內(nèi)外場高寒環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)的溫度特征分析

田培強，吳敬濤，鄧文亮

（中國飛機強度研究所，西安 710000）

引言

隨著民航行業(yè)的快速發(fā)展，飛機航線不斷增加，這就導致飛機飛行任務剖面逐漸擴展，機場環(huán)境和航線環(huán)境出現(xiàn)極端氣候環(huán)境[1]，如低溫環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)會出現(xiàn)變形和結(jié)冰等問題。在飛機運營階段，飛機不可避免地要遭遇高溫、高寒、濕熱、結(jié)冰等極端氣候環(huán)境。如果飛機的環(huán)境適應性能力不足，輕則降低飛機的使用性能，影響飛機運行；重則導致飛機發(fā)生安全性事故，嚴重時甚至還會發(fā)生機毀人亡的災難[2]。因此，需要研究極端氣候環(huán)境條件下飛機結(jié)構(gòu)和機構(gòu)的功能與性能變化，能夠為飛機維護提供支持，提高飛機安全性。

因此本文通過結(jié)合外場自然條件和內(nèi)場實驗室條件的極端環(huán)境下飛機全狀態(tài)氣候環(huán)境試驗，分析外場和實驗室的試驗環(huán)境條件和試驗過程，研究極端環(huán)境下飛機典型結(jié)構(gòu)的環(huán)境溫度特征，為飛機運營維護提供依據(jù)。

1 飛機氣候環(huán)境試驗概述

波音737飛機運行環(huán)境包線[3]的起飛和著陸最低溫度限制為-54 ℃，最高運行溫度限制為54 ℃，通常大型客機的運行環(huán)境包線與該機型相似，因此確定本文研究的極限溫度范圍為（-55～54）℃。本文主要圍繞飛機的地面環(huán)境試驗開展研究，因為選取飛機起飛和降落過程的運行環(huán)境，根據(jù)MIL-STD-810H中502.7節(jié)全球低溫環(huán)境的統(tǒng)計（如表1所示），低溫環(huán)境出現(xiàn)概率最大的溫度為（-21～ -31）℃[4]，因此本文選取該溫度范圍（-21～ -31）℃作為所研究的飛機運營環(huán)境條件。

表1 全球地面低溫循環(huán)范圍

1.1 飛機外場環(huán)境試驗

飛機外場環(huán)境試驗過程中，確定出環(huán)境溫度在（-21～31）℃之間的時間點，在該時間點的環(huán)境條件下，飛機開啟APU，未起動發(fā)動機，飛機機采系統(tǒng)所采集的當日靜溫/總溫環(huán)境數(shù)據(jù)如圖1所示。由于起動APU會影響周圍環(huán)境溫度，為盡量保證數(shù)據(jù)不受APU系統(tǒng)影響，均選取曲線起始點作為所分析的試驗數(shù)據(jù)：此時飛機航電系統(tǒng)所測得的靜溫/總溫均值為-28.8 ℃。

圖1 外場環(huán)境試驗的靜溫/總溫曲線

1.2 飛機實驗室環(huán)境試驗

飛機實驗室環(huán)境試驗中，在多個極端溫度點下多個飛機系統(tǒng)開展了研發(fā)性試驗和適航符合性驗證試驗，環(huán)境試驗溫度歷程曲線如圖2所示。

圖2 實驗室環(huán)境試驗溫度歷程曲線

由于飛機外場環(huán)境是在早上進行，溫度處于上升階段，為與飛機運營環(huán)境和外場試驗環(huán)境保持相同條件，選取實驗室環(huán)境試驗數(shù)據(jù)的溫度上升階段，且外場環(huán)境試驗中靜溫/總溫為-28.8 ℃，最終確定實驗室環(huán)境試驗溫度點為：大氣靜溫與總溫均值為-28.78 ℃。

2 內(nèi)外場極端條件下飛機內(nèi)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特征分析

外場自然環(huán)境和實驗室環(huán)境的兩個溫度點均是處在溫度上升階段，且內(nèi)場實驗室溫度相比于外場自然環(huán)境溫度，相差0.07 %，在誤差允許范圍內(nèi)，內(nèi)外場環(huán)境條件是等同的。根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)特點，本節(jié)分別從飛機的外部結(jié)構(gòu)溫度和內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度，分析外場和實驗室對民機內(nèi)外部結(jié)構(gòu)影響的一致性。

