馬玉敏，廉 佳，孔滿(mǎn)昭，謝 露

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089)

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的運(yùn)行情況會(huì)影響飛機(jī)的飛行安全。通過(guò)測(cè)量飛機(jī)的迎角、側(cè)滑角、總壓、靜壓和總溫等信息，經(jīng)過(guò)處理和解算，輸出飛機(jī)的高度、速度、馬赫數(shù)、總溫、靜溫、迎角和側(cè)滑角等參數(shù)，為飛機(jī)航電、飛控等系統(tǒng)提供必要的大氣數(shù)據(jù)信息[1]。

測(cè)量大氣數(shù)據(jù)所需的傳感器通常安裝在飛機(jī)機(jī)體受來(lái)流影響較小的區(qū)域，對(duì)于大中型運(yùn)輸機(jī)，通常安裝在飛機(jī)的機(jī)頭部位。由于受飛機(jī)流場(chǎng)干擾等因素的影響，當(dāng)確定飛機(jī)外形及大氣數(shù)據(jù)傳感器在飛機(jī)上的安裝位置之后，可通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)方法對(duì)大氣數(shù)據(jù)特別是靜壓源誤差進(jìn)行初始修正，然后進(jìn)行空速校準(zhǔn)試飛，對(duì)大氣數(shù)據(jù)修正進(jìn)行最終的修訂和確認(rèn)。

大氣數(shù)據(jù)修正的量值通常是在給定飛機(jī)機(jī)頭外形的前提下得出，機(jī)頭外形改變將導(dǎo)致安裝于機(jī)頭的大氣傳感器附近流場(chǎng)發(fā)生變化，進(jìn)而影響大氣數(shù)據(jù)參數(shù)的測(cè)量，而機(jī)頭結(jié)冰就是機(jī)頭外形變化的原因之一。

當(dāng)飛機(jī)在具備結(jié)冰條件的云層中飛行時(shí)，飛機(jī)迎風(fēng)部件均可能出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象。適航當(dāng)局關(guān)心的可能影響飛機(jī)飛行安全的關(guān)鍵部位包括：機(jī)翼/尾翼前緣、駕駛艙風(fēng)擋、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)、外部傳感器(包括空速管)、機(jī)頭整流罩、螺旋槳和起落架等，通常也是最大冰積聚發(fā)生的部位[2]。這些部位結(jié)冰會(huì)破壞飛機(jī)的氣動(dòng)外形，降低飛機(jī)性能，影響傳感器的精度，嚴(yán)重時(shí)也會(huì)影響飛機(jī)飛行安全。

針對(duì)飛機(jī)不同部位的結(jié)冰，可根據(jù)是否設(shè)置防除冰功能區(qū)分為防護(hù)表面和非防護(hù)表面。對(duì)于非防護(hù)表面結(jié)冰，應(yīng)當(dāng)評(píng)估冰積聚的影響，采用計(jì)算或風(fēng)洞試驗(yàn)等方法進(jìn)行冰型分析，確定臨界冰型，分析結(jié)冰對(duì)系統(tǒng)功能的影響，如機(jī)頭雷達(dá)罩結(jié)冰對(duì)下游大氣數(shù)據(jù)探頭功能的影響等,確保大氣數(shù)據(jù)測(cè)量不會(huì)發(fā)生較大誤差，對(duì)于自然結(jié)冰試飛中測(cè)量的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)誤差需要記錄并進(jìn)行修正[3-4]。

