CN101300467A - 飞行数据测量系统 - Google Patents

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CN101300467A
CN101300467A CNA2006800395550A CN200680039555A CN101300467A CN 101300467 A CN101300467 A CN 101300467A CN A2006800395550 A CNA2006800395550 A CN A2006800395550A CN 200680039555 A CN200680039555 A CN 200680039555A CN 101300467 A CN101300467 A CN 101300467A
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耶夫盖尼·谢缪诺维奇·沃日达耶夫
安德烈·阿列克桑德洛维奇·耶夫列莫夫
弗拉季米尔·格奥尔吉耶维奇·克拉夫索夫
奥列格·伊万诺维奇·纳扎罗夫
维切斯拉夫·尼古拉耶维奇·帝阿特罗夫
阿列克桑德尔·谢尔盖耶维奇·克里莫夫
安德烈·维克多拉维奇·维阿科夫
米哈伊尔·阿列克谢耶维奇·格罗夫金
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Spetsialnogo I Dvoinogo Naznachenia 'pri Ministerstve Yustitsii Ross
Federalnoe Gosudarstvennoe Uchrezhdenie 'federalnoe Agenstvo Po Pravovoy Zaschite Resultatov Intellektualnoy Deyatelnosty Voennogo
Original Assignee
Ministry Of Russian Federation "military Society And Dual Purpose Of Interllectual Achievement Protection Federal Agency"
Spetsialnogo I Dvoinogo Naznachenia 'pri Ministerstve Yustitsii Ross
Federalnoe Gosudarstvennoe Uchrezhdenie 'federalnoe Agenstvo Po Pravovoy Zaschite Resultatov Intellektualnoy Deyatelnosty Voennogo
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Abstract

本发明涉及航空技术领域，所提出的飞行数据测量系统包括设有传感端口的皮托压力探针、防冻电加热器、导管、压力转换器、室外空气温度传感器和机载计算机，上述所有装置和部件安入一附着在飞机上且由轴对称面组成的流线型机壳里，所述的获取飞行数据测量系统能自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线经电连接器与飞机和其它子系统互动。为了使系统更加自动化，其机壳还含有电源适配器。为了扩大测量范围，减轻结构重量和减少压力测量频道的必需数量，系统包含从机壳凸伸出的呈小面针状且在其边缘之间设有传感端口的皮托压力探针。为了降低防冻系统电耗要求和简化系统设计，机壳表面或其中的一部分可以用疏水性材料制成。为了扩大飞行参数测量范围，使迎角和侧滑角度为－180°～+180°，即覆盖整个范围。

Description

飞行数据测量系统
技术领域
本发明涉及航空技术领域，尤其是航空器机载飞行数据的获取。
背景技术
