民用飛機靜壓孔布局規(guī)律

周 峰,趙克良,張 淼,汪君紅

(上海飛機設計研究院,上海 201210)

民用飛機靜壓孔布局規(guī)律

周 峰*,趙克良,張 淼,汪君紅

(上海飛機設計研究院,上海 201210)

對民用飛機靜壓孔布局規(guī)律進行了研究。確定相關條例中靜壓孔的安裝使用要求，將其轉換成具體的設計分析技術指標；利用數(shù)值模擬方法對翼身組合體構型進行氣動計算，得到不同狀態(tài)下機身表面壓力分布；對機身表面壓力分布均方根進行分析，得到機身表面靜壓隨馬赫數(shù)、攻角變化較小的區(qū)域，定義為穩(wěn)壓線；將機身等直段等效為圓柱體，將來流分解為軸向平直流動和圓柱周向繞流，通過圓柱繞流Cp分布理論分析，獲得與計算結果一致的穩(wěn)壓線分布規(guī)律，表明穩(wěn)壓線分布規(guī)律的普適性。開展高低速測壓風洞試驗，對穩(wěn)壓線規(guī)律進行驗證，結果表明穩(wěn)壓線上壓力分布變化范圍趨近于0，試驗結果與CFD計算結果以及理論分析結果高度一致，證明了穩(wěn)壓線計算及分析方法合理、可行，靜壓孔布局規(guī)律的正確、普適。所得穩(wěn)壓線分布規(guī)律可為常規(guī)布局民用飛機靜壓孔布局提供直接參考。

靜壓孔；CFD；穩(wěn)壓線；圓柱繞流；規(guī)律

0 引 言

靜壓傳感器是飛機最為重要的大氣數(shù)據(jù)傳感器之一，為大氣數(shù)據(jù)計算機計算空速、氣壓高度等提供靜壓參數(shù)。靜壓孔是飛機航電系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)的重要輸入[1]，直接關系到飛機飛行性能以及安全。另一方面，靜壓孔的性能直接關系到空速校準的精度及進度，而空速校準試飛是所有型號飛機試飛的前置科目和基礎。隨著民機市場日益激烈的競爭，各航空公司對民機性能、運營能力以及飛行安全的要求不斷提高，這對靜壓孔的測量精度提出越來越高的要求。

靜壓孔目前主要有兩種形式，即皮托管式和機身齊平式。皮托管式靜壓孔布置在皮托管的側壁，該形式的靜壓孔受干擾因素較多[2-3]，對皮托管的設計、安裝位置、靜壓孔在皮托管上的開孔位置要求很高，在使用時需要通過復雜的補償對靜壓進行修正[4-5]。齊平式靜壓孔安裝在機身表面，與機身蒙皮齊平，相對于皮托管式靜壓孔受氣流影響較小。目前在民用飛機領域皮托管式靜壓孔已逐漸被齊平式靜壓孔所代替，主流民用飛機均采用齊平式靜壓孔，如波音B737-800、B737-MAX、B787以及空客A320/330/340/350系列等。即便如此，受機身攻角以及來流速度變化的影響，齊平式靜壓孔所測靜壓也可能會與來流靜壓有一定的差量，我們將此差量稱作靜壓源誤差(SSE,Static Source Error)。國軍標GJB 1623-93[4]及運輸類飛機適航標準CCAR25部[5]對靜壓源誤差及安裝提出明確要求，在實際使用過程中一般通過氣動補償對靜壓源進行修正[4-5]。

靜壓孔的安裝位置直接影響靜壓源誤差，理想的靜壓孔安裝位置會大大降低甚至消除靜壓源誤差。

國外主要飛機制造商針對靜壓孔安裝定位的技術已相當成熟，波音公司、空客公司在此方面都有豐富并系統(tǒng)的經(jīng)驗積累，但作為一項關鍵技術，很少有靜壓孔安裝定位方面的研究資料公開發(fā)表。

國內(nèi)在靜壓孔安裝定位方面的研究較少。湯黃華[6]通過模型簡化，對規(guī)則旋成體上靜壓孔的安裝定位進行理論分析，得到旋成體沿徑向及周向的理想安裝位置。姚宗信等對嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感器的測量位置進行研究[7]。其他相關論文主要針對靜壓源的測量[8-9]、系統(tǒng)設計[10-11]、修正[12]、算法[13-14]以及其他大氣數(shù)據(jù)傳感器的安裝[15]問題進行研究，缺乏對靜壓孔安裝位置的系統(tǒng)研究。

本文采用CFD計算分析以及簡化模型理論分析方法，對靜壓孔布局規(guī)律進行研究。通過均方根統(tǒng)計方法以及圓柱繞流壓力系數(shù)分布理論分析，以期得到統(tǒng)一的靜壓孔布局一般規(guī)律。開展高低速測壓風洞試驗對靜壓孔布局規(guī)律進行驗證，以證明規(guī)律的正確性、普適性。

