鄭 穎 馬玉敏 徐 倩 郭 潔

（1、中航西飛民用飛機有限責任公司，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、迎角和側滑角等參數(shù)[1-2]，是飛行器導航系統(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已相當成熟，波音、空客公司在此方面都有豐富系統(tǒng)的經(jīng)驗積累，但是作為一項關鍵技術，很少有研究資料公開發(fā)表。國內(nèi)型號設計單位如一飛院、商飛都對大氣數(shù)據(jù)傳感器布局及應用的研究較也少。汪發(fā)亮[3-4]等采用計算流體力學技術分析了飛機巡航、起飛著陸構型下流場，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，結合飛機實際機體結構或其他設備布置的限制，確定了靜壓孔布局位置。采用風洞試驗方法，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雜，加之飛行工況、構型的變化均可能對靜壓場產(chǎn)生顯著影響，所以計算構型選擇為機身+總靜壓傳感器。計算網(wǎng)格采用ICEM 生成的貼體結構化網(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?？倝悍謩e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±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)還需結合飛行試驗數(shù)據(jù)完成最終的數(shù)據(jù)修正。