田培強(qiáng)，吳敬濤，鄧文亮

（中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710000）

引言

隨著民航行業(yè)的快速發(fā)展，飛機(jī)航線不斷增加，這就導(dǎo)致飛機(jī)飛行任務(wù)剖面逐漸擴(kuò)展，機(jī)場(chǎng)環(huán)境和航線環(huán)境出現(xiàn)極端氣候環(huán)境[1]，如低溫環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)會(huì)出現(xiàn)變形和結(jié)冰等問(wèn)題。在飛機(jī)運(yùn)營(yíng)階段，飛機(jī)不可避免地要遭遇高溫、高寒、濕熱、結(jié)冰等極端氣候環(huán)境。如果飛機(jī)的環(huán)境適應(yīng)性能力不足，輕則降低飛機(jī)的使用性能，影響飛機(jī)運(yùn)行；重則導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)生安全性事故，嚴(yán)重時(shí)甚至還會(huì)發(fā)生機(jī)毀人亡的災(zāi)難[2]。因此，需要研究極端氣候環(huán)境條件下飛機(jī)結(jié)構(gòu)和機(jī)構(gòu)的功能與性能變化，能夠?yàn)轱w機(jī)維護(hù)提供支持，提高飛機(jī)安全性。

因此本文通過(guò)結(jié)合外場(chǎng)自然條件和內(nèi)場(chǎng)實(shí)驗(yàn)室條件的極端環(huán)境下飛機(jī)全狀態(tài)氣候環(huán)境試驗(yàn)，分析外場(chǎng)和實(shí)驗(yàn)室的試驗(yàn)環(huán)境條件和試驗(yàn)過(guò)程，研究極端環(huán)境下飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)的環(huán)境溫度特征，為飛機(jī)運(yùn)營(yíng)維護(hù)提供依據(jù)。

1 飛機(jī)氣候環(huán)境試驗(yàn)概述

波音737飛機(jī)運(yùn)行環(huán)境包線[3]的起飛和著陸最低溫度限制為-54 ℃，最高運(yùn)行溫度限制為54 ℃，通常大型客機(jī)的運(yùn)行環(huán)境包線與該機(jī)型相似，因此確定本文研究的極限溫度范圍為（-55～54）℃。本文主要圍繞飛機(jī)的地面環(huán)境試驗(yàn)開(kāi)展研究，因?yàn)檫x取飛機(jī)起飛和降落過(guò)程的運(yùn)行環(huán)境，根據(jù)MIL-STD-810H中502.7節(jié)全球低溫環(huán)境的統(tǒng)計(jì)（如表1所示），低溫環(huán)境出現(xiàn)概率最大的溫度為（-21～ -31）℃[4]，因此本文選取該溫度范圍（-21～ -31）℃作為所研究的飛機(jī)運(yùn)營(yíng)環(huán)境條件。

表1 全球地面低溫循環(huán)范圍

1.1 飛機(jī)外場(chǎng)環(huán)境試驗(yàn)

飛機(jī)外場(chǎng)環(huán)境試驗(yàn)過(guò)程中，確定出環(huán)境溫度在（-21～31）℃之間的時(shí)間點(diǎn)，在該時(shí)間點(diǎn)的環(huán)境條件下，飛機(jī)開(kāi)啟APU，未起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，飛機(jī)機(jī)采系統(tǒng)所采集的當(dāng)日靜溫/總溫環(huán)境數(shù)據(jù)如圖1所示。由于起動(dòng)APU會(huì)影響周圍環(huán)境溫度，為盡量保證數(shù)據(jù)不受APU系統(tǒng)影響，均選取曲線起始點(diǎn)作為所分析的試驗(yàn)數(shù)據(jù)：此時(shí)飛機(jī)航電系統(tǒng)所測(cè)得的靜溫/總溫均值為-28.8 ℃。

圖1 外場(chǎng)環(huán)境試驗(yàn)的靜溫/總溫曲線

1.2 飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)

飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)中，在多個(gè)極端溫度點(diǎn)下多個(gè)飛機(jī)系統(tǒng)開(kāi)展了研發(fā)性試驗(yàn)和適航符合性驗(yàn)證試驗(yàn)，環(huán)境試驗(yàn)溫度歷程曲線如圖2所示。

圖2 實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)溫度歷程曲線

由于飛機(jī)外場(chǎng)環(huán)境是在早上進(jìn)行，溫度處于上升階段，為與飛機(jī)運(yùn)營(yíng)環(huán)境和外場(chǎng)試驗(yàn)環(huán)境保持相同條件，選取實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)數(shù)據(jù)的溫度上升階段，且外場(chǎng)環(huán)境試驗(yàn)中靜溫/總溫為-28.8 ℃，最終確定實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)溫度點(diǎn)為：大氣靜溫與總溫均值為-28.78 ℃。

2 內(nèi)外場(chǎng)極端條件下飛機(jī)內(nèi)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特征分析

外場(chǎng)自然環(huán)境和實(shí)驗(yàn)室環(huán)境的兩個(gè)溫度點(diǎn)均是處在溫度上升階段，且內(nèi)場(chǎng)實(shí)驗(yàn)室溫度相比于外場(chǎng)自然環(huán)境溫度，相差0.07 %，在誤差允許范圍內(nèi)，內(nèi)外場(chǎng)環(huán)境條件是等同的。根據(jù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，本節(jié)分別從飛機(jī)的外部結(jié)構(gòu)溫度和內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度，分析外場(chǎng)和實(shí)驗(yàn)室對(duì)民機(jī)內(nèi)外部結(jié)構(gòu)影響的一致性。

2.1 極端環(huán)境下飛機(jī)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特點(diǎn)

從飛機(jī)運(yùn)營(yíng)環(huán)境和機(jī)構(gòu)功能出發(fā)，飛機(jī)機(jī)翼環(huán)境溫度間接地影響著燃油油溫和襟縫翼等活動(dòng)翼面溫度，飛機(jī)尾翼環(huán)境溫度直接地影響著垂平尾機(jī)構(gòu)功能，飛機(jī)吊掛環(huán)境溫度直接地影響著發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)和運(yùn)行性能[5]，因此本小節(jié)從機(jī)翼、尾翼和吊掛三個(gè)飛機(jī)外部結(jié)構(gòu)來(lái)分析飛機(jī)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境特點(diǎn)，三個(gè)飛機(jī)外部結(jié)構(gòu)的外場(chǎng)和實(shí)驗(yàn)室環(huán)境數(shù)據(jù)如表2所示。

由表2可知，飛機(jī)機(jī)翼、吊掛和尾翼三個(gè)外部機(jī)構(gòu)在實(shí)驗(yàn)室極端環(huán)境下的環(huán)境溫度，與外場(chǎng)環(huán)境下三個(gè)外部機(jī)構(gòu)的環(huán)境溫度趨勢(shì)相同，即均比外場(chǎng)環(huán)境和實(shí)驗(yàn)室環(huán)境溫度低，導(dǎo)致此現(xiàn)象的原因是此時(shí)外場(chǎng)環(huán)境和實(shí)驗(yàn)室環(huán)境均處在溫度上升階段。但由于內(nèi)外場(chǎng)的溫度最低點(diǎn)和升溫速率不同，產(chǎn)生了實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下三個(gè)外部機(jī)構(gòu)溫度比外場(chǎng)環(huán)境下三個(gè)外部機(jī)構(gòu)溫度更低的現(xiàn)象，也是對(duì)飛機(jī)機(jī)構(gòu)的嚴(yán)格考核，這也表征了飛機(jī)氣候環(huán)境實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)的重要性，即實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)可有效且精準(zhǔn)地?cái)U(kuò)展外場(chǎng)試驗(yàn)，進(jìn)而為拓寬飛機(jī)運(yùn)營(yíng)包線提供支撐。

表2 內(nèi)外場(chǎng)極端環(huán)境下飛機(jī)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度（℃）