1 設計要求及分析

GJB 1623-93《總靜壓系統(tǒng)設計和安裝通用規(guī)范》3.2.3節(jié)中對靜壓位置誤差提出明確要求：靜壓位置誤差(Δp/q)的容限，當飛機在干凈外形和所有重量范圍內(nèi)其容限不應超出圖1的規(guī)定。如果位置誤差值在曲線B內(nèi)而不在曲線A內(nèi)，則必須用大氣數(shù)據(jù)計算機或其他方法進行補償。若位置誤差值完全在曲線A內(nèi)，可以不用大氣數(shù)據(jù)計算機進行補償。

運輸類飛機適航條例CCAR25-R4 25.1325(e)條也對靜壓系統(tǒng)的設計及安裝主要性能要求如下：每個靜壓系統(tǒng)的設計和安裝必須使在海平面標準大氣下所指示的氣壓高度的誤差每100節(jié)不超過±10 m(30英尺)，速度小于100節(jié)時，氣壓高度誤差允許為±10 m(30英尺)。將要求轉換成壓力系數(shù)誤差如圖1所示。

圖1 靜壓源誤差要求Fig.1 Requirement of static source error

以上是國軍標及適航條款對靜壓源安裝的主要要求，其有兩方面的含義，首先是理想情況下，飛機全包線范圍內(nèi)靜壓孔所測靜壓與來流靜壓一致；第二方面，工程實際中，允許靜壓孔所測靜壓與來流靜壓存在一定的差量，即靜壓源誤差(SSE)，該差量在全包線范圍內(nèi)不超過所指定的量化要求。

根據(jù)以上分析，將靜壓孔安裝要求轉換成如下兩個層次的設計技術指標，即全飛行包線內(nèi)滿足以下要求：

a)Cp=0；

b)Cp誤差滿足圖1靜壓源誤差要求。

2 氣動計算

2.1 計算模型及網(wǎng)格

以某支線客機為例，采用翼身組合體模型進行分析。計算網(wǎng)格采用六面體結構網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)為8×106，計算模型及相應的網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 翼身組合體模型及網(wǎng)格Fig.2 Wing-body model and mesh

2.2 計算方法

采用三維定常雷諾平均N-S方程對流場進行數(shù)值模擬，其控制方程如下：

湍流模型采用k-wSST兩方程模型。

2.3 計算狀態(tài)

根據(jù)第1節(jié)分析得到的設計技術指標，以及民用飛機的典型飛行狀態(tài)，確定計算工況如表1所示。

表1 典型計算工況Table 1 CFD simulation cases

3 靜壓孔布局規(guī)律

根據(jù)第1節(jié)中靜壓孔安裝使用要求，期望靜壓測量值接近于0或者靜壓源誤差修正值SSEC在全飛行包線范圍內(nèi)，靜壓測量值與0或者SSEC的方差越小越好。

基于以上分析，對機身表面靜壓測量值與0和SSEC之差的均方根進行分析，在此基礎上總結滿足技術要求的靜壓孔布局規(guī)律。靜壓值與0之差的均方根表示為RMS(Cp- 0)，簡寫為RMSCp，靜壓值與SSEC之差的均方根表示為RMS(Cp- SSEC)，簡寫為RMSΔCp，具體分析過程如下。

3.1 RMSCp分布規(guī)律

根據(jù)均方根定義，RMSCp表達式如下：

式中Cp(i)表示不同飛行狀態(tài)下機身表面壓力系數(shù)，i表示工況序號，n表示工況數(shù)。根據(jù)式(1)對計算結果進行處理、分析，結果如圖3所示。圖3為所有工況下機身表面RMSCp云圖。由圖可知：P1點處RMSCp值最小為0.004；滿足國軍標要求(RMSCp≤0.015)的區(qū)域較小，呈長扁橢圓狀分布在機身等直段下腹部。

圖3 RMSCp云圖Fig.3 RMSCp contour

3.2 RMSΔCp分布規(guī)律

與RMSCp相似，RMSΔCp表達式如下：

RMSΔCp=sqrt(∑(Cp(i)-SSEC)2/n),

式中SSEC為未知數(shù)，在靜壓孔位置確定之前，無法確定靜壓源誤差修正值SSEC。而本文期望各工況對應靜壓值與SSEC的相對離散度盡可能小，因此如若有解，理論上可用任意工況的靜壓值代替SSEC。具體實施時，采用Ma=0、α=0°工況靜壓值代替SSEC，分析結果如圖4所示。

