民航客機靜壓源誤差的影響因素

尚金龍 張旭 吳正茂

摘要

飛機靜壓值的測量精度直接影響飛行高度、速度等重要飛行參數(shù)的計算。靜壓源誤差是飛機設(shè)計、ADC計算機研制和飛行試驗面臨的重大課題之一。本分闡述了影響靜壓值測量精度的因素：位置誤差、飛機側(cè)滑、馬赫數(shù)、迎角以及飛機構(gòu)型，并對應(yīng)對策略做了分析，為進一步減小靜壓源誤差問題的研究提供了一些思路。

【關(guān)鍵詞】位置誤差 側(cè)滑 靜壓源誤差 空速管

1 靜壓源誤差不可忽視

民航客機都要求在一定的高度和馬赫數(shù)下飛行，因此，在整個飛行過程中，實時精確地確定飛機的飛行高度和馬赫數(shù)等大氣數(shù)據(jù)，對于飛行安全具有重要意義。飛機機頭附近的空速管是測量飛機所在高度全壓和靜壓的傳感器，而飛機實時需要的高度、馬赫數(shù)、升降速度、速度等重要數(shù)據(jù)就是由空速管測得的全壓和靜壓，再經(jīng)過ADC計算得出。這些數(shù)據(jù)還是飛行控制、發(fā)動機推力計算等重要系統(tǒng)的計算參數(shù)，所以能否精準的測量飛機所在高度來流的靜壓和全壓至關(guān)重要，飛行試驗表明，空速管感知的全壓可以滿足使用要求，感知的靜壓卻不行。飛機靜壓孔測量得到的靜壓和飛機外部來流的靜壓之間的差值，就稱為靜壓源誤差。某型飛機當(dāng)Ma在1附近時，氣壓高度誤差是650米，靜壓源誤差影響不可忽視。

2 “位置誤差”及應(yīng)對策略

在飛行過程中，由于飛機機體本身，起落架收放，襟翼位置的改變等諸多因素會在機體周圍產(chǎn)生一個“擾流場”，這個“擾流場”中大氣的靜壓和飛機所在高度真實的靜壓是有差值的，空速管需要探測更為準確的飛機所在高度的靜壓值。需要指出，如圖1所示，在亞音速飛行時，擾流場對真實靜壓的測量影響比較大，在超音速飛行時，擾流場對空速管周圍的空氣擾動可以忽略。可以想象，長度越長的空速管可以遠離擾流場，測得的靜壓越接近真實靜壓值。但長度長的管子剛度較差，滿足不了飛行要求，且長的管子也影響飛行員視野。擾流場是真實存在的，是變化的也是不可避免的，空速管在擾流場中的位置不同，導(dǎo)致靜壓源誤差也是不一樣的，我們把空速管受擾流場干擾產(chǎn)生的靜壓源誤差叫做“位置誤差”。擾流場的真實存在使靜壓源的“位置誤差”也不可避免。為使靜壓值得數(shù)值滿足飛行要求，必須對位置誤差進行補償，常用的方法是氣動補償。

為減小亞音速飛行條件下機體等各部件產(chǎn)生的擾流對空速管的影響，補償空速管位置誤差可以對空速管的外形做處理，設(shè)計和不同飛機機型相匹配的曲線外型，并在型面上選擇和機型相匹配的的靜壓孔的位置，選擇合適的靜壓孔的位置，利用此位置處產(chǎn)生的負壓值，可以大大抵消由于氣流受到機體部件阻礙在此處產(chǎn)生的正壓值。

現(xiàn)代的飛機的空速管安裝在機頭附近，且空速管的對稱軸線與飛機的縱軸平行，機頭周圍受干擾的氣流擾動最小，有利于測量數(shù)值準確的靜壓值。

補償靜壓源位置誤差最重要的方法是在空速管進行測量時，在條件一定的狀態(tài)下對所測的壓力進行補償，要做到這一點則需要確定靜壓隨飛機的飛行狀態(tài)的變化規(guī)律。

