壓力分布飛行實測進展研究

李亞南 張鵬程

摘 要 飛行載荷試飛驗證對飛機的結(jié)構(gòu)強度設(shè)計和氣動性能設(shè)計具有重要的意義，新型飛機都要進行飛行載荷測量的飛行試驗。壓力分布法是飛行載荷測量的一種有效手段，能獲取測試剖面處的壓力分布，能獲得其他專業(yè)所需的氣動特性，試驗成本低。文章對國內(nèi)外飛行試驗中壓力分布測量技術(shù)研究現(xiàn)狀及相關(guān)方法進行了介紹。最后，對壓力分布測量在飛行試驗中的應(yīng)用提出展望。

關(guān)鍵詞 飛行載荷；壓力分布；掃描閥；測壓帶

中圖分類號 V2 文獻標識碼 A 文章編號 1674-6708（2018）212-0175-05

飛行載荷試飛驗證對飛機的結(jié)構(gòu)強度設(shè)計和氣動性能設(shè)計具有重要的意義，飛行器的氣動特性對飛行器的性能有著至關(guān)重要的影響。飛行器在飛行過程中，表面所承受的氣流環(huán)境極其復(fù)雜，表面壓力變化劇烈。壓力分布測量是飛行器氣動力測量的一種重要手段，其測量數(shù)據(jù)不僅可以直接獲取測試剖面的壓力分布和測試部件的氣動載荷，而且也可用于確定機翼上最小壓力點位置、激波位置、流動分離及壓心位置，為機翼結(jié)構(gòu)強度計算、研究機翼的性能、機翼的繞流特性提供依據(jù)。因此壓力分布測量對飛行器氣動特性試飛驗證有著非常重要的意義。

對于飛機壓力分布設(shè)計而言，其驗證手段有CFD數(shù)值計算、風(fēng)洞試驗、飛行試驗三種。CFD數(shù)值計算受到模型簡化、計算理論、湍流模型等因素的影響，特別是對于增升裝置等流動復(fù)雜的部件而言，無法獲得部件的真實壓力分布。而風(fēng)洞試驗往往受到模型尺寸、洞壁干擾、支架干擾、來流湍流度等因素的限制，其試驗結(jié)果無法充分支撐飛行載荷驗證的需求。而飛行試驗?zāi)軌颢@得真實飛行條件下測試部件的壓力分布。因此，對于壓力分布驗證而言，飛行試驗具有不可替代的作用。

國外開展了大量的壓力分布飛行試驗研究，基于掃描閥、壓力傳感器等設(shè)備的壓力分布測量方法趨于成熟，MEMS測壓帶及其他壓力分布飛行試驗測量技術(shù)也在迅速發(fā)展。國外對于MEMS測壓帶的研究從2000年開始，經(jīng)過多次的迭代設(shè)計和試驗驗證，國外MEMS測壓帶壓力分布測量技術(shù)已經(jīng)較為成熟，該技術(shù)已在B757-300、B737-BBJ、B767-400等型號飛機試飛任務(wù)成功的應(yīng)用。

國內(nèi)壓力分布測量飛行試驗起步較晚，在20世紀90年代進行過基于掃描閥測壓設(shè)備的測壓方法研究。在型號任務(wù)中，只使用掃描閥設(shè)備進行過ARJ21-700飛機增升裝置的壓力分布測量試飛。雖然具有一定的技術(shù)積累，但是可使用的測試設(shè)備和手段仍然需要繼續(xù)改進和提高。掃描閥測壓法對于機翼壓力分布測量存在一些問題：無法獲取機翼的動態(tài)壓力信息；翼面改裝降低機翼的結(jié)構(gòu)強度，無法滿足近年來機翼壓力分布測量飛行試驗的測試需求。

1 國外飛行試驗壓力分布測量研究

國外各大科研及試飛機構(gòu)進行了大量的壓力分布測量飛行試驗及新設(shè)備風(fēng)洞驗證試驗，驗證了很多新的技術(shù)和方法，積累了大量的測壓設(shè)備設(shè)計、制造及測試經(jīng)驗。

