陶建伟++龚和

摘 要：飞机上的静压传感器实际感受到的静压（局部静压）与飞机来流的静压（远场静压）会存在一定的差异，会导致测量结果包括空速、高度产生较大误差。静压源位置误差修正设计是飞机大气数据系统设计中的重要环节，通过软件参数修正的方法，补偿气动误差，因此这项功能设计成功与否，直接影响到飞机空速、高度等飞机关键参数的精度。该文简要介绍了SSEC设计的要求，流程，并详细研究了确定SSEC方案这一核心环节。同时，该文提出了组合式和独立式两种SSEC技术路线，并给出了两种技术路线的优缺点，对于指导民用飞机大气数据系统SSEC设计具有参考意义。

关键词：SSEC 民用飞机 计算流体力学 静压

中图分类号：V247.5 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2015）06（b）-0086-02

飞机在空气中飞行时，空气因受机体的扰动作用，会在飞机周围会形成扰流场。由于扰流的存在，飞机上的静压传感器实际感受到的静压（局部静压）与飞机来流的静压（远场静压）会存在一定的差异。静压传感器实际测得的局部静压与远场静压之间的差值称为静压源位置误差（Static Source Error，简记为SSE），对该误差的修正就称为静压源位置误差修正（Static Source Error Correction，简记为SSEC）。

静压源位置误差的大小主要受传感器在飞机的安装位置、安装角度以及飞机构型，包括马赫数和气流方向、飞行姿态（如襟缝翼角度、起落架状态、扰流板状态、机身攻角等）等变化因素的影响。并且，这种误差从其形成的机理上而言，是不可完全避免的。在实际设计中，一般需要通过完善静压传感器探头设计或调整在飞机上的安装位置，以尽量减低该误差的影响，同时在后端处理静压传感器测量静压结果时，需要通过大气数据计算机软件对静压加以补偿，以符合相应适航条款的要求。

1 SSEC设计目标

SSEC设计的目标是对静压源位置误差加以修正，以满足适航条款的要求。目前与静压测量误差有关的适航条款主要包括三部分：

（1）CCAR-25 部1323条要求

（2）CCAR-25 部1325条要求

（3）CCAR-91 部附录D要求

2 SSEC设计流程

由上述分析可见，除了安装方式不同（气流压力相对朝向），实际上安装位置对于气流不受扰动以及对于飞机姿态变化不敏感等的要求，全压探头和静压孔的安装要求是几乎一样的。而实际上，静压对于扰动的敏感性远远高于全压（可以想象，在高速运动的飞机上测量该高度完全静止大气压力是非常困难的），任何微小的干扰或者姿态甚至速度的变化，都会导致静压的变化。因此如何确定机身静压孔的安装位置，就成了关键。前面介绍过，有些飞机的静压孔，集成在全静压探头侧面上，因此选择全静压探头的安装位置，实际上也主要是优先保证静压孔的安装要求，兼顾全压的安装要求。

总体上，民用飞机SSEC的设计主要包含以下阶段。

（1）前期气动分析。前期气动分析的工具是CFD（Computational Fluid Dynamics）计算或者风洞试验，主要包括两部分内容。第一是确定静压传感器的安装位置，该安装位置应当使静压传感器受到马赫数、气流方向、飞行姿态等变化的影响较小；第二是研究在确定好的安装位置下，静压传感器测量的静压源误差受到马赫数、气流方向、飞行姿态等影响因素的影响程度。

（2）初步确定SSEC方案。根据前期的气动分析结果，确定选择哪些影响因素作为SSEC的输入修正参数，并根据这些修正参数确定需要修正的构型组合。在每一个构型组合下，需要确定具体的静压修正值。在飞机试飞前，可以利用前期气动分析阶段的数据提供每一构型组合下的静压修正值，在飞机试飞中，需要根据实际试飞静压测量结果来更新静压修正值。

（3）软件实现。在这一阶段，将编写SSEC软件，实现上一阶段中确定的SSEC方案，并加载相应的SSEC数据库，以存储每一构型下的静压修正值。

（4）试验室实验和机上地面试验。在完成SSEC软件设计后，需要通过试验室实验和机上地面实验，以初步验证SSEC软件设计是否满足原定方案的要求。

（5）试飞验证试验。飞行试验用于验证原定SSEC方案是否满足适航条款要求，并更新每一个SSEC构型组合下具体的静压修正值。根据确定的SSEC方案，确定试飞要求，并在试飞阶段验证目前的SSEC方案和数据能否满足适航条款要求。