测量飞行(气流)参数是飞机空气动力学中最重要的问题之一。目前，飞行参数是用通常安装在机身或其他飞机构件上的皮托压力探针来测量。通常，一架飞机上有多个测量几乎全为层流的局部参数的探针。真实参数的确定基于皮托压力探针的初步校准。对于正在飞行的轻敏型飞机来说，由于飞行迎角及速度范围(从低亚音速值至高超音速值)显著扩大，因此，飞行参数测量是非常重要的。对于正在飞行的直升飞机来说，飞行参数测量也是非常重要的，因为航空器具有高的可操作性特征(前后飞行、左右飞行和上下飞行的能力)，以及飞行应当基于来自飞行数据测量系统的信号而进行自动控制(例如，参考如下内容：1974年莫斯科Mashinostroyeniye出版社出版的“测量气体气流参数”，作者是A.N.Petunin；1993年公开的俄罗斯联邦专利2042137号，国际分类号为G01P5/16；1995年公开的美国专利5406839号，分类号为73/180，73/170.02及73/202；1999年公开的法国专利2802636号，国际分类号为G01L7/00；V.K.Kozicyn et al.在Aviakosmi cheskoye priborostroyeniye期刊上，于2003年第10期上发表的“直升飞机飞行数据测量系统的概念分析”)。
在现有技术中(例如，参考：1967年公开的美国专利3,329,016号，分类为73/178X；1987年公开的欧洲专利0249848号，国际分类号为G01P15/00；1988年公开的美国专利4,768,386号，分类号为73/861/66及73/147；1994年公开的美国专利5,299,455号，分类号为73/180，181，147及204.11；1995年公开的俄罗斯联邦专利203337157号，国际分类号为G 01P5/16；1995年公开的美国专利5,423,209号，分类号73/182及73/861.66；2003年在世界知识产权组织注册并由其公开的专利2086516号，国际分类号为G01P5/165；用于有益的设计的2004年公开的俄罗斯联邦专利41875号，国际分类号为G01P5/00，2004年MGU出版社，第十二届国际研讨会中V.V.Soldatkin提出的“测量低气流速度的集成系统”，第397至398页。)，最接近的技术是包括许多装置的飞行数据测量系统(2002年公开的美国专利6,419,186号，分类号为73/182及244/17.11的专利中有所描述)。特别地，这些系统包括设有传感端口及配有防冻电加热器的皮托压力探针。皮托压力探针安装在飞机上且通过导管与压力转换器装置连接。系统还可以包括室外空气温度传感器(以及总温度传感器)。将来自这些压力/温度传感器的信号输入到使用初步校准信息计算飞机飞行参数的机载计算机中。在这样的一个测量系统中，皮托压力探针一般位于飞机机身的上方，而其他装置(包括电源)装在飞机内。
现有提出的技术的缺陷有：
-系统不能自动控制；
-一次故障检测后，要花很长时间准备飞机飞行；
-防冻系统需要大量的电力；
-皮托压力探针的电加热器的设计复杂；
-设备结构特别重；
-难以将系统设计与机身前端形状变化和/或不同类型飞机相匹配；
-将成品系统与机身前端形状变化和/或不同类型飞机相匹配需要耗费大量成本和时间；
-飞行参数测量范围窄。
让我们仔细考虑每一个缺陷陈述。
1.“系统不能自动控制”。系统的单体装置和部件安装在机身外和机身内；这使解决故障问题大大地复杂化。
2.“检测系统部件故障需要很长时间”。实质上，这个缺点是上述第1项导致的结果。该结果是一次故障检测后，要花很长时间准备飞机飞行。
3.“防冻系统需要大量的电力”。原因是系统中的皮托压力探针必须安装在机身上，以便传感端口远远凸伸出边界层(减少由于总压力损失而产生的误差)；许多类型的飞机的体积非常大，故现有技术的皮托压力探针的支杆长为150～200mm。为了防冻保护，这会导致大量电耗——比如国际标准规定，每个皮托压力探针500W，民用飞机上的皮托压力探针总数应为3或4个。
