民用飛機迎角傳感器及靜壓探測器布局驗證方法

陳 功 李秋捷 / Chen Gong Li Qiujie

(上海飛機設計研究院，上海201210)

?

民用飛機迎角傳感器及靜壓探測器布局驗證方法

陳 功 李秋捷 / Chen Gong Li Qiujie

(上海飛機設計研究院，上海201210)

主要針對民用飛機迎角傳感器及總靜壓探測器布局方案的設計及驗證方法進行闡述。通過CFD仿真計算確定了適合的安裝區域，并通過風洞試驗對設計方案進行了驗證。從迎角傳感器的縱向特性及側滑角的敏感性、靜壓測量的縱/橫向變化規律分別對其進行了比較分析，獲得了可靠的結果。

風洞試驗；迎角傳感器；靜壓探測器；氣動布局

0 引言

民用飛機的大氣傳感器是其航電系統的重要組成部分，包括迎角傳感器、靜(總)壓探測器、溫度/濕度探測器、結冰探測器等。其中迎角傳感器與靜壓探測器在大氣傳感器系統中起到了重要的作用。迎角傳感器的作用是通過外置風標葉片感知機身表面流場的變化情況，實時計算飛機機身迎角；靜壓探測器的作用是通過空速管上的靜壓孔探測靜壓變化并通過一定邏輯計算出飛行速度。

由于機身實時迎角關系到飛控和操穩系統的設定，而實時飛行速度關系到對飛行性能的監控，因此應保證對以上兩個狀態參數測量的準確性。根據以往民用飛機型號的設計經驗和實際使用情況，除提高硬件本身的精度和性能，迎角傳感器及靜壓探測器的安裝位置和布局方式至關重要，在型號的設計過程中應盡早予以充分地考慮。

研究此類問題的方法主要有兩種，即CFD計算及風洞試驗。CFD仿真計算可以有效地建立機頭附近的局部流場并通過數據處理軟件有效地顯示，從而選擇出一個有效的范圍。而風洞試驗可以更直觀地對CFD計算所選位置進行有效的驗證。因此，結合CFD仿真計算與風洞試驗驗證對大氣傳感器選位問題進行研究不失為可靠的方法。

1 布局方案確定

考慮到測量的穩定性，迎角傳感器及靜壓探測器一般對稱布置在機頭兩側外形相對平整、流場變化相對穩定的區域。在具體安裝位置的選擇時，一般先通過CFD計算工具模擬機頭附近的流場，分析流場方向及壓力變化梯度后選擇相對穩定的區域作為迎角傳感器及靜壓探測器的安裝位置。

本次CFD計算采用ICEM在局部生成300萬的結構網格，并通過FLUENT的解算器進行計算。

圖1 采用CFD對機頭表面流場模擬

機頭流場CFD計算結果如圖1所示。圖中白色帶狀區域為流場穩定帶，在這個區域中的流場形態變化相對穩定且規律性較強，不會因飛機的常規姿態變化而發生畸變，是布置迎角傳感器與靜壓探測器的合理區域[1]。

結合以上CFD計算，并兼顧機頭內部結構及安裝空間等限制條件，初步篩選出了兩種可行性較高的布局方案A、B，如圖2所示。

圖2 迎角傳感器與靜壓探測器布局方案

圖中AOA代表迎角傳感器的安裝位置，PS代表靜壓探測器的安裝位置。

2 評估標準

迎角傳感器及靜壓探測器安裝位置是否合理可以通過以下標準進行判斷：

(1)迎角傳感器縱向特性。即某一狀態下機身迎角ɑb與迎角傳感器讀數ɑAOA的關系。根據航空工業標準[2]中的相關要求，該縱向特性應保持足夠的線性程度，即：

αAOA=f(αb)=k·αb+φ0

其中k為縱向特性函數的斜率，其物理意義為機身迎角ɑb與迎角傳感器讀數ɑAOA的比例系數；φ0為截距，其物理意義為機身迎角為0°時的下洗角。該函數的線性程度越高，反應迎角傳感器的縱向特性越好。

(2)迎角傳感器側滑敏感性。即在某個機身迎角時，對稱分布在機頭兩側的迎角傳感器在不同側滑角時的讀數差異。根據相關要求，在任何情況下，側滑角引起的迎角傳感器讀數差異不應過大，即：

δɑAOA(β)=|ɑAOA-L(β)-ɑAOA-R(β)|≤|Δ|

其中，δɑAOA(β)為當側滑角為β時，左右對稱位置迎角傳感器讀數的差異，Δ為一常量，其絕對值由不同飛機型號及其構型確定。δɑAOA(β)越大，說明迎角傳感器對側滑角越敏感，對測量干擾越大，越不利于迎角傳感器的正常工作。