1.1 基于掃描閥的壓力分布測量

基于掃描閥的壓力分布測量方法自出現(xiàn)以來一直是國際上常用的測壓方法，分為打孔法和測壓帶法兩類。

NASA和USAF在F-111A上進行了一系列的壓力分布測量飛行試驗[1-2]，測試對象為F111-A飛機的機翼，見圖1。飛行試驗分為兩個階段：第一階段飛行試驗是針對跨音速飛機技術(shù)，通過結(jié)合俯仰和扭轉(zhuǎn)變化能夠提高機翼的跨音速巡航和機動性能。第二階段飛行試驗任務(wù)是自適應(yīng)機翼（MAW）概念開發(fā)，評估了MAW的氣動性能，得到了在AFTI？/？ F-111上的氣動性能研究報告。

NASA利用測壓帶法在F-16XL左機翼上進行了馬赫數(shù)1.4～2.0的壓力分布測量[3]，來獲取機翼的壓力分布并測量激波位置。試驗時，沿機翼弦向布置測壓帶，采用32通道的電子掃描閥模塊測量了機翼上下表面的壓力，見圖2。

1.2 基于壓力傳感器法的壓力分布測量

壓力傳感器法是將單個的絕壓傳感器安裝在需要測量的位置進行當(dāng)?shù)乜諝鈮毫y試（見圖3），使用的傳感器以恩德?？撕蛶炖毓镜谋∑絺鞲衅鳛榈湫痛怼Ｆ鋬?yōu)點是使用靈活、能夠測量動態(tài)壓力，缺點是成本高、對測試系統(tǒng)測試能力要求高、翼面走線復(fù)雜。因此常用于點數(shù)較少、測試區(qū)域空間開闊的部件。

1.3 MEMS測壓帶的壓力分布測量

2000年左右，波音公司針對試驗性飛機的飛行載荷壓力分布測量要求，在DARPA的支持下與Endevco公司、佐治亞理工學(xué)院聯(lián)合研制了一種使用柔性底板和MEMS微型壓力傳感器構(gòu)成的陣列式翼面壓力分布測量系統(tǒng)，也稱為壓力測試條帶。壓力測試條帶可以更好的貼附于機翼表面，實現(xiàn)陣列式翼面壓力分布測量。

當(dāng)時用于壓力分布飛行試驗的主流技術(shù)是基于掃描閥的測壓技術(shù)，將外界壓力引入遠端的控制采集系統(tǒng)，這種方法的工作量很大，操作成本高，測量精度無法滿足未來的設(shè)計需求。為了降低安裝成本，提高測量精度，需要使用電子設(shè)備來代替?zhèn)鹘y(tǒng)的測試設(shè)備。為實現(xiàn)這個目標，需要將導(dǎo)線集成在測試單元內(nèi)部。為了降低表面測試單元對測量區(qū)域邊界層氣動特性的影響，需要將傳感器在足夠小的厚度內(nèi)進行封裝，測試單元的厚度不能超過0.1in。受厚度要求的限制，必須使用微機電（MEMS）傳感器元件和硅器件的電路，并集成在一個足夠薄的多芯片模塊（MCM）上。在前期，波音公司建立了多個這樣的系統(tǒng)原型，并進行了飛行測試。這是基于MEMS技術(shù)的測壓帶在航空航天領(lǐng)域的第一次應(yīng)用[4]。

波音MEMS測壓帶系統(tǒng)設(shè)計采用模塊化架構(gòu)，這使得壓力帶可以由更小的器件組成，更容易測試和操作。系統(tǒng)架構(gòu)如4所示。壓力帶由多個單元組成，每一個單元包含6個智能傳感器模塊（見圖5），每一個智能傳感器模塊包括傳感單元、信號調(diào)理和處理電路、修正引擎和數(shù)字總線接口。智能傳感器模塊可以被稱為TBIM。模塊化系統(tǒng)的一個優(yōu)點是可以制造不同長度的壓力帶，無需為不同機翼尺寸或特定機翼的不同位置定制壓力組件。此外，數(shù)字總線允許在非常近的空間間隔讀取數(shù)據(jù)，例如在機翼的前緣；也可以在更大的間距讀取數(shù)據(jù)，例如在壓力梯度變化不明顯的機翼后緣。每一個TBIM包括一個用于測量壓力和溫度的MEMS傳感器、一個模擬集成電路、一個數(shù)字集成電路、一個可擦可編程只讀存儲器（EEPROM）、一個靜態(tài)隨機存取存儲器（SRAM）和37個無源元件。