4.“皮托压力探针的电加热器的设计复杂”。原因如下：这些系统中的皮托压力探针依靠在探针隔间内旋绕的特殊管状电加热器加热，而隔间不但安入有电加热器，而且安入有空气导管、静压室及热水槽。
5.“设备结构特别重”。这意味着许多因素：首先，这些系统中皮托压力探针的每根探针重为1kg，因为它们的尺寸大(见上述分析)；其次，系统分布在机身内，需用很长的连接物如导管。这样反而增加了总重。
6.“难以将系统设计与机身前端形状变化和/或不同类型飞机相匹配”。系统中的皮托压力探针通常是附着在机身前端上。在甚至对机身前端的一个微小的改变的情况下可能使气流模式会发生很大变化的，从而改变近探针气流参数及探针校准性能特征。为了更新储存在机载计算机存储器里的校准曲线，必须在旋绕隧道内和/或在校准飞行时进行全面的整套测试，包含整个飞行状态(包括马赫数、迎角及侧滑角度等的变化)；此后，必须更新飞行参数测定算法并下载到机载计算机中。
7.“将成品系统与机身前端形状变化和/或不同类型飞机相匹配需要耗费大量时间和成本”。从上述第6项可以很快得出这样的结果。
8.“飞行参数测量范围窄”。首先，引起此缺陷的原因是现有类型的皮托压力探针的工作范围窄(如，迎角为-30°～+30°)。在机身前端适当地安装四个高性能针类的探针，这有助于扩大飞行参数测量范围，即：使迎角和侧滑角度为-90°～+90°；这意味着飞行参数有可能在作为一个整体的前半范围里测量。然而，现今航空的许多任务要求飞行参数测量范围更宽，应覆盖整个前半范围和后半范围。但是所述系统不能向后飞行，因为“前视”探针被埋在分流层和/或厚的边界层里。
发明内容
所提出的发明的目的在于消除上述缺点。本技术方案确保如下内容：
-系统能自动控制；
-缩短一次故障检测后的准备飞机飞行的持续时间；
-降低防冻系统的电耗要求；
-简化皮托压力探针的电加热器的设计；
-减轻飞行数据测量系统结构的整体重量；
-简化系统设计与机身前端形状变化和/或不同类型飞机的匹配；
-降低成品系统与机身前端形状变化和/或不同类型飞机的匹配总时间和成本；
-扩大飞行参数的测量范围使迎角和侧滑角度为-180°～+180°
(因而覆盖整个范围)。
本技术效果的取得是由于设计了包括设有传感端口的皮托压力探针、防冻电加热器、导管、压力转换器、室外空气温感器和机载计算机的飞行数据测量系统，以上所有装置和部件安入一个附着在飞机上且由轴对称的面如圆锥面、椭球面、圆柱面或棱锥面等组成的流线型机壳中，本获取飞行数据的系统能自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线经电连接器与飞机和其它子系统互动。
为了使飞行数据测量系统更加自动化，系统的机壳可能还安入有电源适配器，因而系统的电源也有自动控制的特征。
为了扩大测量范围，为了减轻结构重量，为了减少压力测量频道的必需数量，飞行数据测量系统包含从机壳凸伸出的呈小面针状且设有传感端口的皮托压力探针。
在一架特殊的飞机上，为了减少它的结构重量、防冻系统电耗和成本，飞行数据测量系统应当包含1～4个呈小面针的皮托压力探针。
为了简化皮托压力探针加热器的设计，飞行数据测量系统的皮托压力探针防冻系统中的电加热器可以置于机壳内。
为了使飞行数据测量系统更加自动化，为了缩短一次故障检测后的准备飞机飞行的持续时间，为了简化系统设计与机身前端形状变化和/或不同类型飞机的匹配，为了降低将成品系统与机身前端形状变化和/或不同类型飞机相匹配的总时间和成本以及为了扩大飞行参数测量范围，系统的室外空气温度传感器置于分隔开的隔间里，该隔间与其他部件绝热且将室外空气通过孔带入机壳里。
为了减少防冻系统电耗和简化飞行数据测量系统设计，机壳的表面或其中一部分可以用疏水性材料制成。