2.2 極端環(huán)境下飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特點(diǎn)

上述飛機(jī)的三個(gè)外部結(jié)構(gòu)均從中后機(jī)身進(jìn)行分析，飛機(jī)內(nèi)部環(huán)境結(jié)構(gòu)選取前中機(jī)身進(jìn)行研究，因此本小節(jié)從機(jī)頭的雷達(dá)艙和翼身整流罩兩個(gè)內(nèi)部結(jié)構(gòu)來(lái)分析飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境特點(diǎn)。內(nèi)外場(chǎng)極端環(huán)境下飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度數(shù)據(jù)如表3所示。

由表3可知，飛機(jī)翼身整流罩和雷達(dá)艙兩個(gè)內(nèi)部結(jié)構(gòu)在實(shí)驗(yàn)室極端環(huán)境下的環(huán)境溫度，與外場(chǎng)環(huán)境下兩個(gè)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的環(huán)境溫度趨勢(shì)相同，即均比外場(chǎng)環(huán)境和實(shí)驗(yàn)室環(huán)境溫度高，導(dǎo)致此現(xiàn)象的原因是由于外部結(jié)構(gòu)的隔熱，但不同位置的隔熱性能和密封性能不同，也就導(dǎo)致內(nèi)部溫度不同，并且機(jī)頭的雷達(dá)艙溫度低于翼身整流罩溫度。

表3 內(nèi)外場(chǎng)極端環(huán)境下飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度（℃）

2.3 飛機(jī)內(nèi)外部結(jié)構(gòu)的環(huán)境溫度分布分析

從飛機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度出發(fā)，分析飛機(jī)全機(jī)身溫度分布和飛機(jī)內(nèi)外部環(huán)境差異，由圖3可知：

1）對(duì)于機(jī)身外的環(huán)境溫度分布，在外場(chǎng)或?qū)嶒?yàn)室，機(jī)翼環(huán)境溫度與尾翼環(huán)境溫度誤差僅1.67 ℃和0.12 ℃，且實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下飛機(jī)環(huán)境溫度分布比外場(chǎng)環(huán)境下飛機(jī)環(huán)境溫度分布更均勻；

2）對(duì)于機(jī)身內(nèi)部的環(huán)境溫度，無(wú)論是外場(chǎng)環(huán)境還是實(shí)驗(yàn)室環(huán)境，翼身整流罩的隔熱保溫效果比雷達(dá)艙的隔熱保溫效果更好。

3 結(jié)論

本文圍繞飛機(jī)整機(jī)內(nèi)外場(chǎng)環(huán)境試驗(yàn)，結(jié)合外場(chǎng)環(huán)境試驗(yàn)溫度和實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)溫度歷程，在外場(chǎng)回溫階段（靜溫由-35 ℃回溫-28.8 ℃時(shí)）和實(shí)驗(yàn)室回溫階段（靜溫由-45 ℃回溫-28.8 ℃時(shí)），選取內(nèi)外場(chǎng)共同的溫度點(diǎn)為靜溫/總溫為-28.8 ℃和-28.78 ℃，兩者誤差為0.07 %，在此條件下，分析外場(chǎng)與實(shí)驗(yàn)室下飛機(jī)內(nèi)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特征。經(jīng)對(duì)比可得：實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下飛機(jī)環(huán)境溫度變化趨勢(shì)與外場(chǎng)飛機(jī)環(huán)境溫度變化趨勢(shì)相同，即飛機(jī)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度比靜溫/總溫低，飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度比靜溫/總溫高，但由于實(shí)驗(yàn)室所達(dá)到的溫度更低，導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)溫度低于外場(chǎng)環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)溫度。并且實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下飛機(jī)環(huán)境溫度分布比外場(chǎng)環(huán)境下飛機(jī)環(huán)境溫度分布更均勻，對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的保溫效果，發(fā)現(xiàn)翼身整流罩的的隔熱保溫效果比雷達(dá)艙的隔熱保溫效果更好，可為飛機(jī)低溫維護(hù)提供支撐。