對(duì)于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)結(jié)冰的適航，CCAR-25部[5]中25.1323(i)條要求每個(gè)空速指示系統(tǒng)必須配備一個(gè)可加溫的空速管或等效手段，防止由于結(jié)冰導(dǎo)致的失靈；25.1325(b)條要求靜壓孔的設(shè)計(jì)和位置必須使靜壓系統(tǒng)的性能受氣流變化或者受濕氣以及其他外來(lái)物的影響最小，而且當(dāng)飛機(jī)遇到附錄C所規(guī)定的連續(xù)或間斷最大結(jié)冰狀態(tài)時(shí)，靜壓系統(tǒng)內(nèi)的空氣壓力和真實(shí)的外界大氣靜壓之間的相互關(guān)系不變。FAA發(fā)布的14CFR25部第140修正案和EASA發(fā)布的CS25部第16修正案中增加的新的適航條款則對(duì)大氣數(shù)據(jù)傳感器及探頭加溫系統(tǒng)提出了更高的要求[6]。對(duì)于高度和速度誤差，CCAR-25部1323(c)條要求：VMO～1.23VSR1(襟翼在收上位置)及1.23VSRO～VFE(襟翼在著陸位置)的整個(gè)速度范圍內(nèi)，空速的安裝誤差(不包括空速指示儀表校準(zhǔn)誤差)不得超過(guò)3%或5 kn(1 kn=0.514 m/s)，兩者中取大值；25.1325(e)條要求：每個(gè)靜壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)和安裝必須使在海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣下所指示的氣壓高度的誤差(不包括儀表校準(zhǔn)誤差)，在1.23VSRO(襟翼展態(tài))～1.7VSR1(襟翼收態(tài))速度范圍內(nèi)對(duì)應(yīng)的飛機(jī)形態(tài)下，每100 kn不超過(guò)±10 m，速度小于100 kn時(shí)，氣壓高度誤差允許為±10 m。

對(duì)飛機(jī)結(jié)冰特性的研究多見(jiàn)于機(jī)翼、尾翼和發(fā)動(dòng)機(jī)等大部件，而對(duì)機(jī)頭結(jié)冰影響研究較少。一部分是基于對(duì)結(jié)冰探測(cè)器安裝位置的確定需求，例如，郭繁[7]、周翰瑋[8]、易賢[9]等的研究；另一部分是基于對(duì)機(jī)頭冰脫落的影響分析，如Chandrasekharan 等[10]采用面元法、Yeong 等[11]采用耦合六自由度和蒙特卡羅方法仿真模擬了商用噴氣式飛機(jī)的冰脫落軌跡；馮麗娟等[2]研究了帶動(dòng)力情況下機(jī)頭冰脫落問(wèn)題，分析了機(jī)頭冰脫落軌跡及尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)吸入機(jī)頭脫落冰的概率；趙克良[13]針對(duì)某大型民機(jī)的結(jié)冰問(wèn)題開(kāi)展了深入系統(tǒng)的計(jì)算和試驗(yàn)研究，介紹了自然結(jié)冰試飛時(shí)飛機(jī)機(jī)頭冰型特征，包含了機(jī)頭冰的質(zhì)地、大小和質(zhì)量等參數(shù)。圖1為文獻(xiàn)[10]和文獻(xiàn)[13]中的飛機(jī)機(jī)頭冰型，通常呈圓盤(pán)狀。

圖1 飛機(jī)機(jī)頭典型冰型示意圖

關(guān)于飛機(jī)機(jī)頭結(jié)冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)影響的相關(guān)研究未查詢(xún)到公開(kāi)文獻(xiàn)。空速校準(zhǔn)時(shí)對(duì)大氣數(shù)據(jù)的修正通常并不考慮機(jī)頭結(jié)冰的情況，正因如此，在工程應(yīng)用中，機(jī)頭結(jié)冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量的影響成為了一個(gè)被提及且需驗(yàn)證的問(wèn)題。

1 機(jī)頭冰型確定

研究了兩型飛機(jī)機(jī)頭結(jié)冰對(duì)機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量的影響，本節(jié)以其中某型飛機(jī)為例說(shuō)明機(jī)頭結(jié)冰冰型的確定思路。