为了扩大飞行参数的测量范围，即使迎角和侧滑角度为-180°～+180°(因而覆盖整个范围)，系统包含多个独立的子系统；在每个子系统中，装置和部件置于附着在飞机构件上的一个单体流线型机壳里，飞行数据测量系统能自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线与飞机和其它子系统互动。
为了提高测量的可靠性，飞行数据测量系统配有一信息界面和一能够与其他类似子系统通过数据总线交换信息的电连接器；这样能够使它们形成一个多路复合体。
为了扩大测量范围和减少测量误差，同时减少系统结构重量，飞行数据测量系统可以由两个子系统组成，在每个子系统中，一个机壳为一个配有两个呈小面针的皮托压力探针的流线型轴对称体，每一针有6个传感端口，每一针的轴线垂直于机壳表面，而且从机壳的横截面来看，每两针成一φ＝86°～96°的角度。
为了减轻飞行数据测量系统的重量和减少成本，每个皮托压力探针上的传感端口可以为5个。
为了减轻重量和扩大飞行数据测量范围，系统可以包含两个子系统，在每个子系统中，位于相对于飞机的外侧面的机壳有两个小面针的探针，每一探针有5个或6个传感端口，每一针的轴线垂直于箱体表面，且对于包括机壳轴线并与飞机中心线平行的平面来说，该平面与第一针成一ψ＝+(43°～48°)的角度，与第二针成一ψ＝-(43°～48°)的角度。
如果飞机没有机翼(可以以直升飞机技术为例)，则每个子系统可以设有一附着在机身上的支杆。
在要求一个较窄的飞行参数测量范围的情况下，可以采用另一种型式的系统，在每个子系统中，只有一个呈小面针状的皮托压力探针，每一针的轴线垂直于机壳表面。
特别地，在这样一个系统中，每一针的轴线所在的平面与包括飞机中心线的平面平行且与飞机对称面垂直。
在所提出的系统中，所有装置和元件置于一个机壳内，而不是分布在机身内/外，与现有技术系统相反；因此，所提出的系统能自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线与其它飞机系统互动。显然，这种特征使解决故障问题简单化且节约故障检测时间。另外，由于所提出的系统能自动控制，所有装置安入一个附着在飞机上且由轴对称的面如圆锥面、椭球面、圆柱面或棱锥面等组成的流线型机壳内。飞行数据测量系统仅通过信息交换频道和电源线如经电连接器与飞机和其它飞机系统互动。因此，如果检测到一个故障，无法使用(不起作用)的系统可以简便地从飞机元件中拆下来，并简便地用一个具有等同作用的系统代替。这显然缩短了一次故障检测后准备飞机飞行的持续时间。根据本技术的陈述，本系统所有装置和部件安入一个直径为100mm～200mm，长为400mm～700mm，取决于测量频道的总数目的机壳里。在一非常低的速度(如：5m/s)时，系统上方的边界层薄至3mm～5mm，它乘以一个因数40～60后，比目前持久型飞机在一非常高的着落速度(如：70m/s)时的机身上方的边界层的厚度还要薄。因此，为了减少总压力损失，从所提出的系统中的机壳凸伸出的皮托压力探针可以小很多且重量轻很多(10多倍)。众所周知，加热的电耗要求与外表面面积成正比；因此，在所提出的系统中，皮托压力探针的加热器电耗要求明显降低(严格地说，这种陈述在处理机身周围的同类气流模式的情况下是正确的)。从所提出的系统中的机壳凸伸出的皮托压力探非常小，因此，它们的电加热器可以置于机壳内，以便由于热传导是沿着针的方向(如：烙铁中)而将针加热-与电加热器置于所述的探针内的现有技术系统相反。这种特点大大地减轻了系统结构重量。而且，因为本发明的探针尺寸大大地减小，重量大大地减轻，以及电加热器电耗要求(和重量)大大地降低，所以系统结构总重也显著降低。例如，在一架持久型飞机上带有电加热器的现有技术探针重量为1.2～1.5kg，而所提出的系统中的探针重量约为100～200g。需注意的是，所提出的系统的重量大大地减轻(与现有技术系统相比)还因为缩短了零件间的连接(例如，导管缩短了100多倍)。