超音速下压力分布测量飞行试验研究

表面测压孔处 静 压 由 压 力 传 感 器 测 得， 通常在 飞行试验中使用压 差传 感 器， 传感器的一端通过气 路软管与翼面测压孔 相 连， 另 一 端则 可 与 飞 机空 速 系统所测静压相连， 并以空速系统所测静压作为压 力测量系统的参 考 压 力。 因此， 通 过 压 差传 感 器 就 可以 测 得 翼 面 测 压孔 处 静 压 p i 与 飞 机空 速 系 统 所 测静压 p sb 之间的压力差 Δ p i ， 如下所示: Δ p i = p i － p sb ( 10 ) 将公 式 ( 6 ) ～ 式 ( 10 ) 进行 综 合 整 理， 就 可以 得 到超音速飞行试验中压力系数 C p 的计算公式， 如下 所示:
i
2
( 7)
i
指示马赫数 Ma i 并 不 等 于 来 流 马 赫 数 Ma ∞ ，输 入静压 p sb 也不等于来 流 静 压 p ∞ ，因此对这 两 个 量 都需要进行 相 应的 修正。 通 常 在对 飞 机 的 空 速 系 统进行校 准后就 可以 给 出 飞 行 时 的 马 赫 数修正 量 Δ Ma 与静压误差修正量 Δ P s ， 这 两 个 修正 量 之间 存 在一定的 函 数 关 系， 只 要 知道 其 中 一 项， 就 可以计 算出另一项。最终可得到以下关系式: Ma ∞ = Ma i + Δ Ma p ∞ = p sb + Δ p s ( 8) ( 9)
3
超音速飞行试验数据处理
在飞行试验中， 一 般 认 为 飞 机空 速 系 统 所 测 的
4
4. 1
飞行试验结果误差分析
误差分析 在飞行 试 验 中， 造 成 测 试 误 差 的因 素 有很多，
总压 p0 是准确 的， 而 所 测 的静 压 会 出 现 失 真， 需要 进行修正， 通常我们 把 飞 机空 速 系 统 所 测 的静 压 叫 做输入静压 p sb 。 在 测 得 空 速 系 统 总 压 p0 和 输 入 静 压 p sb 后， 将其代入公式( 6 ) 的 第 2 式 中 就 可以计 算 出超音速飞行时的指示马赫数Ma i ， 如式( 7 ) 所示。 p0 = p sb 6 ( ( 6 Ma ) 7 Ma － 1 ) 5
图3 F—104 气动力试验机
(
)(
)
5 2
( 6)
由公式( 6 ) 可 知， 只 要 知道 了 空 速 管 所 测 总 压 p0 、 来流静压 p ∞ 及测压孔 表 面静 压 p i ， 就 可以计 算 出超音速飞行时的 来 流 马 赫 数， 并求出飞行器表面 的压力分布。
图4
F—111 跨音速试验机
2
7 2 5 2
如测试设备误差、 校 准 误 差、 改 装 误 差、 试飞 方 法 误 差、 数据 处 理 误 差等等。 其 中， 有 一 些 误 差 难以 定 量给出， 因此在试验 中 一 般只 考虑 一 些 影响 较 大 且 易于计算的误 差。 在 压 力 分 布 测 量 飞 行 试 验 中， 主 要需考虑的误差有: 压 力 传 感 器 测 量 误 差 和 飞 机空 速系统误差。 压力传感器测 量 误 差 可分为 系 统 误 差、 随机误 差和粗差三类。其 中， 系 统 误 差 可在对 传 感 器 进行 地面校准或补偿调 整 后 尽 量 消除， 而 粗 差则 可在 误 差计算中进行 剔 除。 飞 机空 速 系 统 误 差 主 要 包 括 延迟误差 和 位 置 误 差等， 属于 测 试 中的 系 统 误 差， 可通过对飞机 的 空 速 系 统 进行 校 准 来修正。 因此， 在接下来 的 误 差 分析中主 要 考虑 压 力 传 感 器 的 随 机误差以及相应的误差处理方法。 4. 2 压力系数标准差的计算 在压力分布测量中， 压力系数 C p 是一个间接测 量量， 因此， 压力系数的误差可由间接测量误差公 式计算得出。 设 函 数 y ( 间 接 测 量的量 ) 和 各 分量 x1 ， x2 ， …， x n ( 各直接 测 量量 ) 之间 的 一 般函 数 关 系 式为: y = f( x1 ， x2 ， …， xn ) …， σ1 ， σ2 ， σ n 之间有以下关系: σy = ( 12 ) 则函数的标准 差 σ y 与 各 直 接 测 量量的 标准 差
第 12 卷 第 12 期 2012 年 4 月 1671 — 1815 ( 2012 ) 12-2893-05
科
学
技
术
与
工
程
Science Technology and Engineering
Vol. 12 No. 12 Apr． 2012 2012 Sci. Tech. Engrg.