研究?jī)H考慮CCAR-25部附錄C中的連續(xù)最大結(jié)冰氣象條件，考慮典型結(jié)冰狀態(tài)下的機(jī)頭結(jié)冰，根據(jù)工程研制經(jīng)驗(yàn)，依據(jù)附錄C給出分析所選用的結(jié)冰氣象條件，如表1所示。表1中，H為高度，MVD為水滴直徑，LWC為液態(tài)水含量，T為溫度，結(jié)冰時(shí)間均為45 min。

表1 結(jié)冰氣象條件

圖2為某型民機(jī)結(jié)冰冰型計(jì)算的機(jī)頭附近網(wǎng)格示意圖。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)，在壁面生成棱柱形附面層網(wǎng)格，在機(jī)頭處進(jìn)行局部網(wǎng)格加密處理，以便能更準(zhǔn)確地得到機(jī)頭部位的結(jié)冰特性。

圖2 機(jī)頭附近網(wǎng)格示意圖

通過(guò)FENSAP-ICE軟件計(jì)算得出不同結(jié)冰氣象條件下飛機(jī)機(jī)頭的冰型外形。通常，結(jié)冰氣象條件不同，產(chǎn)生的冰型不同，對(duì)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量的影響也就不同。機(jī)頭結(jié)冰多為明冰或帶有針狀冰的混合冰，依據(jù)結(jié)冰范圍和結(jié)冰厚度等特征，選取各工況下機(jī)頭結(jié)冰最嚴(yán)重的冰型作為大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)影響研究的輸入。文中計(jì)算工況下，最嚴(yán)重時(shí)結(jié)冰范圍可達(dá)機(jī)頭后部約300 mm處，最大結(jié)冰厚度約為20 mm左右。為便于下一步對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的影響進(jìn)行研究，在機(jī)頭冰型建模時(shí)進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理，保持冰型覆蓋范圍和冰型厚度等主要特征，不考慮冰型顆粒細(xì)節(jié)，將冰型表面作光滑處理,如圖3所示。

圖3 機(jī)頭冰型及總靜壓傳感器位置示意圖

2 機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量影響

兩型飛機(jī)機(jī)頭安裝雷達(dá)，均不設(shè)防除冰系統(tǒng)功能，定義兩型飛機(jī)分別為A、B型飛機(jī)。A型飛機(jī)為渦槳支線(xiàn)客機(jī)，含2套主大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，1套備用大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，總靜壓傳感器、迎角傳感器、總溫傳感器分別對(duì)稱(chēng)安裝于飛機(jī)機(jī)頭蒙皮左右兩側(cè)，靜壓源為L(zhǎng)型總靜壓傳感器，突出安裝于機(jī)身外部；B型飛機(jī)全壓受感器、靜壓受感器、總溫傳感器、迎角傳感器對(duì)稱(chēng)安裝于機(jī)頭蒙皮左右兩側(cè)，靜壓源為機(jī)身靜壓孔型式。

采用文獻(xiàn)[14]所述的CFD方法分析機(jī)頭結(jié)冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量的影響，方法基于三維積分形式的雷諾平均N-S方程，文獻(xiàn)[14]中采用該方法針對(duì)DLR-F4標(biāo)模進(jìn)行了計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果符合性對(duì)比，方法可靠。

研究中假設(shè)兩型飛機(jī)各傳感器加溫功能正常，飛行遭遇結(jié)冰氣象時(shí)各傳感器均能正常工作，即包含靜壓源在內(nèi)的各大氣數(shù)據(jù)傳感器本身不受結(jié)冰的影響。有鑒于此，總壓、總溫的測(cè)量值均在誤差范圍之內(nèi)，本文主要針對(duì)靜壓和迎角值的影響進(jìn)行分析。

2.1 A型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量影響

研究了馬赫數(shù)(Ma)為0.2和0.5時(shí)A型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量影響。

