機頭結冰對大氣數據系統測量影響研究

馬玉敏，廉 佳，孔滿昭，謝 露

(航空工業第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089)

大氣數據系統的運行情況會影響飛機的飛行安全。通過測量飛機的迎角、側滑角、總壓、靜壓和總溫等信息，經過處理和解算，輸出飛機的高度、速度、馬赫數、總溫、靜溫、迎角和側滑角等參數，為飛機航電、飛控等系統提供必要的大氣數據信息[1]。

測量大氣數據所需的傳感器通常安裝在飛機機體受來流影響較小的區域，對于大中型運輸機，通常安裝在飛機的機頭部位。由于受飛機流場干擾等因素的影響，當確定飛機外形及大氣數據傳感器在飛機上的安裝位置之后，可通過計算流體力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)方法對大氣數據特別是靜壓源誤差進行初始修正，然后進行空速校準試飛，對大氣數據修正進行最終的修訂和確認。

大氣數據修正的量值通常是在給定飛機機頭外形的前提下得出，機頭外形改變將導致安裝于機頭的大氣傳感器附近流場發生變化，進而影響大氣數據參數的測量，而機頭結冰就是機頭外形變化的原因之一。

當飛機在具備結冰條件的云層中飛行時，飛機迎風部件均可能出現結冰現象。適航當局關心的可能影響飛機飛行安全的關鍵部位包括：機翼/尾翼前緣、駕駛艙風擋、發動機進氣系統、外部傳感器(包括空速管)、機頭整流罩、螺旋槳和起落架等，通常也是最大冰積聚發生的部位[2]。這些部位結冰會破壞飛機的氣動外形，降低飛機性能，影響傳感器的精度，嚴重時也會影響飛機飛行安全。

針對飛機不同部位的結冰，可根據是否設置防除冰功能區分為防護表面和非防護表面。對于非防護表面結冰，應當評估冰積聚的影響，采用計算或風洞試驗等方法進行冰型分析，確定臨界冰型，分析結冰對系統功能的影響，如機頭雷達罩結冰對下游大氣數據探頭功能的影響等,確保大氣數據測量不會發生較大誤差，對于自然結冰試飛中測量的大氣數據系統誤差需要記錄并進行修正[3-4]。

對于大氣數據系統結冰的適航，CCAR-25部[5]中25.1323(i)條要求每個空速指示系統必須配備一個可加溫的空速管或等效手段，防止由于結冰導致的失靈；25.1325(b)條要求靜壓孔的設計和位置必須使靜壓系統的性能受氣流變化或者受濕氣以及其他外來物的影響最小，而且當飛機遇到附錄C所規定的連續或間斷最大結冰狀態時，靜壓系統內的空氣壓力和真實的外界大氣靜壓之間的相互關系不變。FAA發布的14CFR25部第140修正案和EASA發布的CS25部第16修正案中增加的新的適航條款則對大氣數據傳感器及探頭加溫系統提出了更高的要求[6]。對于高度和速度誤差，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)的整個速度范圍內，空速的安裝誤差(不包括空速指示儀表校準誤差)不得超過3%或5 kn(1 kn=0.514 m/s)，兩者中取大值；25.1325(e)條要求：每個靜壓系統設計和安裝必須使在海平面標準大氣下所指示的氣壓高度的誤差(不包括儀表校準誤差)，在1.23VSRO(襟翼展態)～1.7VSR1(襟翼收態)速度范圍內對應的飛機形態下，每100 kn不超過±10 m，速度小于100 kn時，氣壓高度誤差允許為±10 m。

對飛機結冰特性的研究多見于機翼、尾翼和發動機等大部件，而對機頭結冰影響研究較少。一部分是基于對結冰探測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；另一部分是基于對機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的冰脫落軌跡；馮麗娟等[2]研究了帶動力情況下機頭冰脫落問題，分析了機頭冰脫落軌跡及尾吊發動機吸入機頭脫落冰的概率；趙克良[13]針對某大型民機的結冰問題開展了深入系統的計算和試驗研究，介紹了自然結冰試飛時飛機機頭冰型特征，包含了機頭冰的質地、大小和質量等參數。圖1為文獻[10]和文獻[13]中的飛機機頭冰型，通常呈圓盤狀。

圖1 飛機機頭典型冰型示意圖

關于飛機機頭結冰對大氣數據系統影響的相關研究未查詢到公開文獻。空速校準時對大氣數據的修正通常并不考慮機頭結冰的情況，正因如此，在工程應用中，機頭結冰對大氣數據測量的影響成為了一個被提及且需驗證的問題。