3 飛機側(cè)滑及應(yīng)對策略

在飛行過程中，飛機遇到陣風(fēng)的干擾，尤其是低高度飛機起飛和進近過程中，容易產(chǎn)生側(cè)滑現(xiàn)象，發(fā)生側(cè)滑時飛機左右兩邊的大氣靜壓不相等，左邊區(qū)域的靜壓值大于右邊區(qū)域的靜壓值。這時，飛機左坐和右坐的氣壓高度和升降速度等氣壓數(shù)據(jù)會相差很大，在超過一定范圍，飛機警告系統(tǒng)會出發(fā)警告來警示駕駛員。現(xiàn)代飛機一般有三個靜壓孔，在這種情況下，可以打開連通開關(guān)，把左右兩個靜壓管路連通，取左右靜壓管路靜壓的平均值，這時駕駛艙警告聲會消失，且這時左坐和右坐氣壓數(shù)據(jù)基本保持相等。

對于側(cè)滑產(chǎn)生的靜壓源誤差還可以采用ADC計算的方法進行補償，具體方法是通過試飛或者風(fēng)洞實驗，測出靜壓源誤差與側(cè)滑角的關(guān)系曲線，然后編入程序存儲到計算機，當(dāng)ADC接收到此程序時，便會進行補償計算，消除一定側(cè)滑角帶來的靜壓源誤差，解算出真實的大氣靜壓。

4 靜壓源誤差影響因素之馬赫數(shù)和迎角

在亞音速飛行時，馬赫數(shù)對靜壓源的誤差影響較大，隨馬赫數(shù)的增加逐漸增大，在接近音速的時候，誤差值急劇增加，在超音速時，機體包括各部件對氣流的擾動不能向前傳播，在機頭空速管后部的機身各部件對靜壓的探測不產(chǎn)生影響，此時，機頭空速管便沒有位置誤差。這時候的位置誤差取決于空速管本身對超音速大氣氣流產(chǎn)生擾流的影響。

在亞音速飛行時，飛機的靜壓源誤差隨著迎角的增大而增大（在最大迎角范圍內(nèi)飛行），在超音速飛行時，飛機的靜壓源誤差隨迎角的變化基本不受影響，可以忽略不計。

這兩種因素產(chǎn)生的靜壓源誤差的補償方法可以采用ADC計算的方法，經(jīng)過風(fēng)洞試驗或者試飛試驗，測出靜壓源誤差與馬赫數(shù)和迎角的關(guān)系曲線，編程存儲到計算機，利用ADC的計算功能校正誤差靜壓。

為了表征迎角對靜壓源誤差的影響，可以取飛機機身同一位置，不同迎角下的誤差作為統(tǒng)計樣本。為了表征馬赫數(shù)對靜壓源誤差的影響，可以取飛機同一位置，不同馬赫數(shù)下的誤差作為另外一組統(tǒng)計樣本。分別計算兩種情況下的方差，就可以反映出迎角和馬赫數(shù)對靜壓源誤差的影響規(guī)律，為ADC計算補償靜壓源誤差提供有力支持。

5 其他效應(yīng)

飛機擾流板，襟翼縫翼位置，起落架收放，地面效應(yīng)也是影響靜壓值測量的重要因素。飛機的擾流板有兩種收起和放下兩種形態(tài)，襟翼角度有0度、10度、20度、30度四種形態(tài)，起落架有收起和放下兩種形態(tài)。根據(jù)這些形態(tài)可以構(gòu)成16種飛機形態(tài)，可以不難確定試飛時飛機的形態(tài)條件。理論上可以得出在16種不同飛機構(gòu)型下，每一種形態(tài)下產(chǎn)生的靜壓源誤差修正量，再軟件編程加入到ADC，可以完成對這些因素產(chǎn)生的靜壓值修正。

6 結(jié)束語

補償空速管誤差的方法有空氣動力補償和ADC計算補償，在空速管安裝位置確定的情況下采用氣動補償，通過改變空速管的曲線外形，并與飛機機型相匹配，設(shè)計靜壓孔最佳開口位置進行補償。ADC補償則需要經(jīng)過試驗得知馬赫數(shù)、側(cè)滑角、迎角和飛機構(gòu)型對靜壓值的影響規(guī)律，進行有針對性地補償。

參考文獻

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