馬玉敏，汪發(fā)亮，徐 倩，郭 潔

(1.航空工業(yè)第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089；2.中國民用航空適航審定中心西安航空器審定中心，陜西 西安 710065；3.中航西飛民用飛機有限責任公司，陜西 西安 710089)

飛行器的大氣數據信息包括自由氣體的靜壓、動壓、高度、速度、馬赫數、溫度、密度等大氣參數，是飛行器飛行控制、導航、發(fā)動機等飛行系統(tǒng)的重要原始參數。對大氣參數高可靠、高精度、高響應的測量和穩(wěn)定可靠的傳輸是保障飛行安全、飛行品質、任務完成的重要基礎。大氣數據計算機系統(tǒng)是飛機大氣數據信息的中心，可以通過感受飛機飛行中的靜壓、總壓(或動壓)、總溫、迎角、側滑角等基本參數，經過解算和修正后得出飛機的各種大氣數據參數并傳輸給其他系統(tǒng)使用[1-2]。

某型民機為渦槳支線客機，采用總靜壓傳感器、總溫傳感器、迎角傳感器等對大氣數據基本參數進行測量，由于傳感器安裝于飛機機頭，受飛機流場干擾等因素的影響，傳感器測得的總壓、靜壓、迎角、總溫等基本數據均為傳感器在飛機機體安裝位置處的當地數據，并不是飛機系統(tǒng)所需的準確的大氣數據信息。未經校準的測量值與真實值存在差異，導致氣壓高度與指示空速等均存在誤差，一般通過空速系統(tǒng)校準試飛獲取[3]。根據咨詢通報AC25-7D要求：除非提供已經校準的參考系統(tǒng)，否則應在覆蓋整個試飛必需范圍內進行空速系統(tǒng)的校準[4]。CCAR25部運輸機適航標準[5]第1323條要求：VMO至1.23VSR1(襟翼在收上位置)及1.23VSRO至VFE(襟翼在著陸位置)的整個速度范圍內，空速的安裝誤差(不包括空速指示儀表校準誤差)不得超過3%或5 kn(1 kn=0.514 m/s)，兩者中取大值；第1325條要求：每個靜壓系統(tǒng)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(不包括儀表校準誤差)在1.23VSRO(襟翼展態(tài))至1.7VSR1(襟翼收態(tài))速度范圍內對應的飛機形態(tài)下，每100 kn不超過±10 m，速度小于100 kn時，氣壓高度誤差允許為±10 m。

為滿足大氣數據系統(tǒng)校準需求，某型民機飛行試驗規(guī)劃過程中，考慮了前支桿和拖錐兩種試飛改裝方案。拖錐法在機尾加裝拖錐，試飛過程中拖錐延伸至機身后一定距離，測量精度高，ARJ21-700、空客A380等飛機就采用拖錐進行靜壓校準[6]。前支桿法一般將支桿安裝于飛機機頭前方或者機翼翼尖，可對外部流場進行直接測量，試飛技術簡單，不過需權衡考慮前支桿長度和結構穩(wěn)定性之間的矛盾，且安裝于機頭前方時還需考慮對機頭空速測量系統(tǒng)的影響[7]。從可查到的資料來看，國外對前支桿的應用多見于教練機、戰(zhàn)斗機等飛機，Roh等[8]研究了T-50/A-50超音速教練機的大氣數據系統(tǒng)校準，介紹了飛行試驗初期對前支桿測量裝置本身的數據校準方法及后期采用前支桿法對飛機本體大氣數據系統(tǒng)的校準結果；Cumming等[9]則利用飛行試驗研究了一種安裝于F-15B飛機前方的可伸縮的前支桿裝置對飛機飛行特性和大氣數據系統(tǒng)的影響，結果表明前支桿對飛機靜壓誤差測量產生了不利影響，對迎角和側滑角影響不大。國內方面，Y7-200A飛機的合格審定試飛中，空速系統(tǒng)采用拖錐系統(tǒng)作為基準靜壓進行校準，加裝了前支桿空速系統(tǒng)以解決復雜機動飛行中的靜壓畸變問題[10]；田玉艷等[11]從結構方面考慮，采用有限元法對一種前支桿結構進行了優(yōu)化，減小了前支桿結構質量，提高了經濟效益；邢達波[12]則對前支桿空速管的迎角側滑角測試進行了研究，消除了飛行科目中的數據漂移現象；楊歡[13]針對某采用前支桿進行失速試飛的飛機，研究了失速速度適航試飛的數據處理等問題。國內尚未發(fā)現從氣動專業(yè)角度就前支桿對大氣數據基本參數影響值進行具體研究的公開文獻。

