民用飛機靜壓孔氣動布局設計

楊 慧, 楊士普, 黃 頔, 孫一峰

(上海飛機設計研究院 總體氣動部, 上海 201210)

民用飛機靜壓孔氣動布局設計

楊 慧*, 楊士普, 黃 頔, 孫一峰

(上海飛機設計研究院 總體氣動部, 上海 201210)

民用飛機根據(jù)靜壓、總壓等基本測量參數(shù)，通過大氣數(shù)據(jù)計算機解算得到飛機飛行的高度、速度等，因此靜壓測量的精確度對飛機安全性至關重要，而靜壓孔的氣動布局直接關系到靜壓測量精度。對于亞聲速民機，機身表面靜壓孔測量靜壓主要受飛機馬赫數(shù)、迎角和構型的影響。根據(jù)CFD計算結果，采用均方差方法，確定飛機機身表面靜壓隨馬赫數(shù)和迎角變化不敏感的區(qū)域，結合飛機實際機體結構或其他設備布置的限制，確定了靜壓孔布局位置。采用風洞試驗方法，驗證靜壓孔測量特性，試驗測量襟縫翼、擾流板、起落架以及地面效應對靜壓孔測量的影響量，為飛機靜壓修正提供重要輸入。

民用飛機；靜壓孔；氣動布局；馬赫數(shù)；迎角；CFD；風洞試驗

0 引 言

飛機通過測量自身與大氣之間的作用力及飛機所在位置的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)(如靜壓和溫度等)，通過大氣數(shù)據(jù)計算機[1]處理得到飛機飛行參數(shù)，如飛行速度、高度、馬赫數(shù)和升降速度等。這些參數(shù)的準確性對飛機安全飛行至關重要，如1996年10月20日，由于地勤沒有去除機身上的靜壓孔護條，導致秘魯航空的603航班B757客機在秘魯利馬墜毀，機上乘客與機組人員共70人無一幸免。

大氣數(shù)據(jù)參數(shù)測量一般通過傳感器獲得，測量飛機靜壓所采用的傳感器主要有機身表面靜壓孔以及全靜壓管。本文研究的是常見于現(xiàn)役大中型亞聲速民用運輸類飛機的機身表面靜壓孔。

飛機靜壓孔測量自身當?shù)氐撵o壓，這與飛機所處高度層的環(huán)境靜壓具有一定的偏差，此偏差稱為位置誤差[2]。靜壓孔氣動布局的理想位置是位置誤差為0的機身位置，但靜壓孔的位置誤差受靜壓孔在機身上的安裝位置、馬赫數(shù)和氣流方向以及飛機構型變化的影響，因此即使選取最優(yōu)的安裝位置，位置誤差依然存在?？梢酝ㄟ^大氣數(shù)據(jù)計算機修正位置誤差，修正后采用靜壓計算得到的飛機高度和速度必須滿足民用飛機適航條款要求[3](CCAR-25.1323、CCAR-25.1325以及CCAR-91附錄D)。

國外已有不少文獻資料[4-9]對飛行器靜壓測量校準進行了研究，涉及了誤差源分析、測量裝置選取、安裝定位和試飛校準等方面的工作。國內(nèi)洪都航空集團湯黃華[10-11]對軍機機身靜壓孔的設計要求、選位安裝及檢驗試飛等進行了較全面的研究；錢國宇[12]等對突出機體外的氣動補償空速管進行了研究；孟博[13]對跨聲速、高超聲速的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(FADS)進行了研究。但針對民機靜壓孔靜壓管布局以及修正研究較少。

為降低飛機靜壓修正難度以及準確度，本文提出民機氣動布局設計的指導原則，根據(jù)CFD計算確定靜壓孔安裝位置，建立風洞試驗驗證的試驗方法，從而為大氣數(shù)據(jù)計算機的靜壓修正提供依據(jù)，具有較強的工程實踐意義。