圖4 RMSΔCp云圖Fig.4 RMSΔCp contour

圖4為所有工況下機身表面RMSΔCp云圖。由圖可知：RMSCp≤0.015的區(qū)域主要以條帶狀分布在機身等直段下腹部，且該區(qū)域在機身周向的相對位置基本保持不變，如圖中白色虛線所示，本文將其定義為穩(wěn)壓線。穩(wěn)壓線上Cp隨α、Ma數(shù)變化較小，同時P1點位于穩(wěn)壓線上。還有很小的一部分分布在機身上背處，由于工程實際中靜壓孔面板不能朝上，因此不對上背部穩(wěn)壓區(qū)進行分析。

3.3 靜壓孔布局規(guī)律

根據(jù)以上對機身表面RMSCp和RMSΔCp分布規(guī)律的分析，可得到理想靜壓孔安裝位置規(guī)律如下：P1點是最佳靜壓孔安裝位置；穩(wěn)壓線是擴展最佳安裝區(qū)域。

工程實踐中，最佳安裝位置的P1點可能無法實現(xiàn)，而作為擴展最佳安裝區(qū)域的穩(wěn)壓線則更具有工程實踐意義。下面對穩(wěn)壓線相對位置進行分析，以期獲得更為具體的靜壓孔理想安裝位置規(guī)律。

如圖5所示。P1點位于機身下半圓，其與圓心O的連線OP1與飛機對稱面的夾角為29.7°，即這是P1點及穩(wěn)壓線沿機身周向的具體位置。該規(guī)律僅針對本文構型有效。

圖5 穩(wěn)壓線相對位置分析Fig.5 Cp steady area analysis

4 理論分析

根據(jù)Cp均方根統(tǒng)計所得到的穩(wěn)壓線結果提示，在機身等直段存在一個區(qū)域，Cp隨α、Ma數(shù)變化較小。本節(jié)將通過簡化模型理論分析，以期得到相似的規(guī)律，以證明該規(guī)律的普適性。

4.1 模型簡化

穩(wěn)壓線分布在機頭之后、機翼之前的機身等直段，將這段機身等效成圓柱體，同時將該區(qū)域的流動分解成圓柱軸向的平直流動和周向的繞流，如圖6所示。下面分別就周向繞流速度分量Vv和軸向流動速度分量Vh對圓柱表面的壓力分布影響進行分析，具體如下。

圖6 速度分解示意圖Fig.6 Velocity decomposition

4.2 周向繞流影響

理想情況下，圓柱繞流表面壓力分布可表示為：

式(3)為無黏不可壓時圓柱表面的壓力系數(shù)。其中，θ為圓柱迎風面相對于前緣駐點角坐標。

假設圓柱體上存在一條母線，其上靜壓值不隨來流速度變化而變化，即Cp·q=常數(shù)，其中Cp為母線上的壓力系數(shù)，q為來流動壓。

由于來流速度是變化的，即q是變化的，因此當且僅當Cp=0時，Cp·q=常數(shù)。

令Cp=1-4sin2θ=0，解得θ=±30°、±150°，即與來流夾角成30°、150°、210°、330°的母線上靜壓值不隨來流速度變化而變化，且其靜壓等于0。

以上結論僅適用于無黏不可壓情況。而根據(jù)Rodriguez[16]、許常悅[17]等人的研究，當θ<60°或θ>300°時，表面壓力系數(shù)受黏性及壓縮性影響較小，Cp分布和理論解近似； 60°<θ<300°時，受黏性及壓壓縮性影響，與理論解差異較大。因此，考慮到黏性及壓縮性影響，本文中θ=±30°的母線即為穩(wěn)壓線，該結果與3.3節(jié)中所得到的結果29.7°高度一致，且為通用規(guī)律。而θ=±150°時對應機身上背部小范圍穩(wěn)壓區(qū)。

4.3 軸向流動影響

根據(jù)周向繞流分析結果，在沒有軸向流動時，圖4中穩(wěn)壓線上所有位置處的Cp=0。當有軸向流動存在時，受機頭以及機翼影響，軸向流動對穩(wěn)壓線上Cp絕對值有一定影響。圖4中P1點在穩(wěn)壓線上的相對位置即為軸向流動影響的結果，但對穩(wěn)壓線上Cp相對變化影響較小。

4.4 理論分析結論

通過以上對圓柱體表面周向及軸向流動的理論分析，得到以下結論：穩(wěn)壓線位置與CFD計算結論一致，且是周向繞流作用的結果；P1點在穩(wěn)壓線上的相對位置是軸向流動作用的結果。

5 風洞試驗驗證

通過CFD計算以及理論分析，得到機身靜壓孔的理想安裝位置——P1點及Cp穩(wěn)壓線，即機身等直段下表面相對于對稱面角坐標為±30°的母線。繼續(xù)通過高低速測壓風洞試驗，進一步驗證該規(guī)律的正確性。