隨著現代科技及計算機軟硬件能力的發(fā)展，計算流體力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)在飛機研制過程中逐漸扮演著越來越重要的角色，已廣泛應用于飛機研制的各個階段。CFD計算結果包含壓力、速度等流場數據，同時可非常直觀地反映飛行器表面和附近區(qū)域的流動情況，可以為試飛測量裝置的安裝位置選擇和影響分析提供支持。文獻[9]中也稱其研究源于對采用基于歐拉的CFD方法對前支桿影響分析結果的驗證。

確定某型民機大氣數據校準方案之前，需采用CFD手段來評估兩種方案大氣參數校準的準確性。對前支桿校準方法的研究可以作為某型民機是否選用前支桿法進行空速校準的依據，為試飛方案選擇提供參考。

1 研究對象

基于CFD方法，對某型民機前支桿測量裝置進行誤差分析，研究了3個方面的內容：① 前支桿安裝位置和長度的確定，對未加裝前支桿時的飛機流場進行分析，選擇前支桿裝置合適的位置和長度；② 對加裝前支桿測量裝置后前支桿測量參數當地流場進行分析，了解測量參數與來流的關系；③ 評估前支桿測量裝置對飛機現有大氣數據系統(tǒng)測量參數的影響。

圖1為前支桿組合傳感器示意圖，通過支桿與飛機機身連接，傳感器上分布有總壓口、靜壓口、迎角和側滑角風標，用于對飛機來流的總壓、靜壓、迎角和側滑角進行校準。

圖1 前支桿組合傳感器示意圖[14]

圖2為前支桿試飛測量裝置安裝于某型民機機頭前方的數模示意，在飛機前機身機頭部分左右兩邊各安裝有兩個總靜壓傳感器。以某型民機翼身組合體干凈構型為研究對象，采用ICEM CFD軟件進行多塊結構網格生成，使用基于三維積分形式的雷諾平均N-S方程進行求解，分析加裝前支桿測量裝置前后的大氣數據參數，得出本文所需的各項參數影響量。

圖2 前支桿試飛測量裝置的安裝

一般來講，大氣數據系統(tǒng)的總壓測量精度容易保證，研究主要側重于考慮靜壓、迎角和側滑角的位置誤差。

2 前支桿試飛測量裝置安裝長度確定

拆除機頭雷達罩，將前支桿安裝于飛機機頭，前支桿中心線位于飛機機身構造水平線上。前支桿法作為空速校準測量方法之一，首先要解決的問題就是支桿長度的確定，即組合傳感器各參數測量位置與飛機機頭距離的確定。支桿長度較短時測量準確性難以保證，長度太長時本身會產生振動，且對飛機結構、安裝等都有一定的影響。

選取飛機飛行Ma為0.2、高度為0 m，對比分析了距離飛機機頭前部1，2，3，3.4，3.6，4，5 m不同位置處的靜壓和迎角數據。

圖3給出了不同位置處的靜壓誤差數據，縱坐標為靜壓系數Cp，橫坐標為來流迎角α。距機頭越近，靜壓誤差越大，在機頭前方1 m時靜壓誤差達到了0.21左右；隨著距離的增加，靜壓誤差逐漸減小并趨于一致，保持在近似穩(wěn)定的誤差值上。

圖3 距離機頭前方不同距離處的靜壓系數

圖4給出了距離機頭不同位置處的當地迎角與來流迎角的關系曲線，縱坐標為不同位置處的當地迎角是αL，橫坐標為來流迎角α。由圖4可知，兩者基本上呈良好的線性關系。距離機頭1 m時，斜率約為1.3，隨著距離增加，斜率逐漸趨近于1.0，前支桿迎角測量值越接近于真實的飛機迎角，也就可以更準確地對飛機迎角傳感器進行迎角校準。

圖4 距離機頭前方不同位置處的當地迎角

綜合考慮氣動、載荷、結構、試飛等各專業(yè)的實際需求，初步暫選取前支桿整體長度(支桿及組合傳感器)為3.7 m，安裝于飛機機頭前方以進行后續(xù)的測量誤差分析。

3 前支桿測量的位置誤差

前支桿試飛測量裝置測量的總壓、靜壓、迎角和側滑角等各項參數值均為測量裝置當地的測量值，由于安裝位置的原因與真實大氣值之間有一定的位置誤差，在采用前支桿法對飛機大氣數據系統(tǒng)參數進行校準前也需要對前支桿測量精度進行檢查校準。

