机头结冰对大气数据系统测量影响研究

马玉敏，廉 佳，孔满昭，谢 露

(航空工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089)

大气数据系统的运行情况会影响飞机的飞行安全。通过测量飞机的迎角、侧滑角、总压、静压和总温等信息，经过处理和解算，输出飞机的高度、速度、马赫数、总温、静温、迎角和侧滑角等参数，为飞机航电、飞控等系统提供必要的大气数据信息[1]。

测量大气数据所需的传感器通常安装在飞机机体受来流影响较小的区域，对于大中型运输机，通常安装在飞机的机头部位。由于受飞机流场干扰等因素的影响，当确定飞机外形及大气数据传感器在飞机上的安装位置之后，可通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics，CFD)方法对大气数据特别是静压源误差进行初始修正，然后进行空速校准试飞，对大气数据修正进行最终的修订和确认。

大气数据修正的量值通常是在给定飞机机头外形的前提下得出，机头外形改变将导致安装于机头的大气传感器附近流场发生变化，进而影响大气数据参数的测量，而机头结冰就是机头外形变化的原因之一。

当飞机在具备结冰条件的云层中飞行时，飞机迎风部件均可能出现结冰现象。适航当局关心的可能影响飞机飞行安全的关键部位包括：机翼/尾翼前缘、驾驶舱风挡、发动机进气系统、外部传感器(包括空速管)、机头整流罩、螺旋桨和起落架等，通常也是最大冰积聚发生的部位[2]。这些部位结冰会破坏飞机的气动外形，降低飞机性能，影响传感器的精度，严重时也会影响飞机飞行安全。

针对飞机不同部位的结冰，可根据是否设置防除冰功能区分为防护表面和非防护表面。对于非防护表面结冰，应当评估冰积聚的影响，采用计算或风洞试验等方法进行冰型分析，确定临界冰型，分析结冰对系统功能的影响，如机头雷达罩结冰对下游大气数据探头功能的影响等,确保大气数据测量不会发生较大误差，对于自然结冰试飞中测量的大气数据系统误差需要记录并进行修正[3-4]。

对于大气数据系统结冰的适航，CCAR-25部[5]中25.1323(i)条要求每个空速指示系统必须配备一个可加温的空速管或等效手段，防止由于结冰导致的失灵；25.1325(b)条要求静压孔的设计和位置必须使静压系统的性能受气流变化或者受湿气以及其他外来物的影响最小，而且当飞机遇到附录C所规定的连续或间断最大结冰状态时，静压系统内的空气压力和真实的外界大气静压之间的相互关系不变。FAA发布的14CFR25部第140修正案和EASA发布的CS25部第16修正案中增加的新的适航条款则对大气数据传感器及探头加温系统提出了更高的要求[6]。对于高度和速度误差，CCAR-25部1323(c)条要求：VMO～1.23VSR1(襟翼在收上位置)及1.23VSRO～VFE(襟翼在着陆位置)的整个速度范围内，空速的安装误差(不包括空速指示仪表校准误差)不得超过3%或5 kn(1 kn=0.514 m/s)，两者中取大值；25.1325(e)条要求：每个静压系统设计和安装必须使在海平面标准大气下所指示的气压高度的误差(不包括仪表校准误差)，在1.23VSRO(襟翼展态)～1.7VSR1(襟翼收态)速度范围内对应的飞机形态下，每100 kn不超过±10 m，速度小于100 kn时，气压高度误差允许为±10 m。

对飞机结冰特性的研究多见于机翼、尾翼和发动机等大部件，而对机头结冰影响研究较少。一部分是基于对结冰探测器安装位置的确定需求，例如，郭繁[7]、周翰玮[8]、易贤[9]等的研究；另一部分是基于对机头冰脱落的影响分析，如Chandrasekharan 等[10]采用面元法、Yeong 等[11]采用耦合六自由度和蒙特卡罗方法仿真模拟了商用喷气式飞机的冰脱落轨迹；冯丽娟等[2]研究了带动力情况下机头冰脱落问题，分析了机头冰脱落轨迹及尾吊发动机吸入机头脱落冰的概率；赵克良[13]针对某大型民机的结冰问题开展了深入系统的计算和试验研究，介绍了自然结冰试飞时飞机机头冰型特征，包含了机头冰的质地、大小和质量等参数。图1为文献[10]和文献[13]中的飞机机头冰型，通常呈圆盘状。