如上所述，飞行数据测量系统为一个其机壳设有传感口或皮托压力探针的自动控制装置；因此，它能更简单地将系统设计与机身前端形状变化和/或不同类型飞机相匹配。例如，如果有人将两个单体子系统装在机翼尖上，那么机身形状的任何变化(或在机身表面上引入任何特性)几乎不影响系统的校准性能特征。另外，子系统可以附着在离飞机构件一定距离的支杆上。这将大大地减少飞机构件对系统的传感端口处的局部气流参数的影响。结果，在某些情况下，不必再重复出现校准测试-例如，当系统装在机翼上，机身形状可以改变。另外，如果支杆将系统与飞机构件分开，那么就无需将系统与飞机构件结合在一起进行校准；唯一必须进行的是测量系统位置处的气流参数，它将提供一些修正系数。这些特性确保在将系统与机身前端形状变化和/或不同类型飞机相匹配时能大量节约工时和成本。所提出的系统显著地扩大了飞行参数的测量范围，即：使迎角和侧滑角度为-180°～+180°(因而覆盖整个范围)。实际上，系统(特别是在它被细分为子系统的情况下)可能在飞机上方以整个空间范围都可以测量的这样一种模式来分布传感器，这点非常重要，传感器的数量可以相当少。例如，在系统包括在两个机翼尖上安装有子系统的情况下，每个子系统有两个小面针，每一针具有5或6个传感端口，机载计算机能计算任何迎角和侧滑角的所有飞行参数。原因如下：首先，机壳上方的边界层非常薄，在前后飞行时的过程中，边界层没有覆盖所有的传感端口。其次，无论确定哪个飞行方向(前后，左右，上下等)，存在在无分离气流位置选择两个探针(从四个探针中)的算法。基于校准曲线对两个探针读数的处理，来确定飞行参数(首先是三个变速部件；然后是迎角和侧滑角度，飞行高度等)。
为了使系统更加自动化，它可以包含一内部电源适配器和一组置于分隔开的隔间内的室外空气温度传感器，该隔间与其他部件绝热且把室外空气通过孔带入机壳里。
为了减少防冻系统电耗要求，为了简化加热器设计和为了减轻结构重量，飞行数据测量系统可以包括凸伸至空气气流中呈小面针状且其边缘之间设有传感端口的皮托压力探针。基于测量范围和故障容许误差的要求，皮托压力探针的数量可以为1～4个。皮托压力探针很小；因此，为了简化设计，皮托压力探针的电加热器置于机壳内。另外，为了减少防冻系统电耗要求和提高测量的准确性，机壳的表面或其中一部分可用疏水性材料制成。
为了简化系统与机身前端形状变化和/或不同类型飞机的匹配，为了降低系统匹配的总工时和成本以及为了扩大飞行参数测量的范围，即：使迎角和侧滑角度为-180°～+180°(因而覆盖整个范围)，飞行数据测量系统可以由一组独立的子系统组成；在每个子系统中，所有装置和部件置于一个附着在飞机构件上的单体流线型机壳内，飞行数据测量系统可以自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线与飞机、其子系统和其它类似飞行数据测量系统互动。特别地，系统包含两个子系统，每个子系统中的机壳设有两个呈小面针状的探针，每一探针有5个或6个传感端口，每一针的轴线垂直于机壳表面。如果一子系统的机壳设有两个轴线成φ＝86°～96°角度的皮托压力探针，以及将机壳一特殊侧面上的机壳连接装置附着在机翼上以使每个子系统的纵向轴平行于飞机对称面，且对于包括机壳轴线且垂直于飞机对称面的平面来说，形成一ψ＝+(43°～48°)的角度，那么，就又能够在迎角和侧滑角度为-180°～+180°的范围内进行测量，因为在四个皮托压力探针中，我们总能显示两个位于层流(无分离流)中的探针，且基于校准曲线对它们局部信号的处理可以获得真实的飞行数据。在一个无机翼的飞机上，可以将子系统机壳安装在将子系统置于一个“平滑”流里的特殊支杆的顶端。如果指定一个较窄的飞行参数测量范围，则可以采用其他型式的飞行数据测量系统，在这个系统中，每个子系统的机壳设有一呈小面针状的皮托压力探针。
附图说明