(3)靜壓的縱向穩定性[3]。縱向穩定性體現為靜壓滿足波動不超過一定幅值時所涵覆蓋迎角區間。該迎角區間越大，說明靜壓的縱向穩定性越高。

(4)靜壓的橫向穩定性。橫向穩定性體現為靜壓在側滑角變化時的波動范圍[4]。波動越小，即橫向穩定性越高。

由于CFD計算很難準確地定量分析以上各參數，因此有必要引入風洞試驗的驗證技術。

3 試驗設備

3.1 迎角傳感器

試驗所用的迎角傳感器，由葉片、內部霍爾線圈及殼體組成，額定工作電壓為5V，有效偏角測量范圍+45°～-45°，靈敏度η<0.05°，風標試驗件外形如圖3所示。

圖3 風標試驗件

3.2 靜壓探測器試驗件

試驗所用的靜壓(總壓)探測器外形根據真實情況縮比，采用3D金屬粉末打印技術制成，測壓孔直徑約為0.5mm，孔內徑的粗糙度μ=0.16，所造成的沿程壓力損失<1%。并通過了4Psi的氣密性和通氣性測試。

4 試驗分析與討論

4.1 迎角傳感器縱向特性分析

方案A、B的迎角傳感器縱向特性如圖4所示。

圖4 迎角傳感器縱向特性

分析圖4中的結果可知，兩種布局方案下的迎角傳感器縱向特性在一定的機身迎角范圍內均呈現出高度線性，線性程度均達到R=0.999 8+量級，表明兩種方案下的迎角傳感器縱向特性均能滿足要求。雖然兩者的斜率k和截距φ0有所不同，但并不影響對其縱向特性的評價。

4.2 迎角傳感器對側滑角敏感性

方案A、B的迎角傳感器對側滑角敏感性如圖5所示。

圖5 迎角傳感器對側滑角敏感度

分析圖5中的結果可知，采用方案A時，左右迎角傳感器讀數差異隨側滑角發展過快，說明該位置的迎角傳感器對側滑角過于敏感，在數值上大大超過了要求的范圍；采用方案B時，左右迎角傳感器讀數差異隨側滑角發展的速度明顯降低，在數值上亦在規定的要求范圍之內。

4.3 靜壓縱向穩定性

方案A、B的靜壓縱向穩定性如圖6所示。

圖6 靜壓縱向穩定性

分析圖6中的結果可知，兩種方案下的靜壓均能在一定的迎角范圍內保持相對穩定，波動均在合理區間內。但進一步比較兩種方案的縱向靜壓曲線可知，采用方案B時，靜壓曲線變化幅度更平緩，即反映方案B的靜壓縱向穩定性更高。

4.4 靜壓橫向穩定性

方案A、B的靜壓縱向穩定性如圖7所示。

圖7 靜壓橫向穩定性

分析圖7中的結果可知，側滑角變化對靜壓的影響很小，說明兩種方案都可以保證較高的靜壓橫向穩定性。

4.5 方案A、B各指標對比

通過第4節中對風洞試驗結果整個指標的分析對比，其結果見表1。

表1 方案A、B各指標對比

從表1中的比較結果可以看出，對于該型號民用飛機的迎角傳感器及靜壓探測器的布局選位，方案B的各項指標均滿足相關要求，在迎角傳感器的縱向特性、對側滑角敏感性及靜壓縱向穩定性等指標上均優于方案A。

5 結論

本文主要介紹了通過CFD計算及風洞試驗驗證的方式對某型號的民用飛機的迎角傳感器及靜壓探測器布局方案的設計及驗證過程。經過對試驗結果的比較分析，選出了在氣動上更合理的方案，為型號的設計研發提供了重要的依據。而CFD計算結合風洞試驗驗證的方法也可以為類似的氣動問題提供借鑒。

[1] 趙克良，周峰，張淼.民用飛機攻角傳感器安裝定位研究[J].空氣動力學學報,2015，33:420-426.

[2] HB6763-93. 攻角和側滑角系統的安裝[S]．航空工業標準,1996.

[3]湯黃華.攻角傳感器的安裝與校準[J].洪都科技，1994，2:1-7.

[4] 席敬澤,張輝.對某型號民用飛機迎角傳感器安裝位置的研究[J].科技創新導報，2011，29:44-45，47.

Validation of Attack Angle Sensor and Static Pressure Detector Arrangement for Civil Aircraft

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

In this paper, design/ validation of attack angle senor and static pressure detector was discussed. Appropriate mounting area was chosen by CFD method while wind tunnel test was utilized for validation. Longitude characteristics and sensitivity-to-slide of attack angle senor, as well as longitude/lateral stability of static pressure, were compared and analyzed to obtain reliable result.

wind tunnel test; attack angle senor; static pressure detector; aerodynamic arrangement

V245.2

A