陳 功 李秋捷 / Chen Gong Li Qiujie

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

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民用飛機(jī)迎角傳感器及靜壓探測器布局驗(yàn)證方法

陳 功 李秋捷 / Chen Gong Li Qiujie

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

主要針對民用飛機(jī)迎角傳感器及總靜壓探測器布局方案的設(shè)計(jì)及驗(yàn)證方法進(jìn)行闡述。通過CFD仿真計(jì)算確定了適合的安裝區(qū)域，并通過風(fēng)洞試驗(yàn)對設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了驗(yàn)證。從迎角傳感器的縱向特性及側(cè)滑角的敏感性、靜壓測量的縱/橫向變化規(guī)律分別對其進(jìn)行了比較分析，獲得了可靠的結(jié)果。

風(fēng)洞試驗(yàn)；迎角傳感器；靜壓探測器；氣動布局

0 引言

民用飛機(jī)的大氣傳感器是其航電系統(tǒng)的重要組成部分，包括迎角傳感器、靜(總)壓探測器、溫度/濕度探測器、結(jié)冰探測器等。其中迎角傳感器與靜壓探測器在大氣傳感器系統(tǒng)中起到了重要的作用。迎角傳感器的作用是通過外置風(fēng)標(biāo)葉片感知機(jī)身表面流場的變化情況，實(shí)時計(jì)算飛機(jī)機(jī)身迎角；靜壓探測器的作用是通過空速管上的靜壓孔探測靜壓變化并通過一定邏輯計(jì)算出飛行速度。

由于機(jī)身實(shí)時迎角關(guān)系到飛控和操穩(wěn)系統(tǒng)的設(shè)定，而實(shí)時飛行速度關(guān)系到對飛行性能的監(jiān)控，因此應(yīng)保證對以上兩個狀態(tài)參數(shù)測量的準(zhǔn)確性。根據(jù)以往民用飛機(jī)型號的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和實(shí)際使用情況，除提高硬件本身的精度和性能，迎角傳感器及靜壓探測器的安裝位置和布局方式至關(guān)重要，在型號的設(shè)計(jì)過程中應(yīng)盡早予以充分地考慮。

研究此類問題的方法主要有兩種，即CFD計(jì)算及風(fēng)洞試驗(yàn)。CFD仿真計(jì)算可以有效地建立機(jī)頭附近的局部流場并通過數(shù)據(jù)處理軟件有效地顯示，從而選擇出一個有效的范圍。而風(fēng)洞試驗(yàn)可以更直觀地對CFD計(jì)算所選位置進(jìn)行有效的驗(yàn)證。因此，結(jié)合CFD仿真計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證對大氣傳感器選位問題進(jìn)行研究不失為可靠的方法。

1 布局方案確定

考慮到測量的穩(wěn)定性，迎角傳感器及靜壓探測器一般對稱布置在機(jī)頭兩側(cè)外形相對平整、流場變化相對穩(wěn)定的區(qū)域。在具體安裝位置的選擇時，一般先通過CFD計(jì)算工具模擬機(jī)頭附近的流場，分析流場方向及壓力變化梯度后選擇相對穩(wěn)定的區(qū)域作為迎角傳感器及靜壓探測器的安裝位置。

本次CFD計(jì)算采用ICEM在局部生成300萬的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并通過FLUENT的解算器進(jìn)行計(jì)算。

圖1 采用CFD對機(jī)頭表面流場模擬

機(jī)頭流場CFD計(jì)算結(jié)果如圖1所示。圖中白色帶狀區(qū)域?yàn)榱鲌龇€(wěn)定帶，在這個區(qū)域中的流場形態(tài)變化相對穩(wěn)定且規(guī)律性較強(qiáng)，不會因飛機(jī)的常規(guī)姿態(tài)變化而發(fā)生畸變，是布置迎角傳感器與靜壓探測器的合理區(qū)域[1]。

