方陽(yáng)　楊士普　楊慧

【摘 要】靜壓孔傳感器用于測(cè)量飛機(jī)飛行所在高度的大氣靜壓，通過(guò)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)得到飛機(jī)的飛行高度和飛行速度。本文通過(guò)CFD方法對(duì)兩種國(guó)外現(xiàn)役機(jī)型的機(jī)身靜壓場(chǎng)和靜壓孔氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，結(jié)合靜壓孔傳感器的使用特點(diǎn)及設(shè)計(jì)要求，可以獲得使得靜壓孔傳感器修正規(guī)律簡(jiǎn)單的布局位置，為靜壓孔傳感器在試飛修正中獲得高質(zhì)量的測(cè)量精度奠定良好的理論設(shè)計(jì)基礎(chǔ)。

【關(guān)鍵詞】靜壓孔傳感器；布局；數(shù)值分析

0 引言

民用飛機(jī)采用靜壓孔傳感器（以下簡(jiǎn)稱(chēng)靜壓孔）或全靜壓傳感器來(lái)測(cè)量飛機(jī)飛行高度的靜壓，相對(duì)于全靜壓傳感器，靜壓孔的測(cè)量精度更高，現(xiàn)代的先進(jìn)民用飛機(jī)以及大型民用飛機(jī)均采用靜壓孔測(cè)量來(lái)流靜壓。所測(cè)得的靜壓值通過(guò)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)得到飛機(jī)的飛行高度和飛行速度，并在氣壓高度表和空速表上顯示出來(lái)。靜壓孔如圖 1所示。

大氣靜壓定義為飛機(jī)前方無(wú)限遠(yuǎn)處的來(lái)流靜壓，但由于飛機(jī)上靜壓孔的位置、測(cè)量設(shè)備、馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角等因素的影響，靜壓孔測(cè)量的靜壓值總會(huì)存在一定的誤差，正常情況下，此偏差可以分為：靜壓孔的安裝位置誤差、延遲誤差以及設(shè)備誤差，其中靜壓系統(tǒng)的靜壓誤差主要取決于其位置誤差的大小。所以，減小靜壓誤差就要減小靜壓源位置誤差。

1 機(jī)身靜壓孔安裝需求分析

1.1 機(jī)身靜壓孔安裝設(shè)計(jì)原則

機(jī)身靜壓孔一般布置在機(jī)頭和前機(jī)身上，且為了避免不同構(gòu)型的影響，一般都布置在遠(yuǎn)離機(jī)翼的地方。一般來(lái)說(shuō)，應(yīng)符合以下幾條安裝設(shè)計(jì)原則。

1）保證靜壓孔能有效而穩(wěn)定的測(cè)量來(lái)流靜壓。

為保證靜壓孔的布局符合這一設(shè)計(jì)原則，應(yīng)避免靜壓孔受到擾動(dòng)氣流的影響，包括突出物擾流、起落架擾流以及排氣孔排除的氣體等等，使其處于穩(wěn)定的流場(chǎng)中。

2）靜壓孔測(cè)量值應(yīng)滿足一定的精度要求

現(xiàn)代為了增加空域容量，國(guó)際民航組織（ICAO）提出了RVSM運(yùn)行要求，即將飛行高度層FL290（8900米）到飛行高度層FL410（12500米）之間的垂直間隔由2000英尺縮小為1000英尺。這使得對(duì)靜壓孔的精度要求更嚴(yán)苛了，平均為0.26%。靜壓孔誤差可以從三個(gè)方面考慮：靜壓孔的安裝位差、延遲誤差、設(shè)備誤差。靜壓孔的安裝誤差也叫靜壓源誤差，是由靜壓孔的布局設(shè)計(jì)決定的，此誤差決定了靜壓孔誤差的量級(jí)；延遲誤差是壓力從測(cè)量點(diǎn)傳遞到傳感器所耗費(fèi)的時(shí)間引起的誤差；與設(shè)備誤差有關(guān)的有制造誤差、摩擦、活動(dòng)部位的慣性、磁場(chǎng)和溫度波動(dòng)。

