前起落架對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量值影響的計算研究

鄭 穎 馬玉敏 徐 倩 郭 潔

（1、中航西飛民用飛機有限責(zé)任公司，陜西 西安710089 2、航空工業(yè)一飛院，陜西 西安710089）

目前民用飛機依靠先進的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，通過安裝在飛機表面的傳感器或探頭探測周圍自由氣流信息，經(jīng)過大氣數(shù)據(jù)計算機解算后得到指示空速、真空速、氣壓高度、馬赫數(shù)、總壓、靜壓、總溫、大氣密度、迎角和側(cè)滑角等參數(shù)[1-2]，是飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)、飛行管理系統(tǒng)以及座艙儀表顯示/警告系統(tǒng)等機載系統(tǒng)不可缺少的信息，大氣數(shù)據(jù)的準確可靠直接影響飛行器的安全與穩(wěn)定飛行。其中靜壓、總壓、迎角、總溫是最基本的大氣數(shù)據(jù)，分別由大氣數(shù)據(jù)傳感器組合中的靜壓孔、皮托管、風(fēng)標、總溫探頭測量得到，其它大氣和飛行參數(shù)均可通過這些基本信息解算得到。

國外主要飛機制造商對傳感器安裝定位的技術(shù)已相當(dāng)成熟，波音、空客公司在此方面都有豐富系統(tǒng)的經(jīng)驗積累，但是作為一項關(guān)鍵技術(shù)，很少有研究資料公開發(fā)表。國內(nèi)型號設(shè)計單位如一飛院、商飛都對大氣數(shù)據(jù)傳感器布局及應(yīng)用的研究較也少。汪發(fā)亮[3-4]等采用計算流體力學(xué)技術(shù)分析了飛機巡航、起飛著陸構(gòu)型下流場，對智能探頭式大氣數(shù)據(jù)傳感器的安裝位置選擇以及位置誤差修正進行了實例研究。趙克良[5]等對民用飛機風(fēng)標式迎角傳感器的安裝定位進行了研究，給出了類似機頭外形的迎角傳感器安裝定位規(guī)律。周峰、孫一峰、楊慧、楊士普[6-8]等根據(jù)CFD 結(jié)果，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(jié)合飛機實際機體結(jié)構(gòu)或其他設(shè)備布置的限制，確定了靜壓孔布局位置。采用風(fēng)洞試驗方法，驗證靜壓孔測量特性，試驗測量得到襟縫翼、擾流板、起落架以及地面效應(yīng)對靜壓孔測量的影響量，對齊平式靜壓孔安裝具有一定的參考價值。但目前關(guān)于前起落架對機頭探頭式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量值的影響研究較少。本文以某型民用運輸飛機為背景，研究了前起落架放下對機頭探頭式總靜壓傳感器測量值的影響量，為大氣數(shù)據(jù)的校準提供數(shù)據(jù)支持。

1 CFD 計算說明

1.1 數(shù)值方法

本文采用三維定常雷諾平均N－S 方程[9]

其中，V 為控制體體積，S 為控制體表面，Q 為守恒量，f 為通過控制體表面S 的無粘通量和粘性通量之和，n 為控制體表面的外法向單位矢量。

計算軟件采用ANSYS-CFX，使用基于有限元的有限體積法離散RANS 方程，時間離散選用了全隱式時間推進格式，空間離散采用了高階迎風(fēng)格式，湍流模型為兩方程SST 模型。

1.2 幾何模型和計算網(wǎng)格

靜壓傳感器是飛機最為重要的大氣數(shù)據(jù)傳感器，為大氣數(shù)據(jù)計算機計算空速、氣壓高速等提供靜壓參數(shù)，而且由于傳感器附近靜壓分布復(fù)雜，加之飛行工況、構(gòu)型的變化均可能對靜壓場產(chǎn)生顯著影響，所以計算構(gòu)型選擇為機身+總靜壓傳感器。計算網(wǎng)格采用ICEM 生成的貼體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，采用H-O 拓撲形式，在物面附近生成O 型網(wǎng)格，遠場采用H 型網(wǎng)格，整個流場域網(wǎng)格疏密分布合理，過渡均勻，滿足計算要求。為了模擬粘性附面層的需要，第一層網(wǎng)格距離物面的距離約為0.003mm，網(wǎng)格增長率為1.2 左右。機身+總靜壓傳感器（前起落架放下、全模）狀態(tài)網(wǎng)格量為3400 萬，機身+總靜壓傳感器（前起落架收上、半模）狀態(tài)網(wǎng)格量為2600 萬。計算工況見表1，圖1-2。

