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1、第19卷第4期航空学报Vol.19No.41998年7月ACTAAERONAUTICAETASTRONAUTICASINICAJuly1998亚音速飞机压力分布测量原正庭(中国飞行试验研究院,西安,710089)IN-FLIGHTMEASUREMENTOFSTATICPRESSUREONASUBSONICTRANSPORTAIRCRAFTYuanZhengting(ChineseFlightTestEstablishment,Xi′an,710089)摘要简要地介绍了亚音速飞机压力分布测量的飞行试验技术,并给出了部分试验结果
2、。对用测压带法进行机翼压力分布测量及滑流对压力分布的影响等问题进行了讨论。关键词飞行载荷压力分布测压带中图分类号V216.7,V215.1AbstractTechniqueofin-flightmeasurementofpressuredistributiononasubsonictransportaircraftisintroduced.Someflighttestresultsarepresented.Questionsaboutthemeasurementofpressuredistributiononthewingb
3、yusingthinpressurebeltsandtheeffectofslipflowonpressuredistributionarediscussed.Keywordsflightloads,pressuredistribution,pressurebelts80年代我国对飞机压力分布的飞行测试技术进行了某些探索。1990～1996年,中国飞行试验研究院以运七飞机为试验机开展了一系列的有关气动力特性方面的飞行试验研究,其中主要一项就是飞机的压力分布测量。飞行试验中对蒙皮直接打孔法和测压带法进行了研究,用测压带法完成了
4、右机翼7个剖面的压力分布测量(包括襟翼及副翼),并对螺桨滑流对压力分布的影响进行了研究,最终攻克了亚音速飞机压力分布飞行测试技术。1试验机#(1)试验机试验机为运七飞机,编号70。(2)测压带试验中所用的测压带是由美国A&B塑料公司加工制作的,材料为软脂PVC。通常在具体实施改装中,将测压带的两侧粘贴上整流带,以减小测压带边缘对流场的影响。(3)测试设备试验中所用的测试设备是由美国引进的HYSCAN2000压力扫描系统。(4)试验机的加改装试验机的加改装包括测试设备的加改装及测压带的加改装,压力分布测量全部在右机翼上进行。H
5、YSCAN2000压力扫描系统加装在飞机客舱中,ZOC电子压力扫描模块分布在机翼的不同位置,为了扩大测量点,在每个ZOC模块前均加装了换向阀。2飞行试验飞行试验在1000～6000m(气压高度)的空间上进行试验状态为稳定直线平飞,飞行速度1.2Vs～Vmax;飞机构型包括巡航构型、起飞构型及着陆构型。1998-04-17收到,1998-05-22收到修改稿第4期原正庭:亚音速飞机压力分布测量4873试验结果及讨论图1为测压剖面位置图,从机身至翼尖,将7个剖面依次定义为剖面1、剖面2、⋯、剖面7,其中1～4剖面处于螺桨扫掠的区
6、域。采用测压带进行压力测量主要涉及到两个问题:气路延迟及粘贴测压带后引起翼面厚度变化。由于在飞行试验中,所有的飞行科目均是稳定平飞,因此,只要稍加注意第一个问题对测试结果就不会有什么影响;粘贴测压带后引起的翼面变化所带来测量误差,通过理论计算及飞行试验可以看出与直接打孔法所得的结果吻合得很好。图2为在机翼前缘,用测压带法与直接打孔法测试结果的对比。图1测压剖面位置图图2直接打孔法和测压带法对比图3为典型巡航状态下的压力分布曲线。通过对试飞数据的分析发现机翼前缘吸力峰比预计的要小,整个机翼后缘升力损失较大。图4和图5分别为襟翼
7、15°及38°状态机翼及襟翼的压力分布。在襟翼15°时导流片处于襟翼舱内,压力分布曲线只包括主翼和襟翼;当襟翼38°时导流片和襟翼全部伸出,压力分布曲线包括导流片,襟翼和主翼的数据。从图中可以看到,在襟翼15°状态下,襟翼上表面的压力分布图3典型巡航状态下压力分布曲线图4襟翼15°状态,不同迎角下的压力分布图5襟翼38°状态下的压力分布488航空学报第19卷和襟翼38°状态下导流片上表面的压力分布呈倒马鞍型。同时,通过对比分析可以看出当飞机迎角变化时,襟翼上的压力分布基本保持不变。滑流对机翼压力分布的影响主要是在螺桨扫掠的区
8、域,具体体现在两个方面:一是滑流引起动压变化;二是滑流引起气流的螺旋角。在滑流区驻点压力系数超过1,这表明动压增加。从试飞结果可以看出,当拉力系数增加时,内侧升力逐渐减小,外侧升力逐渐增加,这主要是由于运七飞机螺旋桨为右旋(由后向前看为逆时针)所致。图6为在相同迎角,不同拉力系数情况下机翼