試驗模型如圖7所示。測壓孔呈11×8矩形分布在Cp穩(wěn)壓線附近，周向分布11個測壓點，穩(wěn)壓線上的測壓點位于第7點；軸向分布8個測壓點，PT6為靜壓孔最佳安裝位置P1。試驗結果如圖8～圖10所示。

圖7 風洞試驗模型及側壓孔位置Fig.7 Wind tunnel experiment model

圖8為所有試驗狀態(tài)下RMSΔCp風洞試驗結果，橫坐標為周向每一列測壓點的序號。由圖可知，周向第7點及穩(wěn)壓線附近RMSΔCp最小，試驗結果進一步驗證穩(wěn)壓線規(guī)律的正確性。

圖8 所有狀態(tài)RMSΔCp風洞試驗結果Fig.8 Experiment results of RMSΔCp

圖9～圖10為每一列7號測壓孔即穩(wěn)壓線上高/低速風洞試驗結果。由圖可知，穩(wěn)壓線上Cp隨攻角的變化規(guī)律基本一致;低速試驗Cp相對變化范圍在0.015以內(nèi)，高速試驗Cp相對變化范圍在0.004以內(nèi)；PT6(P1)處的Cp絕對值最小。高/低速風洞試驗所得結論與CFD計算及理論分析結果一致。

圖9 RMSCp低速風洞測壓試驗結果Fig.9 Low speed experiment results of RMSCp

圖10 RMSCp高速風洞測壓試驗結果Fig.10 High speed experiment results of RMSCp

綜合高/低速風洞試驗結果，穩(wěn)壓線上Cp相對變化范圍最小，滿足靜壓孔安裝使用要求；PT6(P1)處Cp絕對值最小，且滿足靜壓孔安裝使用要求，是最理想的靜壓孔安裝位置。試驗結果進一步驗證CFD計算以及理論分析結果的正確性。

6 結 論

本文通過CFD計算分析以及理論分析對民用飛機靜壓孔安裝定位規(guī)律進行研究，并通過風洞試驗進行驗證，得到如下結論：

1) 通過Cp均方根分析方法以及圓柱繞流Cp分布理論分析，得到一致的靜壓孔布局一般規(guī)律，即穩(wěn)壓線：Cp隨來流速度、攻角變化很小，且滿足靜壓孔安裝使用要求；

2) 通過高/低速風洞測壓試驗，對穩(wěn)壓線規(guī)律進行驗證，結果表明穩(wěn)壓線規(guī)律正確、普適；

3) 本文所得穩(wěn)壓線分布規(guī)律可為常規(guī)布局民用飛機靜壓孔布局提供直接參考；

4) 本文提出的均方根分析方法以及圓柱繞流Cp理論分析方法可為其他類型飛機靜壓孔的安裝定位提供方法借鑒。

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Staticportorientationruleforcivilaircraft

ZHOU Feng*,ZHAO Keliang,ZHANG Miao,WANG Junhong

(ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,Shanghai201210,China)

Static pressure port orientation for civil aircraft was studied in this paper.Static port is one of the most important air data sensors.It is used to measure local static pressure to calculate airspeed and altitude by air data computer,and the measure performance depends on its installed location.In order to fulfill the static port orientation in HB regulations and airworthiness standards,the corresponding requirements were interpreted into analysis objects.The flow field around a wing-body configuration was simulated by computational fluid dynamics (CFD),and the pressure distributions were obtained in various conditions.The root mean square of the pressure coefficients for all the cases was analyzed,and the area where the pressure coefficient is not sensitive to the Mach number and angle of attack (AOA) was found.This area was defined as theCpsteady line.The forward fuselage was simplified as circular cylinder,and the free stream velocity was decomposed into normal and vertical components.The vertical velocity component around the circular cylinder was analyzed theoretically,and theCpsteady line was found as same as that from the simulation result.This behavior means that theCpsteady line is universality.High speed and low speed pressure measurement experiments were conducted to validate theCpsteady line rule.The variation of the pressure coefficient almost equals to zero on theCpsteady line with varying Mach numbers and AOAs.The results have good agreement with the CFD solutions and theoretical results,and it is indicated that the analysis methods and relevant static port installing rule are applicable and possess universality.Furthermore,the obtained method and rule have the potential of applying to other aircrafts with similar configuration.

static probe; computational fluid dynamics;Cpsteady line; flow around circular cylinder; law

0258-1825(2017)06-0823-05

V271.1

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0140

2015-07-28;

2015-10-30

周峰*(1983-),男,江蘇泰州人,高級工程師,研究方向:氣動設計、結冰設計及適航、ADS布局.E-mail:zhoufeng@comac.cc

周峰,趙克良,張淼,等.民用飛機靜壓孔布局規(guī)律[J].空氣動力學學報,2017,35(6):823-827.

10.7638/kqdlxxb-2015.0140 ZHOU F,ZHAO K L,ZHANG M,et al.Static port orientation rule for civil aircraft[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):823-827.