結(jié)合以上CFD計(jì)算，并兼顧機(jī)頭內(nèi)部結(jié)構(gòu)及安裝空間等限制條件，初步篩選出了兩種可行性較高的布局方案A、B，如圖2所示。

圖2 迎角傳感器與靜壓探測器布局方案

圖中AOA代表迎角傳感器的安裝位置，PS代表靜壓探測器的安裝位置。

2 評估標(biāo)準(zhǔn)

迎角傳感器及靜壓探測器安裝位置是否合理可以通過以下標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行判斷：

(1)迎角傳感器縱向特性。即某一狀態(tài)下機(jī)身迎角ɑb與迎角傳感器讀數(shù)ɑAOA的關(guān)系。根據(jù)航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)[2]中的相關(guān)要求，該縱向特性應(yīng)保持足夠的線性程度，即：

αAOA=f(αb)=k·αb+φ0

其中k為縱向特性函數(shù)的斜率，其物理意義為機(jī)身迎角ɑb與迎角傳感器讀數(shù)ɑAOA的比例系數(shù)；φ0為截距，其物理意義為機(jī)身迎角為0°時的下洗角。該函數(shù)的線性程度越高，反應(yīng)迎角傳感器的縱向特性越好。

(2)迎角傳感器側(cè)滑敏感性。即在某個機(jī)身迎角時，對稱分布在機(jī)頭兩側(cè)的迎角傳感器在不同側(cè)滑角時的讀數(shù)差異。根據(jù)相關(guān)要求，在任何情況下，側(cè)滑角引起的迎角傳感器讀數(shù)差異不應(yīng)過大，即：

δɑAOA(β)=|ɑAOA-L(β)-ɑAOA-R(β)|≤|Δ|

其中，δɑAOA(β)為當(dāng)側(cè)滑角為β時，左右對稱位置迎角傳感器讀數(shù)的差異，Δ為一常量，其絕對值由不同飛機(jī)型號及其構(gòu)型確定。δɑAOA(β)越大，說明迎角傳感器對側(cè)滑角越敏感，對測量干擾越大，越不利于迎角傳感器的正常工作。

(3)靜壓的縱向穩(wěn)定性[3]?？v向穩(wěn)定性體現(xiàn)為靜壓滿足波動不超過一定幅值時所涵覆蓋迎角區(qū)間。該迎角區(qū)間越大，說明靜壓的縱向穩(wěn)定性越高。

(4)靜壓的橫向穩(wěn)定性。橫向穩(wěn)定性體現(xiàn)為靜壓在側(cè)滑角變化時的波動范圍[4]。波動越小，即橫向穩(wěn)定性越高。

由于CFD計(jì)算很難準(zhǔn)確地定量分析以上各參數(shù)，因此有必要引入風(fēng)洞試驗(yàn)的驗(yàn)證技術(shù)。

3 試驗(yàn)設(shè)備

3.1 迎角傳感器

試驗(yàn)所用的迎角傳感器，由葉片、內(nèi)部霍爾線圈及殼體組成，額定工作電壓為5V，有效偏角測量范圍+45°～-45°，靈敏度η<0.05°，風(fēng)標(biāo)試驗(yàn)件外形如圖3所示。

圖3 風(fēng)標(biāo)試驗(yàn)件

3.2 靜壓探測器試驗(yàn)件

試驗(yàn)所用的靜壓(總壓)探測器外形根據(jù)真實(shí)情況縮比，采用3D金屬粉末打印技術(shù)制成，測壓孔直徑約為0.5mm，孔內(nèi)徑的粗糙度μ=0.16，所造成的沿程壓力損失<1%。并通過了4Psi的氣密性和通氣性測試。

4 試驗(yàn)分析與討論

4.1 迎角傳感器縱向特性分析

方案A、B的迎角傳感器縱向特性如圖4所示。

圖4 迎角傳感器縱向特性

分析圖4中的結(jié)果可知，兩種布局方案下的迎角傳感器縱向特性在一定的機(jī)身迎角范圍內(nèi)均呈現(xiàn)出高度線性，線性程度均達(dá)到R=0.999 8+量級，表明兩種方案下的迎角傳感器縱向特性均能滿足要求。雖然兩者的斜率k和截距φ0有所不同，但并不影響對其縱向特性的評價。

