压力分布飞行实测进展研究.docx

《压力分布飞行实测进展研究.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《压力分布飞行实测进展研究.docx（12页珍藏版）》请在优知文库上搜索。

1、压力分布飞行实测进展研究作者:李亚南张来源：科技传播，2018年第”期摘要飞行载荷试飞验证对飞机的结构强度设计和气动性能设计具有里要的意义,新型飞机都要进行飞行载荷测量的飞行试骏。E力分布法是飞行致荷测的一种有效手段.能获取测试剖面处的压力分布，能获得其他专业所需的气动特性,试验成本低。文章对国内外飞行试脍中压力分布测显技术研究现状及相关方法进行了介绍，最后，对压力分布测量在飞行试睑中的应用提出展望。关键词飞行或荷；压力分布,扫描阀；测压带中图分类号V2文触标识码A文意编号1674-6708(2018)212-0175-05飞行载荷试飞晚证对飞机的结构强度没计和气动性能设计具有重要的意义,飞行

2、器的气动特惟对飞行器的性能有着至关重要的影响.飞行器在飞行过程中,表面所承受的气流环境极其复杂，表面压力变化剧烈。压力分布测损是飞行器气动力测量的一种更要手段.其测量数据不仅可以宜接获取测试剖面的压力分布和测送部件的气动载荷,而且也可用于确定机照上最小压力点位置、激波位置、流动分离及压心位置.为机翼结构强度计算、研究机翼的性能、机翼的绕流特性提供依据，因此压力分布测量对飞行器气动特性试飞验证有着非常垂要的意义。对于飞机压力分布设计而言,其为近平段有CFD数值计算、风洞试玲、飞行试哙三种,CFD数值计算受到模型简化、计算理论、湍流模型等因素的影响,特别是对于增升装置等流动复杂的部件而言.无法获得

3、部件的真实压力分布，而风洞试验往往受到模型尺寸、洞壁干扰、支架干扰、来流湍流度等因索的限制,其试脸结果无法充分支撵飞行敌荷验证的需求。而飞行试验能第荻得真实飞行条件下测试部件的压力分布.因此.对于压力分布验证而言,飞行试验具有不可替代的作用.国外开展了大量的压力分布飞行试蛉研究.基于扫描狗、压力传感器等设备的压力分布洌量方法趋于成熟,MEMS测压带及其他压力分布飞行试验测量技术也在迅速发展.国外对于MEMS测压带的研究从2000年开始,经过多次的迭代设计和试验验证,国外MEMS测压带压力分布测量技术已经较为成熟，该技术已在B757-3OO、B737-BBJ,B767400等型号飞机试飞任务成功

4、的应用.国内压力分布测量飞行试验起步较晚.在20世纪90年代进行过基于扫描阀测压设备的测压方法研究：在型号任务中，只使用扫描阀设备进行过ARJ21-7OO飞机增开装置的压力分布测量试飞，虽然具有一定的技术积累,但是可使用的测试设蓄和手段仍然需要继续改进和提高.扫描肉测压法对于机翼压力分布测量存在一些问题：无法获取机翼的动态压力信息；It面改装贷低机攫的结构强度.无法满足近年来机压力分布测飞行试验的测试需求。I国外飞行试脍压力分布测量研究国外各大科研及试飞机构进行了大At的压力分布冽飞行试验及新设备风河验证试验.验证了很多新的技术和方法，积累了大量的利压设备设计、制造及测试经蛉。I1.基于扫描阀

5、的压力分布测基于扫描阀的压力分布测方法自出现以来一直是国际上常用的测住方法，分为打孔法和测压带法两类。NASA和USAF在FI1.1.A上进行了一系列的压力分布测量飞行试验12,测试对象为F1.1.1.A飞机的机翼,见图Io飞行武骁分为两个阶段：第一阶段飞行试跄是针对蛇音速飞机技术，通过结合的仰和扭转变化能够提高机理的跨音速巡航和机动性能.第二阶段飞行试抬任务是自适应机翼（MAW）概念开发.评估了MAW的气动性能.得到了在AFTI?/?R1.1.1.上的气动性能研究报告。NASA利用测压带法在F-16X1.左机翼上进行了马搪数1.42.0的压力分布测3.来获取机班的压力分布并测量激波位置.试验