3）靜壓孔安裝應(yīng)滿足魯棒性要求

靜壓孔安裝位置在一定范圍內(nèi)的偏移，不會(huì)對(duì)安裝誤差修正規(guī)律及其他設(shè)計(jì)要求產(chǎn)生明顯影響。

4）靜壓孔安裝應(yīng)滿足可靠性要求

靜壓孔應(yīng)對(duì)稱(chēng)布局，主靜壓孔與備用靜壓孔應(yīng)布局在不同區(qū)域。

5）制造要求

靜壓孔的安裝位置應(yīng)易于實(shí)現(xiàn)RVSM對(duì)靜壓孔附近區(qū)域的制造容差要求。

1.2 靜壓孔安裝氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求

從氣動(dòng)角度出發(fā)，靜壓孔安裝應(yīng)滿足以下氣動(dòng)設(shè)計(jì)原則：

1）靜壓信號(hào)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律應(yīng)簡(jiǎn)單，以減小修正過(guò)程的復(fù)雜性；

2）靜壓信號(hào)隨迎角應(yīng)盡量不變，以減小迎角試飛精度較低帶來(lái)的靜壓誤差；

3）靜壓信號(hào)受側(cè)滑角的影響用盡可能小，以降低飛機(jī)側(cè)滑時(shí)帶來(lái)的靜壓誤差。

2 分析方法

機(jī)身靜壓孔安裝在機(jī)身表面，測(cè)量的是所在機(jī)身表面的壓力，根據(jù)氣動(dòng)理論，機(jī)身表面壓力場(chǎng)的變化規(guī)律與馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角和雷諾數(shù)這四個(gè)氣動(dòng)參數(shù)有關(guān)，其中，有較大影響的參數(shù)為迎角和馬赫數(shù)，本文對(duì)這兩個(gè)參數(shù)對(duì)機(jī)身靜壓場(chǎng)的氣動(dòng)特性影響進(jìn)行分析。

本文采用CFD方法對(duì)兩種機(jī)型（X1、X2）的機(jī)身靜壓場(chǎng)和靜壓孔特性進(jìn)行分析研究。兩種機(jī)型都采用翼身組合體巡航構(gòu)型，計(jì)算網(wǎng)格采用ANSYS-ICEM生成的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為了得到靜壓孔位置的精確靜壓值，在靜壓孔周?chē)M(jìn)行加密。采用CFX軟件進(jìn)行計(jì)算，湍流模型采用SST模型。

提取出機(jī)身上所有的網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)值，用FORTRAN編程處理，可以在機(jī)身上比較直接形象的看出不隨馬赫數(shù)或迎角變化的位置，如圖 2所示。由圖可以看出，從單純的氣動(dòng)角度考慮，深藍(lán)色地帶為布置靜壓孔的理想位置，在這個(gè)區(qū)域，機(jī)身靜壓隨迎角變化的敏感程度很低。而在紅色區(qū)域，機(jī)身靜壓隨迎角變化最為敏感。 圖 2（b）曲線中給出了，處于深藍(lán)色區(qū)域的S2和處于藍(lán)綠色區(qū)域的S1兩個(gè)位置的靜壓隨迎角的變化曲線的對(duì)比?？梢钥闯?，S2處的靜壓幾乎不隨迎角變化而變化，而S1處則隨迎角有一定的變化。顯然，可以得出，位置S2更適合安裝靜壓孔。

3 計(jì)算結(jié)果

機(jī)型X1和X2各有六個(gè)靜壓孔，均對(duì)稱(chēng)分布在機(jī)身兩邊，機(jī)身左邊靜壓孔位置如圖3、圖4、圖7以及圖8中的紅點(diǎn)位置所示，圖中可以看出兩個(gè)機(jī)型的三個(gè)靜壓孔有兩個(gè)靜壓孔的位置布置的比較靠近，為主靜壓孔，XI的主靜壓孔記為S1，X2的主靜壓孔記為P1；還有一個(gè)靜壓孔布置的稍遠(yuǎn)，為備用靜壓孔，X1的備用靜壓孔記為S2，X2的備用靜壓孔記為P2。

3.1 X1計(jì)算結(jié)果分析

本節(jié)通過(guò)CFD方法研究了X1飛機(jī)的機(jī)身靜壓場(chǎng)的氣動(dòng)特性，并且得到了其靜壓孔處的靜壓值隨迎角和馬赫數(shù)的變化規(guī)律。

