弹射座椅椅载空速感受系统气动修正研究

李 辉， 胡宇德， 杨登仿， 侯世峰

(1. 航宇救生装备有限公司， 湖北 襄阳 441003； 2. 驻航宇救生装备有限公司空军代表室， 湖北 襄阳 441003)

弹射座椅椅载空速感受系统气动修正研究

李 辉1， 胡宇德1， 杨登仿1， 侯世峰2

(1. 航宇救生装备有限公司， 湖北 襄阳 441003； 2. 驻航宇救生装备有限公司空军代表室， 湖北 襄阳 441003)

弹射座椅采用椅背静压采集， 由于椅载空速感受系统受到人-椅系统尾流场的影响， 弹射过程中气动参数的测量存在误差. 通过对某型弹射座椅进行高速和低速风洞试验， 基于对试验数据的分析得到了程控器总压和静压感受值随马赫数变化的规律. 在此基础上， 提出了基于迭代搜寻法的静压修正方法. 通过与弹射座椅测压火箭撬滑跑试验测得的结果对比分析， 验证了提出的气动修正方法的正确性. 该修正方法提高了椅载空速感受系统的测量精度， 为该型座椅空速感受系统最终气动修正方案的科学制订提供了理论依据.

弹射座椅； 空速感受系统； 椅背尾流； 风洞试验； 气动修正

0 引 言

弹射救生是现代战机在紧急情况下保证飞行员生命安全的重要手段[1]. 由于人-椅系统几何外形为不规则钝头体， 其空间运动姿态繁杂， 导致人-椅系统的气动特性也极为复杂[2-4]. 人-椅系统绕流场汇聚着大量复杂的流动， 椅背尾流也存在着比较严重的气流分离[5-7]. 弹射救生系统椅载空速感受系统用来测量人-椅系统运动过程中大气总压和静压， 从而推算得到其空速、 气压高度等参数， 这些参数是保证弹射救生成功的重要信息[8]. 弹射座椅椅载空速感受系统目前在采用椅背静压采集时， 由于椅载空速感受系统位于人-椅系统尾流场中， 尾流场中复杂的气流对椅载静压感受系统会产生干扰， 导致静压测量值与当地的标准静压值会产生一定的误差[9]. 随着高原弹射救生需求的发展， 对弹射座椅运动过程中空速及气压高度提出了更高的要求. 要提高飞行高度和速度的精度， 就必须对静压值进行修正. 张鹏等[10]采用曲面响应法计算得到飞机静压源误差回归模型. 郑刘等[11]设计了一种气动补偿空速管， 并对其气动补偿特性进行了计算分析和试验研究. 郭婷[12]从工程实践出发， 分析了静压源误差的影响因素， 对气动补偿法和计算机补偿法进行了比较研究. Péter Bauer等[13]基于线性是不变模型， 提出了一种空速估计算法.

本文对弹射座椅进行高速和低速风洞试验和火箭撬测压滑跑试验， 得到了程控器总压和静压感受值随马赫数变化的规律. 基于空气动力学理论分析， 得到了椅背静压测量值误差与马赫数之间的定量关系. 在此基础上， 提出了基于迭代搜寻法的静压修正方法， 提高了椅载空速感受系统的测量精度.

1 气动理论

由空气动力学理论可知针对不可压缩流(包括低速流动的空气)， 其总压Pt、 静压Ps与马赫数M的关系可由以下计算公式确定[14]：

亚音速情况下，M≤1， 有

而对于可压缩流， 其总压、 静压与马赫数的关系则由以下计算公式确定：

超音速情况下，M>1， 有

式中：k为绝热指数， 对于空气k=1.4.

2 椅载空速感受系统气动修正方法

2.1 修正方法

某型座椅椅载空速感受系统静压测量点位于座椅的后背， 即处于座椅尾流区中. 由于受到尾流的影响， 感受的静压值要低于真实的来流静压. 根据气动力理论分析可知， 两者之间的差别会随着马赫数的增加而增加. 因此由测量的总压和静压换算得到的马赫数也就会与真实来流马赫数不同， 对此必须进行感受静压的修正.