超 音 速 下 压 力分 布 测量 飞 行试 验 研究
压力 分 布 测 量 是 飞 行 器气 动 力研究 中的 一 项 重要实验， 其目的 是 测 量 飞 行 器 各 部 件， 如 机 翼、 尾 翼、 外挂物 等 表 面的 压 力 分 布， 为 研究 飞 行 器 各 部 件的性能及其表面 流 动特性提 供 数 据， 同 时 也为 飞 行器及其各 部 件 的 结构 强 度 计 算 提 供 气 动载荷分 布数据。 在风洞实验中， 压 力 分 布 测 量 已 经 成 为 一种 常 规实验
［3 ］
， 是研究飞 行 器气 动特性、 验 证 数值 计 算
方法是否准确 的 一 个 重 要 手段。 而在 飞 行 试 验 中， 压力分布 测 量 不 仅 可对 真 实大 气 条 件 下的 飞 行 器 也可对 相 应的 风洞 实验结 气动特性进行探索 研究， 果进行验证。 国外一 直 都 很 重 视飞 行 试 验 中 压 力 分 布 测 量 如 美 国 就 曾 在 XF—92A 的研究， 超临界 翼 试 验 机 验机
(
)(
)
( 11 ) 由式( 11 ) 可以 看 到， 在 测 得 总 压 p0 、 输入静压
图5 F—16XL 超音速层流控制试验机
p sb 、 压力差 Δ p i 以及空速系统的马赫数修正量 Δ Ma 与静压 误 差 修 正 量 Δ P s 后， 就可以计算出压力系 数 Cp 。
组成， 其在飞行试验的应用已经比较成熟。
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动力研究 试 验 都 在 试 验机 上 进行。 在 超 音 速 领 域 内， 美国也一直保持着多架试验飞机， 如 早 期 的 X— 15 、 F—104 气动力试验机， 以 及现 在的 F—111 跨 音 F—15 气动力试 验机、 F—16XL 超 音 速 层 速试验机、 F / A—18A 大 迎 角 试 验机 等。 美 国 流 控制 试 验机、 F—104 气 动 力 试 验机、 F—111 试 就曾 经 在 X—15 、 F—16XL 试 验机 上 进行过 压 力 分 布 测 量的 超 验机、
［1 ， 2 ］
或亚音速下进行的， 因此 非 常 有 必 要 加 强对 超 音 速 及以上领域内压力分布测量的飞行试验研究。
1
测试方法与测试原理
从所查到的国 内 外 资 料 来 看， 在飞行试验中压
力分布测 量主 要还 是 直 接 打 孔 法 和 测 压 带 法。 这 两种方法的测试原 理是 相 同， 只 是第一种 方 法 是 直 接在飞行器表面打 测 压孔， 而 第 二 种 方 法则 是 在 粘 贴于飞行 器 表 面的 测 压 带 上 打 测 压孔。 测 压孔 通 过气路软管与加装 在 试 验机 上 的 压 力 传 感 器 相 连， 于是表面 测 压孔 所 感 受 到 的 压 力 就 可 被 压 力 传 感 器采集 下 来， 再通过其它测试设备进行控制和记 录， 就可以得到飞行器表面的压力分布。 表面压 力 分 布 所 测 的 压 力通 常 以 无 量 纲 的 压 力系数 C p 来表示， 其计算公式如下: Cp = q∞ = pi － p∞ q∞ ( 1) ( 2)
［8 ］ ［5 ］
、 X—15
［4 ］
、 F—8 、 F—
、 F—104 气 动 力 试 验 机
［9 ］
［6 ］
111 跨 音 速 试 验机
［7 ］
、 F—16XL 超 音 速 层 流 控制 试 等 飞 机 上 进行
、 F / A—18A 大 迎 角 试 验机
其 研究 范 围 涉 及 低 速、 亚 音 速、 跨 过压力分布测量， 音速、 超音速、 高超 音 速等各 个 领 域， 取 得了 很多的 研究成 果。 我 国 在 20 世纪 90 年 代 分 别 对 运 七 飞 机
［10 ］
1 2 = 0. 7 p ∞ M a ∞ 2 ρV 2 ∞
p i 表示测压孔表面静压， p∞ 、 q∞ 、 V ∞ 分别 上两式中， M a ∞ 表示 来 表示来流总压、 来流静压 和 来 流 速 度， 流马赫数。 飞机超音速飞 行 时， 会在 空 速 管 前 形 成一 道 激 波， 并且由 于空 速 管 头 部 通 常 是 钝 头， 所 以在 空 速 管的总压管前会形成正激波。 M a1 、 p01 、 p1 分 别 为 波 前 马 赫 数、 如图 1 所示，