4.2 迎角傳感器對側(cè)滑角敏感性

方案A、B的迎角傳感器對側(cè)滑角敏感性如圖5所示。

圖5 迎角傳感器對側(cè)滑角敏感度

分析圖5中的結(jié)果可知，采用方案A時，左右迎角傳感器讀數(shù)差異隨側(cè)滑角發(fā)展過快，說明該位置的迎角傳感器對側(cè)滑角過于敏感，在數(shù)值上大大超過了要求的范圍；采用方案B時，左右迎角傳感器讀數(shù)差異隨側(cè)滑角發(fā)展的速度明顯降低，在數(shù)值上亦在規(guī)定的要求范圍之內(nèi)。

4.3 靜壓縱向穩(wěn)定性

方案A、B的靜壓縱向穩(wěn)定性如圖6所示。

圖6 靜壓縱向穩(wěn)定性

分析圖6中的結(jié)果可知，兩種方案下的靜壓均能在一定的迎角范圍內(nèi)保持相對穩(wěn)定，波動均在合理區(qū)間內(nèi)。但進(jìn)一步比較兩種方案的縱向靜壓曲線可知，采用方案B時，靜壓曲線變化幅度更平緩，即反映方案B的靜壓縱向穩(wěn)定性更高。

4.4 靜壓橫向穩(wěn)定性

方案A、B的靜壓縱向穩(wěn)定性如圖7所示。

圖7 靜壓橫向穩(wěn)定性

分析圖7中的結(jié)果可知，側(cè)滑角變化對靜壓的影響很小，說明兩種方案都可以保證較高的靜壓橫向穩(wěn)定性。

4.5 方案A、B各指標(biāo)對比

通過第4節(jié)中對風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果整個指標(biāo)的分析對比，其結(jié)果見表1。

表1 方案A、B各指標(biāo)對比

從表1中的比較結(jié)果可以看出，對于該型號民用飛機(jī)的迎角傳感器及靜壓探測器的布局選位，方案B的各項(xiàng)指標(biāo)均滿足相關(guān)要求，在迎角傳感器的縱向特性、對側(cè)滑角敏感性及靜壓縱向穩(wěn)定性等指標(biāo)上均優(yōu)于方案A。

5 結(jié)論

本文主要介紹了通過CFD計(jì)算及風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證的方式對某型號的民用飛機(jī)的迎角傳感器及靜壓探測器布局方案的設(shè)計(jì)及驗(yàn)證過程。經(jīng)過對試驗(yàn)結(jié)果的比較分析，選出了在氣動上更合理的方案，為型號的設(shè)計(jì)研發(fā)提供了重要的依據(jù)。而CFD計(jì)算結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證的方法也可以為類似的氣動問題提供借鑒。

[1] 趙克良，周峰，張淼.民用飛機(jī)攻角傳感器安裝定位研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2015，33:420-426.

[2] HB6763-93. 攻角和側(cè)滑角系統(tǒng)的安裝[S]．航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn),1996.

[3]湯黃華.攻角傳感器的安裝與校準(zhǔn)[J].洪都科技，1994，2:1-7.

[4] 席敬澤,張輝.對某型號民用飛機(jī)迎角傳感器安裝位置的研究[J].科技創(chuàng)新導(dǎo)報，2011，29:44-45，47.

Validation of Attack Angle Sensor and Static Pressure Detector Arrangement for Civil Aircraft

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

In this paper, design/ validation of attack angle senor and static pressure detector was discussed. Appropriate mounting area was chosen by CFD method while wind tunnel test was utilized for validation. Longitude characteristics and sensitivity-to-slide of attack angle senor, as well as longitude/lateral stability of static pressure, were compared and analyzed to obtain reliable result.

wind tunnel test; attack angle senor; static pressure detector; aerodynamic arrangement

V245.2

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