2.1 極端環(huán)境下飛機外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特點

從飛機運營環(huán)境和機構(gòu)功能出發(fā)，飛機機翼環(huán)境溫度間接地影響著燃油油溫和襟縫翼等活動翼面溫度，飛機尾翼環(huán)境溫度直接地影響著垂平尾機構(gòu)功能，飛機吊掛環(huán)境溫度直接地影響著發(fā)動機起動和運行性能[5]，因此本小節(jié)從機翼、尾翼和吊掛三個飛機外部結(jié)構(gòu)來分析飛機外部結(jié)構(gòu)環(huán)境特點，三個飛機外部結(jié)構(gòu)的外場和實驗室環(huán)境數(shù)據(jù)如表2所示。

由表2可知，飛機機翼、吊掛和尾翼三個外部機構(gòu)在實驗室極端環(huán)境下的環(huán)境溫度，與外場環(huán)境下三個外部機構(gòu)的環(huán)境溫度趨勢相同，即均比外場環(huán)境和實驗室環(huán)境溫度低，導致此現(xiàn)象的原因是此時外場環(huán)境和實驗室環(huán)境均處在溫度上升階段。但由于內(nèi)外場的溫度最低點和升溫速率不同，產(chǎn)生了實驗室環(huán)境下三個外部機構(gòu)溫度比外場環(huán)境下三個外部機構(gòu)溫度更低的現(xiàn)象，也是對飛機機構(gòu)的嚴格考核，這也表征了飛機氣候環(huán)境實驗室試驗的重要性，即實驗室試驗可有效且精準地擴展外場試驗，進而為拓寬飛機運營包線提供支撐。

表2 內(nèi)外場極端環(huán)境下飛機外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度（℃）

2.2 極端環(huán)境下飛機內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特點

上述飛機的三個外部結(jié)構(gòu)均從中后機身進行分析，飛機內(nèi)部環(huán)境結(jié)構(gòu)選取前中機身進行研究，因此本小節(jié)從機頭的雷達艙和翼身整流罩兩個內(nèi)部結(jié)構(gòu)來分析飛機內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境特點。內(nèi)外場極端環(huán)境下飛機內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度數(shù)據(jù)如表3所示。

由表3可知，飛機翼身整流罩和雷達艙兩個內(nèi)部結(jié)構(gòu)在實驗室極端環(huán)境下的環(huán)境溫度，與外場環(huán)境下兩個內(nèi)部結(jié)構(gòu)的環(huán)境溫度趨勢相同，即均比外場環(huán)境和實驗室環(huán)境溫度高，導致此現(xiàn)象的原因是由于外部結(jié)構(gòu)的隔熱，但不同位置的隔熱性能和密封性能不同，也就導致內(nèi)部溫度不同，并且機頭的雷達艙溫度低于翼身整流罩溫度。

表3 內(nèi)外場極端環(huán)境下飛機內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度（℃）

2.3 飛機內(nèi)外部結(jié)構(gòu)的環(huán)境溫度分布分析

從飛機整機結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度出發(fā)，分析飛機全機身溫度分布和飛機內(nèi)外部環(huán)境差異，由圖3可知：

1）對于機身外的環(huán)境溫度分布，在外場或?qū)嶒炇遥瑱C翼環(huán)境溫度與尾翼環(huán)境溫度誤差僅1.67 ℃和0.12 ℃，且實驗室環(huán)境下飛機環(huán)境溫度分布比外場環(huán)境下飛機環(huán)境溫度分布更均勻；

2）對于機身內(nèi)部的環(huán)境溫度，無論是外場環(huán)境還是實驗室環(huán)境，翼身整流罩的隔熱保溫效果比雷達艙的隔熱保溫效果更好。

3 結(jié)論

本文圍繞飛機整機內(nèi)外場環(huán)境試驗，結(jié)合外場環(huán)境試驗溫度和實驗室環(huán)境試驗溫度歷程，在外場回溫階段（靜溫由-35 ℃回溫-28.8 ℃時）和實驗室回溫階段（靜溫由-45 ℃回溫-28.8 ℃時），選取內(nèi)外場共同的溫度點為靜溫/總溫為-28.8 ℃和-28.78 ℃，兩者誤差為0.07 %，在此條件下，分析外場與實驗室下飛機內(nèi)外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度特征。經(jīng)對比可得：實驗室環(huán)境下飛機環(huán)境溫度變化趨勢與外場飛機環(huán)境溫度變化趨勢相同，即飛機外部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度比靜溫/總溫低，飛機內(nèi)部結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度比靜溫/總溫高，但由于實驗室所達到的溫度更低，導致實驗室環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)溫度低于外場環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)溫度。并且實驗室環(huán)境下飛機環(huán)境溫度分布比外場環(huán)境下飛機環(huán)境溫度分布更均勻，對于飛機結(jié)構(gòu)的保溫效果，發(fā)現(xiàn)翼身整流罩的的隔熱保溫效果比雷達艙的隔熱保溫效果更好，可為飛機低溫維護提供支撐。