在压力分布测 量 飞 行 试 验 中， 一般都选用压力 扫描阀 测 量 系 统 进 行 表 面 静 压 的 采 集、 记录与传 输。目前， 国 际 上 主 要 有 两 家 公 司 生 产这 种 系 统， 分别是美国 的 Scanivalve 公 司 和 PSI 公 司。 压 力 扫 描阀测量系统一般由 压 力 扫 描 模 块、 数字化压力采 集单元、 压 力控制 模 块、 压力校准器及相关配件所
图1 波前波后参数关系
音速飞行试验研究， 可见图 2 至图 5 。
p02 、 p2 则 分 别 为 波 后 波前总压和波 前静 压， 而 Ma2 、 马赫数、 波后总 压 和 波 后 静 压。 则正 激 波 前 后 总 压 之间存在如下关系式: p02 = p01
(
6 7 Ma1 2 － 1
)(
5 2
褚 江 王晓江 陈胜杰
( 中国飞行试验研究院，西安 710089 )
摘
要
主要对超音速下的压力分布测量飞行试验技术进行了研究。文中 首先 对 压 力 分 布测 量的 试 验 方法、 测 试 原 理、 试验
飞机 、 测试设备等进行了简要介绍。然后重 点 研究了 飞 行 试 验 数 据 处 理 方法， 得 出 了 超 音 速 飞 行 试 验 中 压 力系数 的计算 公 式。最后给出了飞行试验结果误差分析， 并得出了测 量结 果 不 确 定 度的计算方法。 国 内在 超 音 速 气 动 力 飞 行 试 验 领 域 内的 研究还非常少， 本文中所给出的计算方法可为今后的飞行试验提供参考。 关键词 压力分布测量 V217. 34 ; 超音速 飞行试验 文献标志码 B 中图法分类号
和 JJ7 飞机
［11 ］
进行 了 翼 面 压 力 分 布 测 量的 飞
行试验， 取 得了 一 定 的 成 果， 但 基 本上 都 是 在 低 速
2012 年 2 月 10 日收到， 2 月 27 日修改 第一作者简介: 褚 江( 1981 —) ， 男， 工程师， 硕士， 研究 方 向: 飞 机
性能与气动力方面的飞行试验研究。
6 Ma1 2 Ma1 2 + 5
)
7 2
( 3)
而在正 激 波 前， 空 气流 动 仍 为 绝 热等 熵 流， 因 此波前总、 静压存在如下关系: p01 = p1 －1 Ma ) (1 + γ 2
2 1
γ γ －1
=
(
5 + Ma1 2 5
)
7 2
图2
X—15 试验机
( 4) 将公式( 4 ) 代入公式( 3 ) 中， 就可得到波后总压 p02 与波前静压 p1 之间的关系式: p02 = p1
(
6 Ma1 2 5
)(
7 2
6 7 Ma1 2 － 1
)
5 2
( 5)
在实际超 音 速 飞 行中， 波 前 Ma1 就代表 了来 流 p1 就代表了来流静压 p ∞ ， 马 赫数 Ma ∞ ， 而 p02 则代表 了飞机空速管所测得的总压 p0 。 再将上面的式( 1 ) 、 式( 2 ) 、 式( 5 ) 进行 综 合 就 可 得 到 压 力 系 数 C p 的计 算公式: pi － p∞ C = p 0. 7 p ∞ Ma ∞ 2 7 2 2 6 p0 = 6 Ma ∞ p 7 Ma ∞ 2 － 1 5 ∞
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试验机与测试设备
美国一直非常 重 视试 验机 的 建 设， 其 大 部分 气
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褚
江， 等: 超音速下压力分布测量飞行试验研究
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Δ pi － Δ ps C = pi － p∞ p 2 = 2 0. 7 p Ma 0. 7 ( p + Δ ps ) ( Mai + ΔMa) sb ∞ ∞ 7 5 2 2 2 166. 92 Mai 7 6 p0 = 6 Mai = psb ( 7 Mai 2 － 1) 2. 5 7 Mai 2 － 1 5