图1为本飞行数据测量系统的一种型式示意图。
图2示范一种机壳设有电源适配器的系统型式。
图3为包括呈凸伸出的小面针状且在其边缘之间设有传感端口的皮托压力探针的系统型式示意图。
图4至图7提供带有不同数量的呈小面针状的皮托压力探针的系统的多种型式示意图。
图8描述机壳内设有探针电加热器的系统的一种型式。
图9代表在分隔开的隔间内设有室外空气温度传感器的系统型式，该隔间与其他部件绝热且将空气通过孔带入机壳里。
图10和图11示范了机壳有一疏水性覆盖层的系统的多种型式。
图12和图13为由多个子系统组成的系统型式示意图；在每个子系统中装置置于一附着在飞机构件的单体流型线机壳(具有带入空气的孔)内，以及飞行数据子系统能自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线与飞机和其它子系统互动。
图14提供一种由两个子系统组成的系统，每个子系统中的机壳为一配有两个皮托压力探针的流线型轴对称体，探针为小面针，每一针设有传感端口，每一针的轴线垂直于箱体表面，从机壳的横截面来看，两针成一φ＝86°～96°的角度。
图15描述一种不同于图14且皮托压力探针的数量为5个的系统。
图16代表一种由两个子系统组成的系统，每个子系统中机壳的一侧设有以某种方式将子系统附着在机翼尖上的连接装置，这种方式中皮托压力探针位于机壳的另一侧，对于包括两个机壳轴线并与飞机中心线平行的平面来说，该平面与第一针成一ψ＝+(43°～48°)的角度，与第二针成一ψ＝-(43°～48°)的角度。
图17示范一种不同于图16的系统：两个子系统中的每个子系统机壳的侧面设有一附着在飞机机身上的支杆。
图18示出一种其子系统包括一个呈小面针状的皮托压力探针且针上有5个或6个传感端口以及针轴垂直于机壳表面的飞行数据测量系统。
图19示出一种不同于图16和图18的系统：探针轴线所在的平面平行于飞机中心线且垂直于飞机对称轴。
具体实施方式
本飞行数据测量系统包括具有传感端口2的皮托压力探针1，防冻系统电加热器3，导管4，压力转换器5，室外空气温度传感器6和机载计算机7。所有装置置于通过连接装置9附着在飞机构件10上的流线型机壳8里。本系统能自动控制，且仅通过信息交换和连有连接器12的电源线11与其它飞机系统互动。
飞行数据测量系统运行如下(参考图1)。
皮托压力探针1上的传感端口2将压力通过导管4传递到压力转换器5。为了防止冰增厚，孔堵塞以及冰对测量的影响，皮托压力探针设有防冻系统电加热器3。压力转换器5将压力转化成电信号并将电信号输入到机载计算机7中。
来自室外空气温度传感器6的电信号也会输入到机载计算机7中，机载计算机7根据校准曲线和算法来确定气流(飞行)参数：静皮托压力，迎角和侧滑角度，及其中所有必需的函数。
为了使系统更加自动化，飞行数据测量系统的机壳8(图2)设有将电能通过电线(频道)14输送给压力转换器5和机载计算机7的电源适配器13。
为了扩大测量范围，为了减少压力测量频道的必要数量和减轻系统结构重量，飞行数据测量系统(图3)包括从机壳8凸伸出的呈小面针1状且设有传感端口2的皮托压力探针。
根据测量范围和故障容许误差的要求，皮托压力探针的数量可以为1～4个(图4至图7)。
为了简化设计，皮托压力探针1的电加热器3置于机壳8内(图8)。
为了简化设计和提高测量准确性，室外空气温度传感器6置于分隔开的隔间14里，该隔间与其他部件绝热且将空气通过孔15带入机壳8里(图9)。
另外，为了降低防冻系统电耗要求和提高测量准确性，机壳表面8或者其中的一部分可以用疏水性材料制成。具有疏水性覆盖层的机壳部分多种型式在图10和图11中有所示范。