式中：α为静压修正系数；Ps1为测量静压；P∞为真实静压.

由式(3)和式(4)可知， 测量静压Ps1与修正系数α有关， 而α又与马赫数M有关. 因此， 无法直接求得真实的静压P∞和马赫数M. 本文采用迭代搜寻的方法进行修正. 按马赫数确定搜寻范围， 步骤如下：

1) 确定静压的测量值Ps1为静压搜寻下限(P∞)min. 由总压和静压的测量值， 根据气流性质， 按式(1)或(2)计算马赫数的搜寻上限Mmax.

2) 由马赫数的上限Mmax按式(3)计算α. 由于静压修正系数随着马赫数的增加而减小， 式(3)计算所得到的αmin为最小， 从而得到的静压的最大值(P∞)max=Ps1/αmin.

3) 比较(P∞)max和地面大气压P0. 如果(P∞)max>P0， 则取P0为静压搜寻上限， 否则取(P∞)max为静压搜寻上限.

4) 由静压搜寻上限(P∞)max， 按式(1)或(2)计算马赫数， 得到马赫数的搜寻下限Mmin. 如果Mmax-Mmin<ΔM临界, 则取M有效=(Mmax+Mmin)/2为有效值来计算速度， 否则在Mmax和Mmin之间搜寻.

6) 如果M11-M1<0， 则取M2=M11+0.618×(M1-M11)； 如果M11-M1>0， 则取M2=M1+0.618×(M11-M1). 重复以上步骤， 直到获得正确的有效值M有效.

7) 由M有效按函数式(3)计算α有效， 可得到(P∞)有效来计算高度H.

2.2 椅背测量静压与马赫数的关系试验研究

由气动修正迭代法可知， 要想根据程控器感受的总、 静压迭代计算出准确的静压值， 并由此换算出准确的高度H， 必须首先得到程控器静压修正系数α与马赫数M的定量关系， 即α=f(M).

为此， 对弹射座椅进行了一系列的高、 低速风洞吹风试验. 低速吹风试验分别进行了来流马赫数为0.3， 0.4， 0.5， 攻角为17°， 22°， 27°， 侧滑角为15°， 0°， -15°情况下的试验. 高速吹风试验分别进行了马赫数为0.6， 0.8， 1.0， 1.2， 1.5， 攻角为17°， 22°， 27°， 侧滑角为15°， 0°， -15°情况下的试验. 座椅风洞吹风试验安装如图 1 所示. 通过对试验数据的分析， 得到了程控器椅背静压偏差随马赫数M的气动曲线如图 2 所示.

图 1 弹射座椅风洞试验Fig.1 Wind tunnel test of the ejection seat

图 2 椅背静压随马赫数变化曲线Fig.2 The curve of the static pressure of seat back variation with the Mach number

2.3 椅载空速感受系统气动修正步骤

某型座椅椅载空速感受系统气动修正实施步骤如下： 首先进行机上信号有效性的判断， 根据椅载空速感受系统测得的总压和静压分别进行边界条件和异常情况的判断及处理. 然后根据程控器感受的总压和静压查静压修正表， 得到相应的静压修正值ΔPs1， 由(Ps1)程=Ps1+ΔPs1得到修正后的静压(Ps1)程， 再由总压和修正后的静压(Ps1)程得到修正后的速压qc. 然后， 由修正的高度H和速压qc查表速修正表， 得到修正的弹射表速Vtf值， 根据Vtf值和修正的高度H查某型座椅气动减速时间表， 并按预先设定的时间完成射伞延时.