由圖 3得出，X1布置在機(jī)身上的兩個(gè)主靜壓孔在不同馬赫數(shù)下都是處于對(duì)迎角敏感度較低的深藍(lán)色區(qū)域，幾乎是無(wú)迎角效應(yīng)，這樣在試飛修正時(shí)就靜壓信號(hào)就可以不用進(jìn)行迎角修正，正如圖 5（a）所示；但圖 4則顯示兩個(gè)主靜壓孔卻不是處于對(duì)馬赫數(shù)敏感度較低的深藍(lán)色區(qū)域，而是位于該區(qū)域的前方，這是由于X1飛機(jī)在住靜壓孔靠近機(jī)翼的那個(gè)方向布置了貨艙門(mén)，而且相對(duì)于迎角信號(hào)來(lái)說(shuō)，試飛時(shí)馬赫數(shù)的精度較高，圖 6（a）顯示主靜壓孔的靜壓隨馬赫數(shù)的變化比較簡(jiǎn)單，因此，進(jìn)行靜壓信號(hào)的馬赫數(shù)修正時(shí)精度也會(huì)較高。

由于X1的機(jī)頭靠近風(fēng)擋處的結(jié)構(gòu)不是很平整，而靜壓孔安裝對(duì)飛機(jī)表面的粗糙度要求很高，為0.8甚至更高，同時(shí)為了防水要求，其備用靜壓孔并沒(méi)有布置在機(jī)頭的對(duì)迎角敏感度較低的區(qū)域，而是出于該區(qū)域的下方，如圖 3所示。圖 5（b）顯示備用靜壓孔的靜壓信號(hào)雖然不是隨迎角不變的，但幾乎是單調(diào)線性變化，這樣也能減小修正時(shí)的誤差。

3.2 X2計(jì)算結(jié)果分析

本節(jié)通過(guò)CFD方法研究了X2飛機(jī)的機(jī)身靜壓場(chǎng)的氣動(dòng)特性，并且得到了其靜壓孔處的靜壓值隨迎角和馬赫數(shù)的變化規(guī)律。

X2飛機(jī)的主靜壓孔和備用靜壓孔都布置在了機(jī)身位置，這樣能夠避開(kāi)機(jī)頭區(qū)域的復(fù)雜結(jié)構(gòu)區(qū)域，滿足靜壓孔安裝的制造容差要求。

圖 7表示了三個(gè)靜壓孔測(cè)量的靜壓值在不同的馬赫數(shù)下，隨迎角幾乎是不變的，說(shuō)明三個(gè)靜壓孔都布置在對(duì)迎角信號(hào)敏感度低的區(qū)域，如圖 9所示。圖 10給出了三個(gè)靜壓信號(hào)在不同迎角下隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律，雖然不是隨馬赫數(shù)不變，但都是簡(jiǎn)單變化的。

4 總結(jié)

本文通過(guò)CFD方法對(duì)X1、X2兩種機(jī)型的機(jī)身靜壓場(chǎng)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，獲得了靜壓孔位置靜壓信號(hào)隨迎角和馬赫數(shù)的變化規(guī)律。

這兩種機(jī)型的靜壓孔定位首先都是優(yōu)先考慮迎角的影響，盡量保證無(wú)迎角效應(yīng)，或者隨迎角線性變化；其次隨馬赫數(shù)的變化也是簡(jiǎn)單單調(diào)的，這樣有利于后續(xù)的靜壓源誤差修正。靜壓孔的這種定位規(guī)律是由目前的試飛技術(shù)水平?jīng)Q定的。目前來(lái)說(shuō)，相對(duì)于迎角的試飛精度，馬赫數(shù)的試飛精度較高。保證了靜壓孔位置無(wú)迎角效應(yīng)，那么就減小了由迎角修正帶來(lái)的靜壓源誤差。

另外，這兩種機(jī)型在靜壓孔定位時(shí)，都盡量遠(yuǎn)離了機(jī)翼前緣，這樣可以減小襟縫翼的影響，提高了靜壓測(cè)量精度，保證了飛行安全。

[責(zé)任編輯：湯靜]