2.1.1 靜壓測(cè)量影響

圖3給出了A型飛機(jī)機(jī)頭冰與總靜壓傳感器的相對(duì)位置，機(jī)身側(cè)部上、下位置的L型總靜壓傳感器分別定義為P1和P2，安裝位置距機(jī)頭約1300 mm。圖4為A型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)靜壓測(cè)量的影響量。根據(jù)靜壓系數(shù)影響差量，近似推算出對(duì)高度和速度的影響量，如表2和表3所示。參數(shù)α為迎角，Cp為靜壓系數(shù)，H為高度，V為速度，Δ表示機(jī)頭結(jié)冰與機(jī)頭無(wú)冰的對(duì)應(yīng)量值之差，各參數(shù)下標(biāo)中的數(shù)字1表示P1的影響量，下標(biāo)數(shù)字2表示P2的影響量。

表2 A型飛機(jī)靜壓源測(cè)量差量對(duì)高度影響量

表3 A型飛機(jī)靜壓源測(cè)量差量對(duì)速度影響量

圖4 A型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)靜壓測(cè)量影響量

2個(gè)馬赫數(shù)下A型飛機(jī)機(jī)頭結(jié)冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量結(jié)果的影響較小。Ma=0.2時(shí)對(duì)高度的影響不超過(guò)0.8 m，對(duì)高度和速度的影響可忽略。Ma=0.5時(shí)對(duì)高度的影響量在中小迎角下最大在6.26 m，對(duì)速度的影響量最大在0.76 kn；對(duì)于較大迎角(14°)狀態(tài)，此時(shí)已接近該型飛機(jī)在該馬赫數(shù)下的限制迎角，對(duì)高度的影響量達(dá)到了16 m，對(duì)速度的影響量達(dá)到了2.3 kn。

圖5為Ma=0.5、迎角為0°時(shí)的表面極限流線(xiàn)及壓力云圖比較，其中圖5(a)為機(jī)頭無(wú)冰狀態(tài)，圖5(b)為機(jī)頭帶冰狀態(tài)。因帶機(jī)頭冰時(shí)傳感器測(cè)量壓力系數(shù)變化較小(ΔCp為0.0045左右)，云圖上不能明顯看出區(qū)別。從流線(xiàn)上看，機(jī)頭結(jié)冰后對(duì)飛機(jī)機(jī)頭附近流場(chǎng)產(chǎn)生干擾，進(jìn)而會(huì)對(duì)傳感器的壓力測(cè)量產(chǎn)生影響。

圖5 A型飛機(jī)機(jī)頭無(wú)/帶冰時(shí)流線(xiàn)及壓力云圖比較

2.1.2 迎角測(cè)量影響

圖6為A型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)迎角測(cè)量影響量，圖6中縱坐標(biāo)為機(jī)頭結(jié)冰后迎角傳感器測(cè)量的當(dāng)?shù)赜桥c機(jī)頭未結(jié)冰時(shí)測(cè)量的當(dāng)?shù)赜遣钪?，橫坐標(biāo)為來(lái)流迎角。

圖6 A型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)迎角測(cè)量影響量

在計(jì)算的迎角范圍內(nèi)，機(jī)頭結(jié)冰后迎角傳感器測(cè)量的當(dāng)?shù)赜遣盍炕驹?0.2°～0.06°之間，考慮對(duì)應(yīng)馬赫數(shù)下迎角傳感器的修正關(guān)系，折算出來(lái)流迎角的影響量約在-0.11°～0.03°之間。

2.2 B型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量影響

研究了Ma=0.3時(shí)，B型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量影響。B型飛機(jī)靜壓孔位于機(jī)身側(cè)面，飛機(jī)側(cè)面看靜壓孔從上到下依次排列，在飛機(jī)上的相對(duì)位置為風(fēng)擋下方、構(gòu)水線(xiàn)上方，機(jī)頭雷達(dá)罩前緣位于構(gòu)水線(xiàn)下方。

2.2.1 靜壓測(cè)量影響

與A型飛機(jī)相似，定義靜壓孔從上至下分別為P1、P2、P3。圖7為B型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)靜壓測(cè)量影響量。近似推算出對(duì)高度和速度的影響量如表4和表5所示。