3 试验结果及分析

3.1 试验验证

为了验证修正方法的正确性， 进行了弹射座椅测压火箭橇滑跑试验. 座椅测压火箭橇滑跑试验共进行了4次， 最大速度均为1 100 km/h. 为了更加真实地模拟座椅弹射出舱过程， 这4发火箭橇测压滑跑试验将分别按弹射行程为0.7， 0.9， 1.2， 1.4 m. 将某型座椅安装固定在火箭滑车飞机前机身舱段内， 并全程采集和测量该座椅椅载空速感受系统总、 静压值. 火箭橇测压滑跑试验中座椅在飞机前机身舱段内的安装和固定如图 3 所示.

图 3 弹射座椅火箭橇试验Fig.3 Rocket sled test of the ejection seat

3.2 数据分析

如图 4 所示为弹射座椅火箭橇测压试验速压换算速度Vq曲线与火箭撬实测速度Vhc曲线对照图. 由曲线可知， 修正后的弹射座椅气动速度Vq与滑车速度Vhc吻合度较好. 如表 1 所示为修正后的某型座椅椅载空速系统测量静压和修正后的测量气动速度精度分析表.

图 4 换算速度与实测速度对照Fig.4 The comparison between the calculation speed and the measurement speed

表 1 气动修正精度分析

由表 1 可知， 由于受人-椅系统尾流的影响， 椅载空速感受系统测得的静压测值比当地静压标准值小， 误差在0.5%～3.9%之间. 偏差量随着滑车速度的增加而增加. 修正后的表速与试验测得的速度之间误差在1.9%～8.0%之间. 由以上分析可知， 采用本文所述的修正方法修正后的弹射座椅椅载空速感受系统测得的静压值和气动速度值与试验数据之间误差较小， 说明修正方法是可行的.

4 结 论

某型弹射座椅采用的椅背静压采集的气动布局， 由于椅载空速感受系统受到人-椅系统尾流场的影响， 弹射过程中总压和静压等气动参数的测量存在误差. 对某型弹射座椅进行高速和低速风洞试验， 通过对试验数据的分析得到了程控器总压和静压感受值随马赫数变化的规律， 并提出了基于迭代搜寻法的静压修正方法. 通过与弹射座椅测压火箭撬滑跑试验测得的结果对比分析， 验证了提出的气动修正方法的正确性.

通过开展椅载空速感受系统气动修正研究， 使得在随后进行的综合鉴定试验中， 该型座椅空速感受系统的感受静压和感受速度的精度较原型座椅有了大幅度提高， 从而进一步确保了后续开伞时机的控制精度， 满足了高原弹射救生需求.

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Research on Aerodynamic Correction for Airspeed Sensing System of Ejection Seat

LI Hui1, HU Yu-de1, YANG Deng-fang1, HOU Shi-feng2

(1. AVIC Aerospace Life-support Industries Ltd., Xiangyang 441003, China；2. The Air Force Representatives Office of AVIC Aerospace Life-support Industries Ltd., Xiangyang 441003, China)

The airspeed sensing system of a certain ejection seat was arranged on its back. The influence of the wake flow on the aerodynamic parameter measurement is significant. The high speed and low speed wind tunnel test of the ejection seat were done. Based on the analysis of the test data, the variation of total pressure and static pressure of the programmable controller with the Maher number was obtained. Thus, a static pressure correction method based on iterative search was proposed. Through the comparative analysis of the correction result and the testing data of the ejection seat rocket sled test, the correctness of the correction method was verified. By using of this correction method, the measurement accuracy of the airspeed sensing system was improved greatly, which provides a theoretical basis for the scientific formulation of the final aerodynamic correction scheme of the seat air speed sensing system.

ejection seat; airspeed sensing system; wake flow; wind tunnel test; aerodynamic correction

2016-09-18

李 辉(1973-)， 男， 高级工程师， 硕士， 主要从事飞机弹射座椅的性能设计和可靠性设计的研究.

1673-3193(2017)02-0168-05

V244.21

A

10.3969/j.issn.1673-3193.2017.02.013