应用研究
减小空速管静压源误差方法的研究
郭婷
(上海飞机设计研究院上海200436)
与皮用
摘要：飞机空速管静压源误差直接影响飞机高度、速度等参数的测量精度，是飞机设计、大气数据计算机研制及飞行试验面临的重要课题之一。本文从工程实践角度出发，分析了攻角、马赫教等因素对静压源误差的影响，然后对工程设计中减小静压源误差的两种方法一——气动补偿法和计算机补偿法进行了全面的分析比较。最后通过某型飞机的飞行试验数据对计算机补偿法行了验证分析，结果表明计算机补偿法能很好地修正静压源误差，提高空速管静压探测的精度。
关键调：空速管静压源误差位置误差补偿
中图分类号：V241.4
文献标识码：A
文章编号：1007-9416(2011)09-0082-03
飞机上的空速管是一根空气压力信息的探测管，由空气压力传
感器和安装支杆构成，用来探测飞机相对气流的全压和静压信息。根据伯努利方程，在低速气流不可压缩的假设下，静压p与动压pv（p为气滇密度，v为气滇速度)之和沿流管不变，即p+pv=C(常数)。当流速v=0时，动压为0，此时静压达到最大值，以p表示，此值称为总压（全压），即p+三pv=P。。固而通过空速管测量全压和静压可以间接测量空速、高度等飞机的飞行参数。因此，空速管探测空气压力信息的精度直接关系到飞机飞行参数的测量精度，影响飞行安全。换言之，款是要求空速管提供高精度的全压和静压信息。工程实践表明，空速管探测气流的全压精度一般能满足使用要求，而对气流静压的探测精度则往往不能满足使用要求，从而导致飞行
高度和速度的误差。 1、静压源误差分析
大气静压定义为飞机前方无限远处的来流静压，用P表示。静
压误差通常表示为 C,-P-P
9
(1)
pv"为飞机飞行速度V。
其中，P为静压孔测得的静压，9。"
的真实速压。这个比值C也叫做压力系数。
在一个好的静压系统中无论什么时候，总是P=P及C。=0。实际上，由于飞机上静压孔的位置、马赫数M,攻角、侧滑角等因素的影响，C。0，总会存在静压误差。
1.1空速管的“位置误差”一
静压源误差
空速管的静压误差主要取决于其位置误差的大小。飞机在空气中飞行，空气因受到机体的扰动作用，在其周围形成了一个飞机绕流场，空速管测量到的气流静压实际上是飞机绕流场中的静压，而所需要的是空气末被机体扰动前的大气静压，两者是不相同的，它们之间的差值就是空速管的静压探测误差。这种与空速管在流场中位置有关的误差称之为位置误差，称为静压源误差。
1.2马赫数和攻角对静压源误差的影响
马韩数M对于静压源误差的影响，一般规律是：在亚音速飞行时，误差随M数增加面逐渐增加，跨音速时.误差急剧增大：超音速时，因为机体对超音速流的扰动不能向上游传播，即作为空速管后体的机身对其静压的探测没有影响，因此机头空速管就没有位置误差了，此时空速管的静压探测特性取决于本身的超音速绕流特性。
攻角对于静压源误差的影响，一一般规律是：对于亚音速空速管，攻角越大，静压源误差越大。对于超音速空速管，攻角增大时，静压源误差不大。
图1表明了攻角对静压源误差的影响3。图中，横坐标为攻角防数据
(迎角），纵坐标表示静压的相对误差，即静压的绝对误差与气流的准确动压之比，即为压力系数C。
超务连全尊压营 +0.10
oF-0, 10 0,20 0. 30g-0.400
（静品明对盖）
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配音速全净服份
难册
图1攻角对静压源误差的影响
2、减小静压源误差的方法
2.1空速管安装位置的正确选择
近代高性能喷气式飞机，空速管.一般安装于机头部位，称之为机头空速管，其最佳安装位置应选在机头顶端并与机头对称轴线相-致。机头处的气流较平稳，有利于操测到较稳定的静压，而且由于到座舱中仪表的管路较短，减小了空气压力信息在传输中的延迟，提高了仪表的响应速度。
2.2利用气动补偿空速管来补偿静压源误差
空速管的位置误差从其形成的机理上面言，是不可避免的。要使空速管探测静压的精度满足实际使用要求，就必须采取某种补偿措施，对静压进行补偿。
静压源误差的补偿方法有两种：气动补偿和计算补偿。气动补偿法的基本原理是：在空速管安装位置已确定的情况下，设计一个合适的空速管气动外形，并在型面上选择静压孔位置，利用补偿面在静压孔处产生的负压来补偿机身正压场在此处的影响。
目前采用的气动补偿空速管的形式主要有以下三种：
前体补偿空速管—利用空速管头部曲面上的静压孔处产生
的负压来补偿机头正压。
后体补偿空速管一—利用静压孔后面的收缩段在静压孔处产生的负压来补偿机头正压。
加补偿环的空速管一一利用加在平直段的一个特殊设计的环，并在环的特定位置上开静压孔.在亚音速时，同样可以得到所需要的补偿量。
补偿空速管的优点是把静压误差就地消除在静压源上，由于多种因素的影响，补偿不可能使误差绝对为零。只要能满足规范或设计要求，就是可以接受的，
2.3利用大气数据计算机补偿静压源误差
计算补偿法是在空速管的形状和安装位置已确定的情况下，通过试飞或风洞试验，测出静压源误差与马赫数、攻角、侧滑角等参数