的高度H查某型座椅氣動(dòng)減速時(shí)間表， 并按預(yù)先設(shè)定的時(shí)間完成射傘延時(shí).

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證修正方法的正確性， 進(jìn)行了彈射座椅測(cè)壓火箭橇滑跑試驗(yàn). 座椅測(cè)壓火箭橇滑跑試驗(yàn)共進(jìn)行了4次， 最大速度均為1 100 km/h. 為了更加真實(shí)地模擬座椅彈射出艙過程， 這4發(fā)火箭橇測(cè)壓滑跑試驗(yàn)將分別按彈射行程為0.7， 0.9， 1.2， 1.4 m. 將某型座椅安裝固定在火箭滑車飛機(jī)前機(jī)身艙段內(nèi)， 并全程采集和測(cè)量該座椅椅載空速感受系統(tǒng)總、 靜壓值. 火箭橇測(cè)壓滑跑試驗(yàn)中座椅在飛機(jī)前機(jī)身艙段內(nèi)的安裝和固定如圖 3 所示.

圖 3 彈射座椅火箭橇試驗(yàn)Fig.3 Rocket sled test of the ejection seat

3.2 數(shù)據(jù)分析

如圖 4 所示為彈射座椅火箭橇測(cè)壓試驗(yàn)速壓換算速度Vq曲線與火箭撬實(shí)測(cè)速度Vhc曲線對(duì)照?qǐng)D. 由曲線可知， 修正后的彈射座椅氣動(dòng)速度Vq與滑車速度Vhc吻合度較好. 如表 1 所示為修正后的某型座椅椅載空速系統(tǒng)測(cè)量靜壓和修正后的測(cè)量氣動(dòng)速度精度分析表.

圖 4 換算速度與實(shí)測(cè)速度對(duì)照Fig.4 The comparison between the calculation speed and the measurement speed

表 1 氣動(dòng)修正精度分析

由表 1 可知， 由于受人-椅系統(tǒng)尾流的影響， 椅載空速感受系統(tǒng)測(cè)得的靜壓測(cè)值比當(dāng)?shù)仂o壓標(biāo)準(zhǔn)值小， 誤差在0.5%～3.9%之間. 偏差量隨著滑車速度的增加而增加. 修正后的表速與試驗(yàn)測(cè)得的速度之間誤差在1.9%～8.0%之間. 由以上分析可知， 采用本文所述的修正方法修正后的彈射座椅椅載空速感受系統(tǒng)測(cè)得的靜壓值和氣動(dòng)速度值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間誤差較小， 說明修正方法是可行的.

4 結(jié) 論

某型彈射座椅采用的椅背靜壓采集的氣動(dòng)布局， 由于椅載空速感受系統(tǒng)受到人-椅系統(tǒng)尾流場(chǎng)的影響， 彈射過程中總壓和靜壓等氣動(dòng)參數(shù)的測(cè)量存在誤差. 對(duì)某型彈射座椅進(jìn)行高速和低速風(fēng)洞試驗(yàn)， 通過對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析得到了程控器總壓和靜壓感受值隨馬赫數(shù)變化的規(guī)律， 并提出了基于迭代搜尋法的靜壓修正方法. 通過與彈射座椅測(cè)壓火箭撬滑跑試驗(yàn)測(cè)得的結(jié)果對(duì)比分析， 驗(yàn)證了提出的氣動(dòng)修正方法的正確性.

通過開展椅載空速感受系統(tǒng)氣動(dòng)修正研究， 使得在隨后進(jìn)行的綜合鑒定試驗(yàn)中， 該型座椅空速感受系統(tǒng)的感受靜壓和感受速度的精度較原型座椅有了大幅度提高， 從而進(jìn)一步確保了后續(xù)開傘時(shí)機(jī)的控制精度， 滿足了高原彈射救生需求.

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Research on Aerodynamic Correction for Airspeed Sensing System of Ejection Seat

LI Hui1, HU Yu-de1, YANG Deng-fang1, HOU Shi-feng2

(1. AVIC Aerospace Life-support Industries Ltd., Xiangyang 441003, China；2. The Air Force Representatives Office of AVIC Aerospace Life-support Industries Ltd., Xiangyang 441003, China)

The airspeed sensing system of a certain ejection seat was arranged on its back. The influence of the wake flow on the aerodynamic parameter measurement is significant. The high speed and low speed wind tunnel test of the ejection seat were done. Based on the analysis of the test data, the variation of total pressure and static pressure of the programmable controller with the Maher number was obtained. Thus, a static pressure correction method based on iterative search was proposed. Through the comparative analysis of the correction result and the testing data of the ejection seat rocket sled test, the correctness of the correction method was verified. By using of this correction method, the measurement accuracy of the airspeed sensing system was improved greatly, which provides a theoretical basis for the scientific formulation of the final aerodynamic correction scheme of the seat air speed sensing system.

ejection seat; airspeed sensing system; wake flow; wind tunnel test; aerodynamic correction

2016-09-18

李 輝(1973-)， 男， 高級(jí)工程師， 碩士， 主要從事飛機(jī)彈射座椅的性能設(shè)計(jì)和可靠性設(shè)計(jì)的研究.

1673-3193(2017)02-0168-05

V244.21

A

10.3969/j.issn.1673-3193.2017.02.013