1 靜壓孔氣動布局原則

機身靜壓孔一般布置在機頭和前機身上，且為了避免不同構型的影響，一般都布置在遠離機翼的地方。靜壓孔測量的靜壓ps與自由流的真實p∞之間的比值pr可以表征當?shù)仂o壓偏離環(huán)境靜壓的程度。

針對研究的亞聲速民機范疇內(nèi)，沿機身對稱面對稱安裝的靜壓孔pr主要受飛機馬赫數(shù)、迎角和構型的影響[14]。因此為保證靜壓修正的簡便性和準確性，靜壓孔氣動布局應盡量滿足以下3個氣動設計原則：

(1) 靜壓信號隨迎角信號變化不敏感，以減小迎角精度帶來的靜壓誤差；

(2) 靜壓信號隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律簡單，以降低修正過程的復雜性；

(3) 靜壓信號受側滑角的影響盡可能小，以降低飛機側滑時的靜壓誤差。

2 CFD計算與分析

2.1 計算網(wǎng)格與方法

針對某在研型號飛機的飛行包線，進行表1工況下的CFD計算。計算采用商用軟件ANSYS CFX，采用基于壓力的全隱式離散格式，SST湍流模型，計算網(wǎng)格如圖1所示[14]。

表1 計算工況Table 1 Mach and AOA for CFD simulation

2.2 計算結果

研究機身表面靜壓孔位置誤差對馬赫數(shù)和迎角的敏感度，將表1中CFD計算結果作為目標統(tǒng)計量進行統(tǒng)計處理。同一馬赫數(shù)，機身同一位置不同迎角下的結果作為一組統(tǒng)計樣本，計算其樣本方差，可以表征靜壓信號隨迎角信號變化的敏感度。同一迎角，機身同一位置不同馬赫數(shù)下的結果作為一組統(tǒng)計樣本，計算其樣本方差，可以表征靜壓信號隨馬赫數(shù)變化的敏感度。因為

式中:γ為比熱比，Cp為壓力系數(shù)。因此同一馬赫數(shù)下不同迎角下Cp結果的離散度可以表征pr隨迎角的敏感度，CpMa2的離散度可以表征pr隨馬赫數(shù)的敏感度。圖2和3分別給出Cp隨迎角變化和CpMa2隨馬赫數(shù)變化的樣本方差云圖[14]。圖中深藍色區(qū)域是符合靜壓孔布局氣動原則的理想?yún)^(qū)域。受飛機實際機體結構或其他設備布置的限制，初步確定靜壓孔布局位置。

3 風洞試驗

根據(jù)靜壓孔氣動布局原則確定的靜壓孔位置需要采用風洞試驗進行驗證。本文中風洞試驗研究靜壓孔測量靜壓隨迎角變化規(guī)律以及不同飛機構型對靜壓孔測量靜壓的影響。不同飛機構型對靜壓孔測量靜壓的影響量對大氣數(shù)據(jù)軟件中的靜壓修正(SSEC)具有重要的意義。

3.1 試驗風洞與模型

風洞試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所的FL-12低速風洞中進行。FL-12風洞為單回流式閉口試驗段低速風洞，試驗段長8m、寬4m、高3m，橫截面為切角矩形，試驗段中心截面有效面積10.72m2。試驗風速為70m/s，試驗壓力為常壓。 試驗模型為簡化的大部件機身+機翼模型，模型比例1:10，采用全金屬制成，主要由機身(含翼身整流)、機翼(KINK 以內(nèi)部分，含相應增升裝置)構成。模型擬采用單點腹部支撐方式進行試驗。試驗時具體測壓孔的分布如圖4。在此比例下，以平均氣動弦長為參考的試驗雷諾數(shù)為：2.05×106。試驗時具體測壓孔的分布見圖4。S1所在站位測壓孔個數(shù)為12，左右對稱分布，從上往下第3個測壓孔為S1靜壓孔所在位置；S2所在站位測壓孔個數(shù)為33，左右對稱分布，從上往下第5個測壓孔為S2靜壓孔所在位置。