圖7 B型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)靜壓測(cè)量影響量

表4 B型飛機(jī)靜壓源測(cè)量差量對(duì)高度影響

表5 B型飛機(jī)靜壓源測(cè)量差量對(duì)速度影響

中小迎角下，機(jī)頭結(jié)冰后對(duì)大氣數(shù)據(jù)靜壓測(cè)量的影響很小，相對(duì)應(yīng)地，對(duì)高度和速度的影響量可忽略；迎角超過(guò)10°以后，機(jī)頭冰對(duì)靜壓、高度和速度的測(cè)量影響逐漸增強(qiáng)，對(duì)靜壓系數(shù)的最大影響量值在0.025左右，在大迎角時(shí)對(duì)高度的影響量超過(guò)了10 m，計(jì)算迎角范圍內(nèi)速度最大影響量為2.63 kn。

2.2.2 迎角測(cè)量影響

圖8為B型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)迎角測(cè)量影響量。圖8中縱坐標(biāo)為機(jī)頭結(jié)冰后迎角傳感器測(cè)量的當(dāng)?shù)赜桥c機(jī)頭未結(jié)冰時(shí)測(cè)量的當(dāng)?shù)赜遣钪?，橫坐標(biāo)為來(lái)流迎角。

圖8 B型飛機(jī)機(jī)頭冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)迎角測(cè)量影響量

中小迎角時(shí)機(jī)頭結(jié)冰對(duì)迎角傳感器測(cè)量的當(dāng)?shù)赜怯绊懞苄?；?lái)流迎角超過(guò)10°以后，當(dāng)?shù)赜遣盍砍^(guò)了0.4°，特別是在13°時(shí)當(dāng)?shù)赜堑牟盍窟_(dá)到了1°左右，考慮該馬赫數(shù)下飛機(jī)的迎角修正關(guān)系，折算出來(lái)流迎角的影響量最大為0.4°左右。

2.3 小結(jié)

機(jī)頭結(jié)冰對(duì)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量的影響主要在于大迎角狀態(tài)，B型飛機(jī)相對(duì)A型飛機(jī)受影響略大一些，推測(cè)原因如下：① 兩型飛機(jī)量級(jí)、機(jī)頭外形上的不同導(dǎo)致機(jī)頭冰的覆蓋范圍和厚度等略有差異。② 兩型飛機(jī)靜壓源型式不一致，一種為突出機(jī)體表面的L型傳感器，另一種為嵌入機(jī)身的靜壓孔型傳感器。③ 靜壓、迎角測(cè)量結(jié)果與機(jī)頭冰和靜壓源、迎角傳感器的相對(duì)位置相關(guān)，特別是大迎角狀態(tài)，機(jī)頭部位的流動(dòng)對(duì)靜壓和迎角的測(cè)量有一定的干擾作用。

3 結(jié)束語(yǔ)

機(jī)頭結(jié)冰會(huì)影響大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)各傳感器的測(cè)量，進(jìn)而對(duì)飛機(jī)飛行高度、速度等參數(shù)測(cè)量的準(zhǔn)確性產(chǎn)生影響。飛機(jī)機(jī)頭通常為結(jié)冰非防護(hù)區(qū)域，在飛機(jī)遭遇惡劣結(jié)冰氣象條件時(shí)，應(yīng)考慮機(jī)頭積冰對(duì)機(jī)頭安裝的大氣數(shù)據(jù)傳感器測(cè)量結(jié)果的影響。

本文僅考慮了CCAR-25部附錄C中的連續(xù)最大結(jié)冰氣象條件，未考慮過(guò)冷大水滴、冰晶等嚴(yán)酷情形下的機(jī)頭結(jié)冰影響，本研究可以為同類(lèi)型飛機(jī)相關(guān)研究提供參考。