图1 飞机机头典型冰型示意图

关于飞机机头结冰对大气数据系统影响的相关研究未查询到公开文献。空速校准时对大气数据的修正通常并不考虑机头结冰的情况，正因如此，在工程应用中，机头结冰对大气数据测量的影响成为了一个被提及且需验证的问题。

1 机头冰型确定

研究了两型飞机机头结冰对机载大气数据系统测量的影响，本节以其中某型飞机为例说明机头结冰冰型的确定思路。

研究仅考虑CCAR-25部附录C中的连续最大结冰气象条件，考虑典型结冰状态下的机头结冰，根据工程研制经验，依据附录C给出分析所选用的结冰气象条件，如表1所示。表1中，H为高度，MVD为水滴直径，LWC为液态水含量，T为温度，结冰时间均为45 min。

表1 结冰气象条件

图2为某型民机结冰冰型计算的机头附近网格示意图。采用非结构网格技术，在壁面生成棱柱形附面层网格，在机头处进行局部网格加密处理，以便能更准确地得到机头部位的结冰特性。

图2 机头附近网格示意图

通过FENSAP-ICE软件计算得出不同结冰气象条件下飞机机头的冰型外形。通常，结冰气象条件不同，产生的冰型不同，对大气数据测量的影响也就不同。机头结冰多为明冰或带有针状冰的混合冰，依据结冰范围和结冰厚度等特征，选取各工况下机头结冰最严重的冰型作为大气数据系统影响研究的输入。文中计算工况下，最严重时结冰范围可达机头后部约300 mm处，最大结冰厚度约为20 mm左右。为便于下一步对大气数据系统的影响进行研究，在机头冰型建模时进行了简化处理，保持冰型覆盖范围和冰型厚度等主要特征，不考虑冰型颗粒细节，将冰型表面作光滑处理,如图3所示。

图3 机头冰型及总静压传感器位置示意图

2 机头冰对大气数据系统测量影响

两型飞机机头安装雷达，均不设防除冰系统功能，定义两型飞机分别为A、B型飞机。A型飞机为涡桨支线客机，含2套主大气数据系统，1套备用大气数据系统，总静压传感器、迎角传感器、总温传感器分别对称安装于飞机机头蒙皮左右两侧，静压源为L型总静压传感器，突出安装于机身外部；B型飞机全压受感器、静压受感器、总温传感器、迎角传感器对称安装于机头蒙皮左右两侧，静压源为机身静压孔型式。

采用文献[14]所述的CFD方法分析机头结冰对大气数据测量的影响，方法基于三维积分形式的雷诺平均N-S方程，文献[14]中采用该方法针对DLR-F4标模进行了计算和试验结果符合性对比，方法可靠。

研究中假设两型飞机各传感器加温功能正常，飞行遭遇结冰气象时各传感器均能正常工作，即包含静压源在内的各大气数据传感器本身不受结冰的影响。有鉴于此，总压、总温的测量值均在误差范围之内，本文主要针对静压和迎角值的影响进行分析。

2.1 A型飞机机头冰对大气数据系统测量影响

研究了马赫数(Ma)为0.2和0.5时A型飞机机头冰对大气数据系统测量影响。

2.1.1 静压测量影响

图3给出了A型飞机机头冰与总静压传感器的相对位置，机身侧部上、下位置的L型总静压传感器分别定义为P1和P2，安装位置距机头约1300 mm。图4为A型飞机机头冰对大气数据系统静压测量的影响量。根据静压系数影响差量，近似推算出对高度和速度的影响量，如表2和表3所示。参数α为迎角，Cp为静压系数，H为高度，V为速度，Δ表示机头结冰与机头无冰的对应量值之差，各参数下标中的数字1表示P1的影响量，下标数字2表示P2的影响量。

