楊士普, 孫一峰, 方 陽, 楊 慧

(中國商飛上海飛機設(shè)計研究院, 上海 201210)

0 引 言

隨著民機飛行控制技術(shù)的發(fā)展，迎角信號越來越多的被用于復雜的控制計算。因此，迎角信號對民機的飛行安全越來越重要。迎角信號在現(xiàn)代民機中主要用于高迎角保護設(shè)計[1-3]，縱向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計及大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的靜壓源誤差修正設(shè)計[4-6]。波音737MAX8飛機于2018年10月29日在印度尼西亞以及于2019年3月10日在埃塞俄比亞的兩次墜機事件與高迎角保護功能設(shè)計直接相關(guān)。

現(xiàn)代民用飛機通過安裝在機身上的風標式迎角傳感器測量飛機的機身迎角。圖1顯示了空客A320飛機迎角傳感器的布局位置。風標式迎角傳感器由風標、電位器及轉(zhuǎn)軸組成(圖2)[7]。風標在流場中會轉(zhuǎn)動到順氣流方向的位置，電位器確定該位置與基準位置的夾角，從而測量風標所處空間位置的氣流方向，即當?shù)赜??？梢酝ㄟ^CFD模擬、風洞試驗和試飛試驗來確定迎角傳感器的測量值(即當?shù)赜?與飛機機身迎角之間的關(guān)系，即迎角校線。迎角校線的特點決定了迎角信號的品質(zhì)。

國內(nèi)在軍機的迎角傳感器的布局安裝及校準測量方面有較多的研究[8-14]，而民機方面的相關(guān)研究較少[15]。在迎角傳感器布局研究方面，文獻[8]用理論方法研究了迎角傳感器的最佳布局位置問題，文獻[15]用CFD方法研究迎角傳感器前方的突出物(總靜壓傳感器)對迎角傳感器的氣流干擾問題。文獻[8]通過簡化的理論方法分析了旋成體模型表面的速度場，得出結(jié)論：將迎角傳感器布置在旋成體半寬線上且壓力系數(shù)Cp=0的位置，可使得當?shù)赜桥c機身迎角相等，即迎角校線斜率為1。由于物理模型過于簡單，該結(jié)論與真實情況有較大差別，無法指導迎角傳感器的布局設(shè)計。

圖1 A320飛機迎角傳感器布局Fig.1 Location of AOA sensor on A320 fuselage

圖2 迎角傳感器示意圖Fig.2 Schematic of AOA sensor

本文從民用飛機的迎角校線修正的角度，給出了迎角傳感器布局設(shè)計的目標：使得迎角信號具有高魯棒性及高信噪比的品質(zhì)。以民用飛機為模型，運用空氣動力學原理及CFD工具以定量的研究形式探索迎角傳感器的最佳布局方式，為實際應用提供理論參考。

1 問題及機理描述

民用飛機的迎角傳感器通常布局在機身側(cè)面，風標旋轉(zhuǎn)軸線與當?shù)貦C身表面法線重合，利用傳感器法蘭上的兩個定位銷進行定位，一般定義風標處于水平位置時為傳感器零位。定義風標轉(zhuǎn)動偏離零位的角度為當?shù)赜铅罫，也即傳感器的電位器讀數(shù)。

由于風標會穩(wěn)定在當?shù)亓骶€方向上，因此風標當?shù)氐牧骶€方向決定了迎角傳感器測量的當?shù)赜铅罫。圖3給出了Ma=0.2，機身迎角αAC為1°及8°條件下機身流線圖。從圖3中可以看出，由于機身繞流的作用，機身表面各處的流線方向是不同的；隨著機身迎角的變化，機身表面各處的流線方向會隨之變化。因此，迎角傳感器的布局研究在理論上可轉(zhuǎn)化為研究機身不同位置的當?shù)亓骶€方向隨機身迎角變化的特性。

(a) αAC=1°

(b) αAC=8°

迎角傳感器測量的當?shù)赜铅罫與機身迎角αAC的函數(shù)關(guān)系f(αL,αAC)即飛機的迎角校線。對該函數(shù)關(guān)系有潛在影響的因素有：飛機側(cè)滑角β、飛機構(gòu)型(主要是襟縫翼位置及起落架位置)及地面效應。飛機機體振動及氣流脈動使迎角信號存在信號噪聲。

現(xiàn)代飛機要求迎角系統(tǒng)提供具有高魯棒性及高信噪比的迎角信號。高魯棒性要求在迎角傳感器布局設(shè)計中體現(xiàn)為當?shù)赜请S機身側(cè)滑角變化不敏感。高信噪比要求在迎角傳感器布局設(shè)計中體現(xiàn)為當?shù)赜请S機身迎角變化敏感。

下文將以民用飛機為模型，運用空氣動力學原理及CFD工具以定量的研究形式探索機身上當?shù)赜请S機身側(cè)滑角變化不敏感的區(qū)域，及當?shù)赜请S機身迎角變化敏感的區(qū)域。

