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水平尾翼飞行气动载荷的测量对试飞适航验证十分重要。而水平安定面配平、升降舵偏转、翼身洗流以及发动机尾喷流等因素的影响导致流场变得非常复杂,采用间接测量法难以获得准确的气动载荷数据。针对以上问题,结合我国大型客机载荷试飞适航验证的实际需求,本文对压力分布传感器直接测量水平尾翼飞行气动载荷方法进行了深入研究,论文主要成果如下:(1)针对压力传感器厚度引起的水平尾翼气动外形发生变化的问题,研究了传感器厚度对水平尾翼表面气动力的影响。建立了CFD计算模型,计算了典型飞行试验状态下水平尾翼表面粘贴不同厚度的压力分布传感器气动力系数,分析了压力分布传感器不同厚度在水平尾翼不同结构偏角时对其表面气动力的影响。(2)针对传统压力传感器安装方法存在缺陷的问题,提出了基于粘接方式的传感器安装工艺。分析了压力分布传感器典型安装位置的气动环境,建立了传感器安装模型,计算了安装处的气动阻力;通过剥离试验选择了合适的粘接材料,形成了粘接工序,并通过计算分析和飞行试验验证了粘接工艺的可靠性。(3)针对因压力分布传感器对气动外形的影响带来的测量误差问题,建立了传感器测量数据修正模型。研究了压力分布传感器测量数据与真实情况的差异,提出了压力分布传感器测量数据修正方法,通过CFD计算建立了典型飞行试验状态下压力分布传感器不同厚度、不同结构偏角所对应的数据修正值,并通过试验验证了计算的准确性,证明了修正方法的可行性。(4)基于以上研究,采用了现有的压力分布传感器,搭建测试系统,并以ARJ21飞机试验机为平台,进行了验证,结果表明本文方法具有较高的工程应用价值,能够为国产飞机水平尾翼飞行载荷适航符合性验证提供有力的支撑。