6、时.沿机翼弦向布置测压带.采用32通道的电子扫描阀唉块利量了机翼上下表面的压力，见图2。connection国4或*IOMS洌压号系统*构后：891.2 基于压力传感器法的压力分布测量压力传感器法是将单个的绝压传感器安装在需要测量的位置进行当地空气压力测试（见图3）.使用的传感器以恩绻福克和塔利特公司的薄片式传愍器为典型代表。其优点是使用灵活、能够测量动态压力,缺点是成本高、对测试系统测试能力要求高、IS面走线复杂.因此常用于点数较少、测试区域空间开阔的部件,图3压力传感器法测压示意图1.3 MEMS测压带的压力分布测2000年左右.波音公司针对试验性飞机的飞行载荷压力分布测量要求.在DARP

7、A的支持下与EndeVC。公司、佐治亚理工学院联合研制了一种使用柔性底板和MEMS飨型压力传感器构成的首列式翼面压力分布测量系统,也称为压力测试条带，压力测试条带可以更好的贴附于机发表面.实现阵列式MI面压力分布测JS,当时用于压力分布飞行试洽的主流技术是基于扫描闭的测压技术,将外界压力引入远端的控制采柒系统,这种方法的工作量很大,操作成本高,测量精度无法涧足未来的设计需求.为了降低安装成本.提高测量精度.需要使用电子设备来代替传统的测试设备。为实现这个目标，需要将导线集成在测试单元内部。为了降低表面测试单元对测量区域边界层气动特性的影哂,需要将传感器在足够小的厚度内进行封装,测试单元的厚度不

8、能超过OJi%受厚度要求的限制.必须使用微机电(MEMS)传感透元件和Si器件的电路.并集成在一个足够JW的多芯片模块(MCM)上，在前期,波音公SJ建立了多个这样的系统原型,并进行了飞行测试.这是基于MEMS技术的测压带在航空舫天领域的第一次应用4。波音MEMS测压带系统设计采用模块化架构,这使得压力带可以由更小的器件蛆成，更容易测试和操作“系统架构如4所示,压力带由多个单元组成.每一个单元包含6个智能传感器模块(见图5),每一个智能传感器娱块包括传感单元、信号调理和处理电珞、修正引擎和数字总线接C1.智能传感器模块可以被称为TB1.M.模块化系统的一个优点是可以制造不同长度的压力带，无需为

9、不同机It尺寸或特定机翼的不同位置定制压力组件”此外.数字总线允许在非常近的空间间隔读取数据.例如在机坡的前缘；也可以在更大的间距读取数据,例如在压力梯度变化不弱显的机翼后绿。每一个TBIM包括一个用于测量压力和温度的MEMS传感器、一个模拟集成电路、一个数字集成电路、一个可擦可绢程只读存储器(EEPROM),一个静态随机存取存储出(SRAM)和37个无源元件.一个网络适配器(NCAP)可连接多达127个TB1.M压力带：在实际应用中，TBIM的数量是总线时钟、采样频率.每单位时间测量数以及所使用的数据通道数的函数.这些参数是可变的，并且可以根据需要进行调整。总之,对于一个典型的莪荷冽试.基于

10、机展的尺寸和数据类型的不同，通常会使用10-20jNCAPNCAP之间是通过类似以太网的现场总线进行连接.最终汇集至机舱内的机载计算机.安装在机翼下面的JK力带图5波音MEMS测压带及在飞机上的应用示意图波音为了验证系统研制的方法和生产工艺.进行了一系列的飞行试验.这有利于在现实环境中测试各种原型以及识别其故障机理。首次飞行试验在波音757-300飞机上实施.为了与常现飞行装有测量系统进行对比,并排安装了MEMS测压带与压力管.用于此试蛤的参考传感器使用了霍尼韦尔PPT系统.该系统的测精度优于0。然而，两套系统的爰别在于.传统的系统需要将压力信号通过一个2030英尺的细长管引到测量位置.而新系

11、统用电信号来传输。因此，为比较这两个系统，需选择一个稳定的飞行状态（巡航），此时的气动力变化非常小。试脍结果显示,两者测量值之间的百分比差异大致为t0%。在波音767YOO飞机上进行了更多的测试来劣证压力带在真实飞行条件下的可靠性，总的测试时间超过3个月，共进行了S9架次、I1.1.小时46分钟的飞行试验.比预期两周的飞行教荷试验时间更长.并且每次飞行过程中都要经历多次起飞和若就“飞机的测试项目包括刹车测试、倒风着陆、高空失速、横浪等多个高难度的机动动作.接近普通的适航认证项目。压力带在FI8E3飞机上进行了第一次军机脸证飞行试验,压力带粘贴在飞机的某一挂架上，这个位甚有利于冽试线缆的穿舱.该