3.2 試驗內(nèi)容

以巡航構型(基準)為試驗模型，進行測壓重復性試驗，獲得風洞試驗測量靜壓精度以及靜壓孔隨迎角變化規(guī)律。著陸構型下靜壓孔測量值與基準相比，獲得襟縫翼對靜壓孔的影響；模型內(nèi)側擾流板打開50°時靜壓孔測量值與基準相比較，獲得擾流板對靜壓孔的影響；起落架放下時靜壓孔測量值與基準相比較，獲得起落架對靜壓孔的影響；安裝地板，研究地效對靜壓孔測量值的影響。

本文試驗中所使用的迎角角度為0°、3°、6°、9°、12°和15°，下文以A1代替。

3.3 試驗結果

3.3.1 測壓重復性

試驗模型采用巡航構型(基準)，試驗狀態(tài)為AOA=A1，β=0°。試驗結果如圖5～7所示，圖5為S1靜壓孔站位所有測壓孔的測量數(shù)據(jù)，圖6為S2靜壓孔站位所有測壓孔的測量數(shù)據(jù)，圖7(a)為靜壓孔S1處的試驗結果，圖7(b)為靜壓孔S2處的試驗結果。對試驗結果進行處理，按下列方法計算風洞測壓

重復性精度

式中：num為一次測壓試驗所有有效測壓點個數(shù)；Cp1，Cp2為2次對比測壓試驗的壓力系數(shù)值。

其中，有效測壓點的判斷方法為求出2次對比測壓試驗所有測壓點差量的平均值，如果某一測壓點的差值小于平均值的5倍，則此點為有效測壓點。由此計算可得，風洞測壓重復性精度為0.0002。結果表明，測壓重復性較好，試驗具有較高的可靠性。

圖7表明靜壓孔S1和S2處壓力系數(shù)隨迎角變化規(guī)律簡單，后續(xù)對飛機大氣數(shù)據(jù)軟件進行修正補償，修正簡單可靠。

3.3.2 襟縫翼影響

試驗模型采用飛機著陸構型，試驗狀態(tài)為AOA=A1，無側滑。圖8為著陸構型與巡航構型下靜壓孔處靜壓測量值對比。從圖8中可以看出，與巡航構型相比，著陸構型對S1靜壓孔測量值隨迎角變化規(guī)律影響較??；對S2靜壓孔測量值隨迎角變化規(guī)律影響較大；這是由于靜壓孔S1位置遠離機翼，S2位置相對機翼較近，結果符合理論。按公式(3)計算可得，襟縫翼對S1站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0013，對S2站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0046。

Fig.8 Pressure variation with AOA at static ports (Landing vs. Cruise)

3.3.3 擾流板影響

模型內(nèi)側擾流板打開50°，研究擾流板對靜壓孔測量靜壓值的影響。試驗狀態(tài)為AOA=A1，無側滑，圖9為試驗結果。試驗結果表明，相比于巡航構型，內(nèi)側擾流板打開50°時，靜壓孔測量靜壓值變化較小，因此，本文研究的飛機靜壓修正無需進行擾流板修正。按公式(3)計算可得，擾流板對S1，S2站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0011。

Fig.9 Pressure variation with AOA at static ports (with Spoiler vs. Cruise)

3.3.4 起落架影響

為研究起落架放下對靜壓孔測量值的影響，試驗模型將前起落架放下，試驗狀態(tài)分別為AOA=A1，無側滑。圖10顯示了前起落架放下對靜壓孔測量值的影響。結果可以看出，起落架放下對S1靜壓測量影響較小，對S2靜壓測量影響較大。這是因為靜壓孔S1布置位置在機頭遠離起落架，而靜壓孔S2在機身，相對靠近起落架。按公式(3)計算可得，前起落架放下對S1站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0015，對S2站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0172。