一個網(wǎng)絡(luò)適配器（NCAP）可連接多達127個TBIM壓力帶。在實際應(yīng)用中，TBIM的數(shù)量是總線時鐘、采樣頻率、每單位時間測量數(shù)以及所使用的數(shù)據(jù)通道數(shù)的函數(shù)。這些參數(shù)是可變的，并且可以根據(jù)需要進行調(diào)整?？傊?，對于一個典型的載荷測試，基于機翼的尺寸和數(shù)據(jù)類型的不同，通常會使用10～20個NCAP。NCAP之間是通過類似以太網(wǎng)的現(xiàn)場總線進行連接，最終匯集至機艙內(nèi)的機載計算機。

波音為了驗證系統(tǒng)研制的方法和生產(chǎn)工藝，進行了一系列的飛行試驗。這有利于在現(xiàn)實環(huán)境中測試各種原型以及識別其故障機理。首次飛行試驗在波音757-300飛機上實施，為了與常規(guī)飛行載荷測量系統(tǒng)進行對比，并排安裝了MEMS測壓帶與壓力管。用于此試驗的參考傳感器使用了霍尼韋爾PPT系統(tǒng)，該系統(tǒng)的測量精度優(yōu)于0.1%。然而，兩套系統(tǒng)的差別在于，傳統(tǒng)的系統(tǒng)需要將壓力信號通過一個20～30英尺的細長管引到測量位置，而新系統(tǒng)用電信號來傳輸。因此，為比較這兩個系統(tǒng)，需選擇一個穩(wěn)定的飛行狀態(tài)（巡航），此時的氣動力變化非常小。試驗結(jié)果顯示，兩者測量值之間的百分比差異大致為±0.1%。

在波音767-400飛機上進行了更多的測試來驗證壓力帶在真實飛行條件下的可靠性?？偟臏y試時間超過3個月，共進行了59架次、111小時46分鐘的飛行試驗，比預(yù)期兩周的飛行載荷試驗時間更長。并且每次飛行過程中都要經(jīng)歷多次起飛和著陸。飛機的測試項目包括剎車測試、側(cè)風(fēng)著陸、高空失速、橫滾等多個高難度的機動動作，接近普通的適航認證項目。

壓力帶在F-18E3飛機上進行了第一次軍機驗證飛行試驗。壓力帶粘貼在飛機的某一掛架上，這個位置有利于測試線纜的穿艙。該飛機在兩個月的時間內(nèi)需進行各種飛行試驗。在任何情況下，都能看到壓力帶和參考傳感器的測試結(jié)果非常接近，即MEMS測壓帶上的傳感器在0～15psia范圍內(nèi)的精度是優(yōu)于0.05%的。

1.4 其他測壓技術(shù)

ATTAS驗證機飛行試驗（圖6）利用熱膜、紅外成像等測試手段成功的進行了自然層流翼套的壓力分布、溫度場和轉(zhuǎn)捩特性研究。ATTAS試驗機在翼套的中段前緣處布置了180個測壓點，測壓系統(tǒng)同機載系統(tǒng)連接進行控制并在飛行中實時校準。在前緣布置兩個熱膜測量站位，用于區(qū)分附著線轉(zhuǎn)捩和橫流誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩，靠近后緣的熱膜能夠提供轉(zhuǎn)捩的范圍及T-S波的頻率。在客艙內(nèi)部右機翼附近，安裝了紅外成像系統(tǒng)進行整個機翼的溫度測量。攝像機所在位置的客艙玻璃更換為石英玻璃以保證攝像機能夠感受到機翼的輻射。