表1 計算工況

圖1 前起落架收上狀態(tài)物面網(wǎng)格圖

圖2 前起落架放下狀態(tài)物面網(wǎng)格圖

2 計算結(jié)果分析

某民用運輸機總靜壓傳感器的總壓口位于空速管的頭部，空氣流動到總壓口時，在此滯止，速度為零，因而可以測得氣流的總壓。在空速管的側(cè)面，前后位置各有一對上下連接的靜壓孔，用來測量靜壓[10]。共安裝有4 個總靜壓傳感器，在機頭左右各對稱分布一個備用總靜壓傳感器（偏上位置）和主總靜壓傳感器（偏下位置），安裝位置及測壓孔的編號如圖3 所示，Ps 系列表示靜壓孔的編號，Pt 系列表示總壓孔的編號。總壓分別取備用空速管和主空速管總壓孔測量點的總壓值，靜壓取各個空速管四個靜壓孔測量點的平均值。

圖3 總靜壓傳感器的測壓孔分布

圖4 備用空速管總壓隨迎角變化曲線

圖5 主空速管總壓隨迎角變化曲線

圖6 備用空速管靜壓系數(shù)隨迎角變化曲線

圖7 主空速管靜壓系數(shù)隨迎角變化曲線

按照GJB1623-93《總、靜壓設(shè)計和安裝通用規(guī)范》的要求，在飛機整個飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)，總壓的測量誤差不大于0.4%[11]。照此標準，在高度0Km,馬赫數(shù)0.2 時，總壓為104191Pa，合理的誤差范圍在103774～104607Pa。圖4 和圖5 分別是前起落架放下和收上狀態(tài)下備用空速管和主空速管的總壓數(shù)值隨迎角變化曲線，其中Ptmax 表示誤差允許范圍的上限，Ptmin 表示誤差允許范圍的下限。計算結(jié)果表明總壓測量值都在誤差允許范圍內(nèi)，前起落架放下對備用空速管總壓孔測量值的影響量大約為12.8Pa，對主空速管總壓孔測量值的影響量大約為6.2Pa。

運輸類飛機適航條例CCAR25-R4 25.1325 條對靜壓系統(tǒng)的設(shè)計及安裝主要性能要求如下：每個靜壓系統(tǒng)的設(shè)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±10m(30 英尺），速度小于100 節(jié)時，氣壓高度誤差允許為±10m（30 英尺）[12]。將要求轉(zhuǎn)換成馬赫數(shù)0.2、高度0m 時的靜壓系數(shù)誤差是0.056,氣壓高度誤差不超過13.2m。在中小迎角下（-4°≤α≤12°），前起落架放下對備用空速管靜壓系數(shù)測量值影響量大約為0.0003，對主空速管靜壓系數(shù)測量值影響量大約為0.002；對在大迎角下（13°≤α≤16°），前起落架放下對備用空速管靜壓系數(shù)測量值影響量大約為0.02，對主空速管靜壓系數(shù)測量值影響量大約為0.007。在海平面附近高度變化幅度不大的假設(shè)條件下，不考慮密度的變化量，粗略地以壓力與高度的換算公式 做近似計算，靜壓系數(shù)變化0.0003、0.002 時，高度的影響量大約為0.07m、0.47m；靜壓系數(shù)變化0.02、0.007，高度的影響量大約為4.72m、1.65m（圖6-7）。

3 結(jié)論

本文以某型民用運輸機為背景，通過CFD 計算分析了前起落架對總靜壓傳感器測量值的影響，得到以下結(jié)論：

前起落架對總壓測量值的影響量均在誤差范圍內(nèi)；在中小迎角下，前起落架對靜壓測量值影響很小，在大迎角下，前起落架放下對備用空速管靜壓測量值影響量稍大。

本文研究內(nèi)容為某型民用運輸機的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的校準提供了數(shù)據(jù)支持，但是后續(xù)還需結(jié)合飛行試驗數(shù)據(jù)完成最終的數(shù)據(jù)修正。