表2 A型飞机静压源测量差量对高度影响量

表3 A型飞机静压源测量差量对速度影响量

图4 A型飞机机头冰对大气数据静压测量影响量

2个马赫数下A型飞机机头结冰对大气数据测量结果的影响较小。Ma=0.2时对高度的影响不超过0.8 m，对高度和速度的影响可忽略。Ma=0.5时对高度的影响量在中小迎角下最大在6.26 m，对速度的影响量最大在0.76 kn；对于较大迎角(14°)状态，此时已接近该型飞机在该马赫数下的限制迎角，对高度的影响量达到了16 m，对速度的影响量达到了2.3 kn。

图5为Ma=0.5、迎角为0°时的表面极限流线及压力云图比较，其中图5(a)为机头无冰状态，图5(b)为机头带冰状态。因带机头冰时传感器测量压力系数变化较小(ΔCp为0.0045左右)，云图上不能明显看出区别。从流线上看，机头结冰后对飞机机头附近流场产生干扰，进而会对传感器的压力测量产生影响。

图5 A型飞机机头无/带冰时流线及压力云图比较

2.1.2 迎角测量影响

图6为A型飞机机头冰对大气数据迎角测量影响量，图6中纵坐标为机头结冰后迎角传感器测量的当地迎角与机头未结冰时测量的当地迎角差值，横坐标为来流迎角。

图6 A型飞机机头冰对大气数据迎角测量影响量

在计算的迎角范围内，机头结冰后迎角传感器测量的当地迎角差量基本在-0.2°～0.06°之间，考虑对应马赫数下迎角传感器的修正关系，折算出来流迎角的影响量约在-0.11°～0.03°之间。

2.2 B型飞机机头冰对大气数据系统测量影响

研究了Ma=0.3时，B型飞机机头冰对大气数据系统测量影响。B型飞机静压孔位于机身侧面，飞机侧面看静压孔从上到下依次排列，在飞机上的相对位置为风挡下方、构水线上方，机头雷达罩前缘位于构水线下方。

2.2.1 静压测量影响

与A型飞机相似，定义静压孔从上至下分别为P1、P2、P3。图7为B型飞机机头冰对大气数据系统静压测量影响量。近似推算出对高度和速度的影响量如表4和表5所示。

图7 B型飞机机头冰对大气数据静压测量影响量

表4 B型飞机静压源测量差量对高度影响

表5 B型飞机静压源测量差量对速度影响

中小迎角下，机头结冰后对大气数据静压测量的影响很小，相对应地，对高度和速度的影响量可忽略；迎角超过10°以后，机头冰对静压、高度和速度的测量影响逐渐增强，对静压系数的最大影响量值在0.025左右，在大迎角时对高度的影响量超过了10 m，计算迎角范围内速度最大影响量为2.63 kn。

2.2.2 迎角测量影响

图8为B型飞机机头冰对大气数据迎角测量影响量。图8中纵坐标为机头结冰后迎角传感器测量的当地迎角与机头未结冰时测量的当地迎角差值，横坐标为来流迎角。

图8 B型飞机机头冰对大气数据迎角测量影响量

中小迎角时机头结冰对迎角传感器测量的当地迎角影响很小；来流迎角超过10°以后，当地迎角差量超过了0.4°，特别是在13°时当地迎角的差量达到了1°左右，考虑该马赫数下飞机的迎角修正关系，折算出来流迎角的影响量最大为0.4°左右。

2.3 小结

机头结冰对大气数据测量的影响主要在于大迎角状态，B型飞机相对A型飞机受影响略大一些，推测原因如下：① 两型飞机量级、机头外形上的不同导致机头冰的覆盖范围和厚度等略有差异。② 两型飞机静压源型式不一致，一种为突出机体表面的L型传感器，另一种为嵌入机身的静压孔型传感器。③ 静压、迎角测量结果与机头冰和静压源、迎角传感器的相对位置相关，特别是大迎角状态，机头部位的流动对静压和迎角的测量有一定的干扰作用。

3 结束语

机头结冰会影响大气数据系统各传感器的测量，进而对飞机飞行高度、速度等参数测量的准确性产生影响。飞机机头通常为结冰非防护区域，在飞机遭遇恶劣结冰气象条件时，应考虑机头积冰对机头安装的大气数据传感器测量结果的影响。

本文仅考虑了CCAR-25部附录C中的连续最大结冰气象条件，未考虑过冷大水滴、冰晶等严酷情形下的机头结冰影响，本研究可以为同类型飞机相关研究提供参考。