12、飞机在两个月的时间内需进行各种飞行试验。在任何情况下.都能若到压力带和参考传感器的测试结果非常接近，即MEMS测压带上的传感器在015psia范围内的精度是优于0.05%的.1.4 其他测压技术ATTAS援证机飞行试验(06)利用热膜、红外成像等测试手段成功的进行了自然层流翼套的压力分布、湿度场和转狼特住研究.ATTAS试验机在翼套的中段前缘处布置了180个测压点,测压系统同机载系统连接进行控制并在飞行中实时校准。在前缘布置两个热膜测量站位，用于区分的着线场振和横流诱导转按，靠近后缘的热膜能够提供转拣的范固及T-S波的频率.在客舱内部右机翼附近，安装了红外成像系统进行整个机翼的温度冽置.摄像机

13、所在位Sr的客舱坡速更换为石英玻璃以保证摄像机能够感受到机式的辐射，困6AnAS压力分布测量飞行试脸NASA采用打孔测基和流场显示测量结合的试飞方法测量了F-18飞机在大迎角状态下前机身和边条翼的压力分布及冏国的流场特性56（见图7）。通过前机身的4个测房站位及边条理的3个测压站位获得了大迎角状态下前机身及边条理的压力分布变化情况:图7F-18飞机测压示意困2国内飞行试验压力分布研究现状内的压力分布测量飞行试哙始于20世纪90年代，主要方法是基于电子扫描沏的打孔法及测压带法。2.1 ”7飞机三角赛压力分布测量JJ7飞机气动力测量是国内首次进行的三角翼布局飞机气动力试飞验证.试飞测取得了比较满意

14、的结果.表明在高速三角翼飞机上使用直接改装洪）压孔和测压带法测量压力分布是一种行之有效的方法,为进一步开展高速飞机大迎角气动力测及验证技术和新一代先进战斗机气动力飞行验证研究打下了基础,同时为开展风洞与飞行及理论计算的相关性研究作了积极的准备。2.2 运七飞机机翼及增升装置压力分布测量中国飞行试脸研究院在运七上进行了增升装置及机翼及型的压力分布利量18）（见图8）.通过飞行试脸,获取了多种构型下增升装置的压力分布数据，脸运了襟翼栽荷设计.进行了打孔法和测压带法的对比研究.图8运七飞机测压示意图2.3ARJ21-700飞机增升奘置压力分布测量ARJ21700飞机增升装置压力分布测量是我国第一次在

15、适航合格审定任务中进行的压力分布测量试飞。试验采用打孔法完了单例增升装置的压力分布飞行测量.测试部件为单侧半翼展的糕经或试兜前，研制了与原机外形、结构相同的襟经H!试哙钱件,并根据冽试方案在部件生产状态下完成了扫描模块、泅压孔以及气路软管的测试改装0飞行时,用试验假件替换原机襟缝火进行压力分布测量.最终,试验成功获取了增升洸置的压力分布数据.为ARJ21-700飞机适航取证提供了有效的数据支持。本次飞行试骏是目前为止国内在型号任务中进行过的最大规模，最全状态的压力分布赛试飞.3结论国外试飞机构对压力分布测量飞行试验的大研究促进了新设备、新技术的发展.大量的资料及咨询信息显示,国外飞行舞荷测量已由应变法为主向应变法结合压力分布测量的方向发哎.使用压力分布测量飞行莪苻已在民机适抗取证中得到了应用，国内压力分布飞行实测能力得到了已经有了一定的提升，基于扫描阀的打孔法和测压带法已较为成熟.但上述方法在机翼、垂尾、平尾等部件压力分布测员试飞的应用上存在较大的局限性，冽压改装对测试部件的结构强度存在不利影响.且无法获取机动过程中的动态压力信息.国内目前还不具备进行机翼盒段、垂尾及平尾等部件压力分布测量试飞的技术条件,无法涧足后测置需求.随著传感器技术的不断发展9-11,不影哂被测部件结构强度.并尽可能减小时机攫气动外形影响的压力分布飞行实测技