Fig.10 Pressure variation with AOA at static ports (Landing Gear down vs. Cruise)

3.3.5 地效影響

研究地效對靜壓孔測量影響的試驗裝置見，試驗狀態(tài)為AOA=A1，無側滑，試驗結果如圖11所示。需要說明的是，定義飛機0高度為機翼根弦距地板高度為350mm。圖11中，AOA=15°時，由于迎角很大，地板與S2的距離較小，因此出現(xiàn)了跳變，結果不具有參考性。試驗結果表明地效影響較大。按公式(3)計算可得，H=0mm時，地面效應對S1站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0228，對S2站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0254；H=100mm時，地面效應對S1站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0224，對S2站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0243；H=200mm時，地面效應對S1站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0217，對S2站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0241；H=250mm時，地面效應對S1站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0212，對S2站位處測壓孔的壓強系數(shù)影響為0.0237。

Fig.11 Pressure variation with AOA at static ports (with Ground vs. Cruise)

3.3.6 小結

測壓試驗結果表明根據(jù)氣動設計原則，采用CFD工具確定的靜壓孔特性隨迎角變化規(guī)律簡單，這意味著飛機后續(xù)SSEC中關于迎角補償簡單和準確。飛機飛行中具有不同的構型，襟縫翼、擾流板、起落架以及地面效應均有可能對機身靜壓場產(chǎn)生影響，試驗得到影響量，采用大氣數(shù)據(jù)軟件進行補償。

4 結 論

(1) 飛機襟縫翼和擾流板會干擾靜壓孔，因此為避免此干擾過大，靜壓孔布置需距離飛機機翼一定的距離。遠離機翼處的靜壓孔可不進行襟縫翼和擾流板的影響修正。

(2) 靠近機身腹部的靜壓孔布局，采用大氣數(shù)據(jù)計算機進行靜壓源誤差修正時，起落架影響不可忽略。 (3) 飛機采用大氣數(shù)據(jù)計算機進行靜壓源誤差修正時，地效影響不可忽略。

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(編輯：楊 娟)

Design of civil aircraft’s static source aerodynamic layout

Yang Hui*, Yang Shipu, Huang Di, Sun Yifeng

(General Configuration & Aerodynamics Department, Shanghai Aircraft Design and Research Insitute, Shanghai 201210, China)

Civil aircraft obtains the flight height, speed, etc. by the air data computer with the measured static pressure, total pressure and other basic parameters as input. Therefore, the flight safety strongly depends on the accuracy of the static pressure measurement which is related to the aerodynamic layout of the static ports. For subsonic civil aircrafts, the pressures measured by static ports are mainly affected by the Mach number, angle of attack(AOA) and the configuration of the aircraft. Based on CFD results, the positions of static ports are determined by the mean square deviation method. The measurement characteristics of static ports and the disturbances on measurement due to the flap/slat, spoiler, landing gear and ground effect which are essential inputs for the static source error correction (SSEC) were obtained by wind tunnel tests.

civil aircraft;static port;aerodynamic layout;Mach number;angle of attack;CFD;wind tunnel

1672-9897(2017)04-0034-06

10.11729/syltlx20160109

2016-07-13;

2016-09-06

YangH,YangSP,HuangD,etal.Designofcivilaircraft’sstaticsourceaerodynamiclayout.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 34-38,58. 楊 慧, 楊士普, 黃 頔, 等. 民用飛機靜壓孔氣動布局設計. 實驗流體力學, 2017, 31(4): 34-38,58.

V221+.3

A

楊 慧(1987-)，女，江蘇南通人，工程師。研究方向：民用飛機大氣數(shù)據(jù)傳感器布局。通信地址：上海市浦東新區(qū)金科路5188號飛機設計研究院總體氣動部(201210)。E-mail: ya_ben_cool@126.com

*通信作者 E-mail: ya_ben_cool@126.com