关键词：飞机空速管；静压源；误差
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。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，就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。
一、空速管的静压源误差
1、空速管工作原理。为了更为直观叙述空速管的工作原理，某飞机的空速管为例。空速管将采集的空气总压和静压传递给飞机设备或者仪表，用以确定飞机的高度、空速和马赫数。飞机的全静压系统一般包括4个关联的皮托管，2个备用静压孔及连接管路。空速管一般安装在飞机机头两侧，在空中飞行时气温较低，因此，空速管可通过加热线圈进行加热除冰，并且空速管上有对应的排水孔，在机头的左右两侧分别上下分布着2 个皮托管，下部为2 个备用皮托管，左侧上部为机长皮托管，采集的信号传递给大气数据计算机( ADC) ，右侧上部为副驾驶皮托管，采集的信号同样传递给大气数据计算机，机长皮托管的2个静压孔分别与右侧备用皮托管的静压孔相连，以防单个皮托管堵塞带来测量误差。除了飞机皮托管采集的静压信号外，在飞机两侧还有2 个空压孔，采集的静压信号主要传递给备用组合高度/空速表，用以确定飞机的飞行高度及空速。
2、静压源误差产生原理。空速管采集的信号主要有2个: 全压p* 和静压ps。根据伯努利方程可知，全压和静压与空速之间的关系为：
在实际飞行中，空速管将测得的全压和静压传递给大气数据计算机或者相关仪表，然后，根据式可以得出对应的空速。但是，在计算过程中存在着一个问题，即空速管所测的大气静压为飞机飞行流场内的大气静压，该静压值与同一高度上未受飞机扰动气流处的静压存在差别。如果将空速管测得的静压定义为pi，将远方未受干扰气流的静压定义为p∞，那么，静压源误差可表示为：
二、减小静压源误差的方法
造成静压源误差的原因主要有空速管的安装位置、飞行马赫数，以及空速管迎角。基于上述原因，目前采用的减小静压源误差的方法主要有调整空速管安装位置、空速管外形气动补偿和基于计算机的静压误差补偿。基于计算机的静压误差补偿方法则可以克服上述缺点，使用人员在飞机寿命的任何时间都可以进行误差消除。
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一致。机头处的气流较平稳，有利于探测到较稳定的静压，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、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而言，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——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——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。
3、基于计算机的静压误差补偿采集的信号进行滤波消隐。该方法需要进行大量的风洞或者试飞试验，测出静压源误差在飞机不同飞行马赫数及不同飞行姿态下的数据，然后，建立对应的数学模型，找到对应的滤波函数，进而，实现对静压误差的修正。如果按照该方法进行误差修正，首先要保证数学模型的精度，这对于影响参数如此多的静压误差来讲，非常困难。伴随飞行计算机的不断发展，可以考虑利用飞行试验数据预测模型来解决静压源误差的问题。基于飞行试验数据预测模型的静压源误差修正，可以不去确定空速管测量静压pi与实际静压p∞之间的数学关系，将pi作为输入数据，将p∞作为输出数据，对数据预测模型进行完善，通过完善好的数据预测模型去预测新的pi所对应的p∞，将预测结果直接代入公式，便可以得到更加精确的飞机空速。
4、应用实例。大气数据计算机(ADC) 或空速表将空速管采集的全压和静压信号转换成对应空速的计算公式：
当ps的值为空速管测得的静压pi时，计算所得的空速c为指示空速; 当ps的值为远方未受干扰气流的静压p∞时，计算所得的空速c 为真实空速; 空速误差的主要来源为ps值，且与p* －ps的误差一致，因此，将p* －ps的值作为一个整体，将p*－pi作为输入样本，将p*－p∞作为期望输出样本，对飞行试验数据预测模型进行完善，将完善后的飞行试验数据预测模型用来预测空速管测量数据p* －pi所对应的真实数据p*－p∞。
图为某型号飞机在飞行高度为7. 9 km 时，对应不同指示空速时，p*－ps的测量值与真实值之间的对比。从图看出，伴随指示空速的增大，测量值与真实值之间的误差也逐步增大，但是关系不明显。以图中的数据为样本，对建立的飞行试验数据预测模型进行完善，结果可以看出，参数R( Regression) 值接近1，说明完善结果非常理想。使用完善后的模型对预先准备好的另一组数据进行预测，被预测的数据为同一架次飞机在10.36 km 高度飞行时所采集。训练后，将预测值、真实值和测量值进行对比，结果根据，每一个预测值都比原测量值更接近于真实值，有的预测值甚至和真实值完全一致，通过该方法对静压源误差进行修正，是完全可行的。
结论
经过理论推导和试验验证，证明采用飞行试验数据预测模型，对空速管测量值所产生的静压源误差进行修正，可以有效降低测量误差，为飞行数据的采集提供更真实有效的结果，为飞行安全提供强有力的保障。在研究过程中发现，飞行试验数据预测模型预测具有随机性，每次的预测结果与飞行试验数据参数的选择息息相关; 因此，需要耐心调整参数，从而找到最好的预测模型。同时，增大训练数据量也有利于提升模型训练的准确性。
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论文作者:崔秀娟 温洪雷 葛新
论文发表刊物:《工程管理前沿》2019年5卷20期
论文发表时间:2019/12/2
标签：静压论文; 空速论文; 误差论文; 飞机论文; 数据论文; 测量论文; 机头论文; 《工程管理前沿》2019年5卷20期论文;