選取的計算狀態(tài)如表1所示。

表1 計算狀態(tài)點

3.1 靜壓測量誤差

圖5給出了不同Ma時前支桿測量裝置的靜壓位置誤差與迎角的關系，縱坐標為靜壓系數Cp，橫坐標為來流迎角α。

圖5 前支桿靜壓位置誤差

小迎角小速度時前支桿靜壓測量的誤差較大。各Ma下的靜壓誤差基本上在0.04左右，假設計算高度附近密度保持不變，近似推算該靜壓誤差量對高度的影響量，進而估算對速度的影響，結果如表2所示。參考運輸機適航標準中要求，當前前支桿長度下，靜壓誤差0.04所帶來的高度影響誤差偏大。

表2 Cp=0.04時對高度和速度影響估算

3.2 迎角測量誤差

圖6給出了不同Ma時前支桿測量裝置的當地迎角與來流迎角的關系，縱坐標為前支桿測量的當地迎角αL，橫坐標為來流迎角α。

由圖6可見，不同Ma下前支桿測量的當地迎角與來流迎角之間呈現良好的線性關系，各曲線線性擬合后斜率接近于1，截距接近于0，表明前支桿迎角測量值可以很好地修正至來流真實迎角。

圖6 前支桿測量裝置當地迎角與來流迎角關系

3.3 側滑角測量誤差

對涉及側滑角測量誤差的計算狀態(tài)點進行了調整。圖7給出了Ma=0.2時前支桿測量的當地側滑角與來流側滑角的關系，縱坐標為前支桿測量的當地側滑角βL，橫坐標為來流側滑角β。

由圖7可見，各迎角下前支桿測量的當地側滑角與來流側滑角均呈現良好的線性關系，各曲線線性擬合后斜率接近于1，截距接近于0，表明前支桿側滑角測量值可以很好地修正至來流真實側滑角。

圖7 前支桿當地側滑角與來流側滑角關系(Ma=0.2)

4 對現有大氣數據系統(tǒng)測量影響

進行試飛校準時，前支桿測量裝置安裝于飛機機頭前部，流經前支桿的氣流會對飛機機頭流場產生擾動，進而對現有大氣數據系統(tǒng)的測量值產生影響。某民機未安裝側滑角傳感器，側滑角校準信息主要用于對迎角的側滑修正，本節(jié)主要考慮無側滑時前支桿測量裝置對靜壓和迎角的測量影響。

4.1 靜壓測量影響

圖8給出了前支桿試飛測量裝置對飛機大氣數據系統(tǒng)靜壓測量的影響，圖8中縱坐標ΔCp1和ΔCp2分別為某型民機的備用空速管和主空速管處的靜壓影響量，橫坐標為來流迎角α。

由圖8可見，各Ma下前支桿對現有大氣數據系統(tǒng)靜壓的影響量在-0.01～+0.01之間，近似推算該靜壓誤差量對高度和速度的影響量，結果如表3所示。

圖8 靜壓影響量

表3 Cp=0.01時對高度和速度影響估算

4.2 迎角測量影響

圖9給出了不同Ma下前支桿試飛測量裝置對飛機大氣數據系統(tǒng)迎角傳感器測量的影響，縱坐標為加裝前支桿測量裝置前后迎角傳感器當地迎角差值，橫坐標為來流迎角。

圖9 迎角傳感器處當地迎角影響量

在計算迎角范圍內，迎角傳感器當地迎角測量的影響量基本在-0.3°～0.1°之間，考慮飛機大氣數據系統(tǒng)迎角傳感器本身的修正關系，反推出對來流迎角測量的影響量在-0.17°～0.06°之間。

綜合研究結果表明，選定前支桿長度情況下，前支桿測量的靜壓測量誤差引起的高度誤差偏大，對現有大氣數據系統(tǒng)靜壓亦有一定影響，對迎角影響較小。某型民機空速校準方案中，初步決定采用前支桿法進行總壓、迎角和側滑角的校準，采用拖錐法進行靜壓校準。

5 結束語

前支桿試飛測量裝置的長度會影響自身測量參數的精度，進而影響到飛機的空速校準。實際使用中，應衡量前支桿測量裝置長度帶來的誤差是否滿足需求，在試飛前對前支桿測量精度進行校準，并考慮前支桿對現有大氣數據系統(tǒng)的影響。

采用CFD方法分析前支桿試飛測量裝置的誤差信息，可以初步對飛機大氣數據信息有所了解和掌握，降低試飛風險。本文的研究內容對某民機大氣數據系統(tǒng)試飛校準有著較大的實踐意義，且可為其他飛機在前支桿試飛測量裝置使用方面提供參考。