1 機頭冰型確定

研究了兩型飛機機頭結冰對機載大氣數據系統測量的影響，本節以其中某型飛機為例說明機頭結冰冰型的確定思路。

研究僅考慮CCAR-25部附錄C中的連續最大結冰氣象條件，考慮典型結冰狀態下的機頭結冰，根據工程研制經驗，依據附錄C給出分析所選用的結冰氣象條件，如表1所示。表1中，H為高度，MVD為水滴直徑，LWC為液態水含量，T為溫度，結冰時間均為45 min。

表1 結冰氣象條件

圖2為某型民機結冰冰型計算的機頭附近網格示意圖。采用非結構網格技術，在壁面生成棱柱形附面層網格，在機頭處進行局部網格加密處理，以便能更準確地得到機頭部位的結冰特性。

圖2 機頭附近網格示意圖

通過FENSAP-ICE軟件計算得出不同結冰氣象條件下飛機機頭的冰型外形。通常，結冰氣象條件不同，產生的冰型不同，對大氣數據測量的影響也就不同。機頭結冰多為明冰或帶有針狀冰的混合冰，依據結冰范圍和結冰厚度等特征，選取各工況下機頭結冰最嚴重的冰型作為大氣數據系統影響研究的輸入。文中計算工況下，最嚴重時結冰范圍可達機頭后部約300 mm處，最大結冰厚度約為20 mm左右。為便于下一步對大氣數據系統的影響進行研究，在機頭冰型建模時進行了簡化處理，保持冰型覆蓋范圍和冰型厚度等主要特征，不考慮冰型顆粒細節，將冰型表面作光滑處理,如圖3所示。

圖3 機頭冰型及總靜壓傳感器位置示意圖

2 機頭冰對大氣數據系統測量影響

兩型飛機機頭安裝雷達，均不設防除冰系統功能，定義兩型飛機分別為A、B型飛機。A型飛機為渦槳支線客機，含2套主大氣數據系統，1套備用大氣數據系統，總靜壓傳感器、迎角傳感器、總溫傳感器分別對稱安裝于飛機機頭蒙皮左右兩側，靜壓源為L型總靜壓傳感器，突出安裝于機身外部；B型飛機全壓受感器、靜壓受感器、總溫傳感器、迎角傳感器對稱安裝于機頭蒙皮左右兩側，靜壓源為機身靜壓孔型式。

采用文獻[14]所述的CFD方法分析機頭結冰對大氣數據測量的影響，方法基于三維積分形式的雷諾平均N-S方程，文獻[14]中采用該方法針對DLR-F4標模進行了計算和試驗結果符合性對比，方法可靠。

研究中假設兩型飛機各傳感器加溫功能正常，飛行遭遇結冰氣象時各傳感器均能正常工作，即包含靜壓源在內的各大氣數據傳感器本身不受結冰的影響。有鑒于此，總壓、總溫的測量值均在誤差范圍之內，本文主要針對靜壓和迎角值的影響進行分析。

2.1 A型飛機機頭冰對大氣數據系統測量影響

研究了馬赫數(Ma)為0.2和0.5時A型飛機機頭冰對大氣數據系統測量影響。

2.1.1 靜壓測量影響

圖3給出了A型飛機機頭冰與總靜壓傳感器的相對位置，機身側部上、下位置的L型總靜壓傳感器分別定義為P1和P2，安裝位置距機頭約1300 mm。圖4為A型飛機機頭冰對大氣數據系統靜壓測量的影響量。根據靜壓系數影響差量，近似推算出對高度和速度的影響量，如表2和表3所示。參數α為迎角，Cp為靜壓系數，H為高度，V為速度，Δ表示機頭結冰與機頭無冰的對應量值之差，各參數下標中的數字1表示P1的影響量，下標數字2表示P2的影響量。

表2 A型飛機靜壓源測量差量對高度影響量

表3 A型飛機靜壓源測量差量對速度影響量

圖4 A型飛機機頭冰對大氣數據靜壓測量影響量

2個馬赫數下A型飛機機頭結冰對大氣數據測量結果的影響較小。Ma=0.2時對高度的影響不超過0.8 m，對高度和速度的影響可忽略。Ma=0.5時對高度的影響量在中小迎角下最大在6.26 m，對速度的影響量最大在0.76 kn；對于較大迎角(14°)狀態，此時已接近該型飛機在該馬赫數下的限制迎角，對高度的影響量達到了16 m，對速度的影響量達到了2.3 kn。