从以上的分析过程可以看出，第二阶段初步确定SSEC方案和数据是整个SSEC设计的核心环节，这一环节设计的好坏将直接影响后续所有环节工作。如果设计的SSEC方案过于复杂，将极大增加后续试飞验证试验阶段的工作量，造成巨大的经济浪费；而如果涉及的SSEC方案过于简单，SSEC的修正能力不足，将有可能导致试飞验证阶段不能满足适航条款的要求。

3 确定SSEC方案

在确定SSEC方案时，主要需要确定SSEC构型和对应的修正值列表。其中，SSEC构型为飞行状态所组成的列表。一般来说，在这些构型下，静压源误差较大，必须要进行修正才能满足适航条款要求，而对于静压测量影响较小的构型，可以忽略以减少后续试飞验证试验阶段的工作量。

由于SSEC的设计是伴随着整个飞机设计的流程进行的，不可能等到实际试飞验证阶段再确定SSEC方案。因而在飞机试飞前，需要根据前期的气动分析结果来分析某一特定构型对静压测量的影响程度，并以此为依据来初步确定SSEC方案。由于前期气动分析结果与实际试飞测试结果往往存在一定的差别，在前期确定SSEC方案时，应当尽量考虑各种可能的情况，从而为后续根据试飞结果调整SSEC方案留下足够的余地。

在研究SSEC方案，可考虑两条技术路线，一种是组合式的方法，另一种的独立式的方法，两条技术路线各有优缺点。

举例而言，假设通过前期气动分析发现，对静压测量有较大影响的影响因素有襟翼角度（存在0°、10°、20°和30°四种角度）、起落架状态（收起或放下）、扰流板状态（收起或放下）、AOA和未修正马赫数。则选择襟翼角度、起落架状态和扰流板状态组成SSEC构型，并在每一构型表下根据AOA和未修正Mach确定静压的修正值。

根据组合式和独立式两种技术路线，形成的SSEC方案如下所示。

（1）组合式SSEC方案。由于襟翼角度有0°、10°、20°和30°四种状态，起落架状态有收起或放下两种状态，扰流板有收起或放下两种状态，直接进行排列组合后会形成16种SSEC构型组合。在每一构型表下，基于AOA和未修正Mach构建二维的静压修正值列表。在实际软件设计中，首先根据接收到的的襟翼角度、起落架状态和扰流板状态确定当前的SSEC构型，然后根据AOA和未修正Mach查找当前的静压修正值，从而确定当前状态的修正量。

该方案较为简单直观，也利于SSEC的软件设计。同时，由于SSEC构型完全对应飞机的飞行状态，将很容易确定试飞需求。但是，由于每一种SSEC构型都需要对应不同的试飞架次，将极大的增加试飞验证试验的工作量，对SSEC软件的数据存储空间也提出了较大的要求。

（2）独立式SSEC方案。在这种方案中，每一个构型影响因素被单独计算，然后累加求得最终的静压修正值，即最终的静压修正值ΔPs满足：

ΔPs=ΔPF+ΔPL+ΔPS ①

其中ΔPF代表襟翼角度对静压修正值的贡献值，ΔPL代表起落架状态对静压修正值的贡献值，ΔPS代表扰流板对静压修正值的贡献值。对于每一个独立的构型影响因素，根据AOA和Mach查找当前的静压修正值。因而，总共形成8种SSEC构型组合（包括4种不同的襟翼角度，2种不同的起落架状态和2种不同的扰流板状态）。

该方案下，SSEC构型组合式大幅降低，在本例中独立式SSEC方案的构型组合数仅为组合式的一半，可以大幅降低后续试飞验证的工作量，而且当SSEC的影响因素增加时，该方案对于降低构型组合数的优势更加明显，同时可以降低SSEC数据的存储空间，但是该方案不利于确定试飞的需求。

4 结语

SSEC工作是整个飞机大气数据系统设计中的重要组成部分，直接影响到飞机空速、高度等信息的精度。在SSEC的设计中，需要通过前期充分的气动分析以评估对静压测量产生较大影响的因素，并根据气动分析结果初步确定SSEC方案用于飞机试飞，在试飞后将通过试飞试验修改和完善SSEC方案。SSEC方案的确定是整个空速校准工作的核心，主要有组合式SSEC方案和独立式SSEC方案两种技术路线，二者有不同的适用范围，各有优缺点。

参考文献

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[2] 王成豪.航空仪表[m].北京：科学出版社，1992，2.

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[5] 陶建伟，张忠能.飞行器大气数据传感器布局分析设计[J].微型电脑应用，2012，28（9）：6-8.