2 分析方法

2.1 當?shù)赜铅罫的模擬方法

假設(shè)迎角傳感器安裝在機身表面O點，則風標旋轉(zhuǎn)軸線通過O點，且與機身表面過O點的切平面垂直，兩個定位銷孔的連線過O點，且與飛機構(gòu)造水平面平行。根據(jù)迎角傳感器的工作原理及安裝特點定義當?shù)貓A柱坐標系(ρ,φ,z)：O點為坐標原點；高度坐標軸z與風標旋轉(zhuǎn)軸線重合；徑向坐標軸ρ與兩個定位銷孔連線重合。

風標在流場中會轉(zhuǎn)動到順氣流方向的位置，該位置取決于當?shù)貧饬鞣较?。風標高度一般約100 mm。在迎角傳感器安裝點O處，沿z軸方向，距機身表面0～100 mm之間的各點的氣流速度方向差異很小?？扇【鄼C身表面70 mm處的空間點上的氣流速度方向在當?shù)貓A柱坐標系中的方位角φ值，定義為當?shù)赜铅罫。這樣構(gòu)造的αL即迎角傳感器的讀數(shù)。

2.2 CFD方法

采用單獨機身的構(gòu)型進行研究，飛機其他部件對機頭流場區(qū)域的速度場的影響可忽略。流場重點關(guān)注距機身表面200 mm以下的速度場的特性。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行流場空間劃分，近機身壁面流場區(qū)域采用棱柱網(wǎng)格用以模擬邊界層流場結(jié)構(gòu)以及提高當?shù)匮乇诿娣ň€方向的空間分辨率。采用CFX軟件進行計算，湍流模型采用SST模型。第一層網(wǎng)格的高度使得y+達到100量級，以便在CFX軟件中采用壁面函數(shù)方法求解邊界層流場。

研究工況范圍?。豪字Z數(shù)Re為2×107，馬赫數(shù)Ma為0.2，機身迎角αAC取1°～ 8°，機身側(cè)滑角β取-15°～ 15°。

在所研究的工況范圍內(nèi)，機頭附近的流場為附著流。對目前的CFD計算技術(shù)而言，對簡單外形的附著流流場的可信度較高。

2.3 數(shù)據(jù)處理

本研究的目的是研究機身不同區(qū)域αL對αAC與β的敏感程度。敏感程度通過云圖形式呈現(xiàn)。

以繪制αL-αAC敏感性云圖為例。通過變化αAC計算n個工況，得到機身某點的當?shù)赜菙?shù)列{αL1，αL2，…，αLn}，并定義ΔαL為該數(shù)列最大值與最小值之差。以ΔαL為變量繪制機身表面云圖，在ΔαL較小的區(qū)域，說明αL隨αAC變化不敏感；在ΔαL較大的區(qū)域，說明αL隨αAC變化敏感。

3 分析結(jié)果

3.1 αL隨αAC變化規(guī)律

計算工況：Re=2×107，Ma=0.2，αAC取1°～ 8°，β=0°。

圖4展示了用CFD方法研究得到的當?shù)赜请S機身迎角的變化規(guī)律。圖4(a)中云圖表示當?shù)赜请S機身迎角變化的敏感程度，云圖顏色越淺表征敏感程度越高。在機身最大半寬線附近，當?shù)赜请S機身迎角變化最為敏感。圖4(b)中曲線是圖4(a)中A、B兩個典型位置的迎角校線的對比?？梢钥吹?，A、B校線都呈現(xiàn)出良好的線性，位于機身最大半寬線附近的A校線比遠離機身最大半寬線的B校線的斜率要大約30%。

(a) 迎角校線敏感性云圖

(b) 迎角校線

3.2 αL隨β變化規(guī)律

計算工況：Re=2×107，Ma=0.2，αAC=0°，β取-15°～ 15°。

圖5展示了用CFD方法研究得到的風標當?shù)赜请S側(cè)滑角的變化規(guī)律。圖5(a)中云圖表示當?shù)赜请S側(cè)滑角變化的敏感程度，云圖顏色越淺表征敏感程度越低。在機身最大半寬線附近，當?shù)赜请S側(cè)滑角變化最不敏感。

圖5(b)中曲線是圖4(a)中C、D、E三個典型位置的當?shù)赜请S機身側(cè)滑角變化特性。C位置位于機身最大半寬線附近，其曲線表示當?shù)赜请S側(cè)滑角的變化不敏感，幾乎可以忽略不計；而D、E位置的曲線表明，越遠離機身最大半寬線，當?shù)赜鞘軅?cè)滑角的影響越大。

(a) 側(cè)滑角對迎角測量影響云圖

(b) 當?shù)赜请S側(cè)滑角的變化曲線

4 結(jié) 論

本文通過CFD方法研究了迎角傳感器在機身不同位置時迎角校線隨機身迎角及側(cè)滑角的變化規(guī)律；獲得了迎角校線隨側(cè)滑角變化不敏感的機身區(qū)域和隨機身迎角變化敏感的機身區(qū)域，即在機身最大半寬線附近。

該研究方法和結(jié)果為民機迎角系統(tǒng)通過迎角傳感器合理的布局設(shè)計獲得高魯棒性及高信噪比的迎角信號提供了一定的參考依據(jù)。

未來將通過試飛試驗進行本方法與試飛結(jié)果的相關(guān)性研究。