圖5為Ma=0.5、迎角為0°時的表面極限流線及壓力云圖比較，其中圖5(a)為機頭無冰狀態，圖5(b)為機頭帶冰狀態。因帶機頭冰時傳感器測量壓力系數變化較小(ΔCp為0.0045左右)，云圖上不能明顯看出區別。從流線上看，機頭結冰后對飛機機頭附近流場產生干擾，進而會對傳感器的壓力測量產生影響。

圖5 A型飛機機頭無/帶冰時流線及壓力云圖比較

2.1.2 迎角測量影響

圖6為A型飛機機頭冰對大氣數據迎角測量影響量，圖6中縱坐標為機頭結冰后迎角傳感器測量的當地迎角與機頭未結冰時測量的當地迎角差值，橫坐標為來流迎角。

圖6 A型飛機機頭冰對大氣數據迎角測量影響量

在計算的迎角范圍內，機頭結冰后迎角傳感器測量的當地迎角差量基本在-0.2°～0.06°之間，考慮對應馬赫數下迎角傳感器的修正關系，折算出來流迎角的影響量約在-0.11°～0.03°之間。

2.2 B型飛機機頭冰對大氣數據系統測量影響

研究了Ma=0.3時，B型飛機機頭冰對大氣數據系統測量影響。B型飛機靜壓孔位于機身側面，飛機側面看靜壓孔從上到下依次排列，在飛機上的相對位置為風擋下方、構水線上方，機頭雷達罩前緣位于構水線下方。

2.2.1 靜壓測量影響

與A型飛機相似，定義靜壓孔從上至下分別為P1、P2、P3。圖7為B型飛機機頭冰對大氣數據系統靜壓測量影響量。近似推算出對高度和速度的影響量如表4和表5所示。

圖7 B型飛機機頭冰對大氣數據靜壓測量影響量

表4 B型飛機靜壓源測量差量對高度影響

表5 B型飛機靜壓源測量差量對速度影響

中小迎角下，機頭結冰后對大氣數據靜壓測量的影響很小，相對應地，對高度和速度的影響量可忽略；迎角超過10°以后，機頭冰對靜壓、高度和速度的測量影響逐漸增強，對靜壓系數的最大影響量值在0.025左右，在大迎角時對高度的影響量超過了10 m，計算迎角范圍內速度最大影響量為2.63 kn。

2.2.2 迎角測量影響

圖8為B型飛機機頭冰對大氣數據迎角測量影響量。圖8中縱坐標為機頭結冰后迎角傳感器測量的當地迎角與機頭未結冰時測量的當地迎角差值，橫坐標為來流迎角。

圖8 B型飛機機頭冰對大氣數據迎角測量影響量

中小迎角時機頭結冰對迎角傳感器測量的當地迎角影響很小；來流迎角超過10°以后，當地迎角差量超過了0.4°，特別是在13°時當地迎角的差量達到了1°左右，考慮該馬赫數下飛機的迎角修正關系，折算出來流迎角的影響量最大為0.4°左右。

2.3 小結

機頭結冰對大氣數據測量的影響主要在于大迎角狀態，B型飛機相對A型飛機受影響略大一些，推測原因如下：① 兩型飛機量級、機頭外形上的不同導致機頭冰的覆蓋范圍和厚度等略有差異。② 兩型飛機靜壓源型式不一致，一種為突出機體表面的L型傳感器，另一種為嵌入機身的靜壓孔型傳感器。③ 靜壓、迎角測量結果與機頭冰和靜壓源、迎角傳感器的相對位置相關，特別是大迎角狀態，機頭部位的流動對靜壓和迎角的測量有一定的干擾作用。

3 結束語

機頭結冰會影響大氣數據系統各傳感器的測量，進而對飛機飛行高度、速度等參數測量的準確性產生影響。飛機機頭通常為結冰非防護區域，在飛機遭遇惡劣結冰氣象條件時，應考慮機頭積冰對機頭安裝的大氣數據傳感器測量結果的影響。

本文僅考慮了CCAR-25部附錄C中的連續最大結冰氣象條件，未考慮過冷大水滴、冰晶等嚴酷情形下的機頭結冰影響，本研究可以為同類型飛機相關研究提供參考。