NASA采用打孔測壓和流場顯示測量結(jié)合的試飛方法測量了F-18飛機在大迎角狀態(tài)下前機身和邊條翼的壓力分布及周圍的流場特性[5-6]（見圖7）。通過前機身的4個測壓站位及邊條翼的3個測壓站位獲得了大迎角狀態(tài)下前機身及邊條翼的壓力分布變化情況。

2 國內(nèi)飛行試驗壓力分布研究現(xiàn)狀

國內(nèi)的壓力分布測量飛行試驗始于20世紀90年代，主要方法是基于電子掃描閥的打孔法及測壓帶法。

2.1 JJ7飛機三角翼壓力分布測量

JJ7飛機氣動力測量[7]是國內(nèi)首次進行的三角翼布局飛機氣動力試飛驗證，試飛測量取得了比較滿意的結(jié)果，表明在高速三角翼飛機上使用直接改裝測壓孔和測壓帶法測量壓力分布是一種行之有效的方法。為進一步開展高速飛機大迎角氣動力測量及驗證技術(shù)和新一代先進戰(zhàn)斗機氣動力飛行驗證研究打下了基礎(chǔ)，同時為開展風(fēng)洞與飛行及理論計算的相關(guān)性研究作了積極的準備。

2.2 運七飛機機翼及增升裝置壓力分布測量

中國飛行試驗研究院在運七上進行了增升裝置及機翼翼盒的壓力分布測量[8]（見圖8）。通過飛行試驗，獲取了多種構(gòu)型下增升裝置的壓力分布數(shù)據(jù)，驗證了襟翼載荷設(shè)計，進行了打孔法和測壓帶法的對比研究。

2.3 ARJ21-700飛機增升裝置壓力分布測量

ARJ21-700飛機增升裝置壓力分布測量是我國第一次在適航合格審定任務(wù)中進行的壓力分布測量試飛。試驗采用打孔法完了單側(cè)增升裝置的壓力分布飛行測量，測試部件為單側(cè)半翼展的襟縫翼。試驗前，研制了與原機外形、結(jié)構(gòu)相同的襟縫翼試驗假件，并根據(jù)測試方案在部件生產(chǎn)狀態(tài)下完成了掃描模塊、測壓孔以及氣路軟管的測試改裝。飛行時，用試驗假件替換原機襟縫翼進行壓力分布測量。最終，試驗成功獲取了增升裝置的壓力分布數(shù)據(jù)，為ARJ21-700飛機適航取證提供了有效的數(shù)據(jù)支持。本次飛行試驗是目前為止國內(nèi)在型號任務(wù)中進行過的最大規(guī)模，最全狀態(tài)的壓力分布測量試飛。

3 結(jié)論

國外試飛機構(gòu)對壓力分布測量飛行試驗的大量研究促進了新設(shè)備、新技術(shù)的發(fā)展。大量的資料及咨詢信息顯示，國外飛行載荷測量已由應(yīng)變法為主向應(yīng)變法結(jié)合壓力分布測量的方向發(fā)展，使用壓力分布測量飛行載荷已在民機適航取證中得到了應(yīng)用。

國內(nèi)壓力分布飛行實測能力得到了已經(jīng)有了一定的提升，基于掃描閥的打孔法和測壓帶法已較為成熟。但上述方法在機翼、垂尾、平尾等部件壓力分布測量試飛的應(yīng)用上存在較大的局限性，測壓改裝對測試部件的結(jié)構(gòu)強度存在不利影響，且無法獲取機動過程中的動態(tài)壓力信息。國內(nèi)目前還不具備進行機翼盒段、垂尾及平尾等部件壓力分布測量試飛的技術(shù)條件，無法滿足后測量需求。隨著傳感器技術(shù)的不斷發(fā)展[9-11]，不影響被測部件結(jié)構(gòu)強度，并盡可能減小對機翼氣動外形影響的壓力分布飛行實測技術(shù)將成為可能。

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