为了提高测量可靠性，为了简化系统设计与机身前端形状变化和/或不同类型飞机的匹配，为了降低匹配的总工时和成本以及扩大飞行参数测量的范围即使迎角和侧滑角度为-180°～+180°(因而覆盖整个范围)。飞行数据测量系统可以由独立的子系统17组成(图12和图13)；在每个子系统中，装置置于一个附着在一飞机构件上的单体流线型机壳里，飞行数据子系统17能自动控制，且仅通过信息交换和电源线11与飞机和其它相同子系统互动。
为了简化系统和减轻系统重量，特别地，系统可以包括(图14至图19)两个具有呈小面针1状的皮托压力探针的子系统17，每一针有六个传感端口2，且每一针的轴线垂直于机壳8表面，且从机壳的横截面来看，每两针成一φ＝86°～96°的角度。
为了简化系统以及减轻系统重量和降低成本，飞行数据测量系统可以包括两个其每一皮托压力探针有5个传感端口的子系统17(图15中1和2所示)。
为了减轻系统重量和扩大测量范围，系统包括两个子系统17(图16)，每个子系统中位于相对于飞机的外侧面的机壳有两个呈小面针状的探针1，每一针有5个或6个传感端口2，每一针的轴线垂直于机壳8表面，且对于与飞机中心线平行的平面18来说，该平面与第一针成一ψ＝+(43°～48°)的角度，与第二针成一ψ＝-(43°～48°)的角度。
如果飞机无机翼(可以以直升飞机技术为例)，那么每个子系统17设有一附着在机身上的支杆(图17)。
如果指定一个飞行参数测量的较窄范围，则可以采用其他型式的系统，在这个系统中，每个子系统17有一呈小面针状的皮托压力探针，每一针的轴线垂直于箱体机壳8(图18)。
特别地，在这样一个系统中，每个针1的轴线可以位于平面18内，该平面与一包括飞机中心线的平面平行，且与飞机对称面垂直(图19)。

Claims (14)

1.一种飞行数据测量系统包括设有传感端口的皮托压力探针、防冻电加热器、导管、压力转换器、室外空气温度传感器和机载计算机，其特征在于，上述所有装置和部件纳入附着在飞机上且由轴对称面如圆锥面、椭球面、圆柱面或棱锥面组成的一个流线型机壳里，所述的获取飞行数据测量系统能自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线经电连接器与飞机和其它子系统互动。
2.根据权利要求1所述的飞行数据测量系统，其特征在于，机壳纳入有电源适配器，因此系统电源能自动控制。
3.根据权利要求1所述的飞行数据测量系统，其特征在于，皮托压力探针为凸伸在空气气流中的小面针且在其边缘之间设有传感端口。
4.根据权利要求3所述的飞行数据测量系统，其特征在于，皮托压力探针的数量为1～4个。
5.根据权利要求1所述的飞行数据测量系统，其特征在于，室外空气温度传感器置于机壳的分隔开的隔间里，该隔间与其他部件绝热且将空气通过孔带入机壳里。
6.根据权利要求1所述的飞行数据测量系统，其特征在于，机壳表面用疏水性材料制成。
7.根据权利要求1至6所述的飞行数据测量系统，其特征在于，为了扩大飞行参数的测量范围，即：使迎角和侧滑角度为-180°～+180°(这样覆盖整个范围)，系统由多个子系统组成，在每个子系统中，装置置于附着在飞机构件上的一个单体流线型机壳里，飞行数据子系统能自动控制，且仅通过信息交换频道和电源线与飞机和其它相同的子系统互动。
8.根据权利要求7所述的飞行数据测量系统，其特征在于，所述系统配有一信息界面和一通过数据线能够与其他类似子系统相互交换信息的电连接器；这样使它们形成一个多路复合体，从而提高测量的可靠性。
9.根据权利要求1所述的飞行数据测量系统，其特征在于，所述系统包含两个子系统，每个子系统中机壳为设有两个呈小面针状的皮托压力探针的流线型轴对称体，每一针有6个传感端口，且每一针的轴线垂直于机壳表面以及从机壳的横截面来看，每两针所成角度为86°～96°。
10.根据权利要求9所述的飞行数据测量系统，其特征在于，每个皮托压力探针的传感端口的数量为5个。
11.根据权利要求9所述的飞行数据测量系统，其特征在于，所述的位于相对于飞机外侧面的机壳设有两个呈小面针状的探针，每一探针有5或6个传感端口，且每一针的轴线垂直于机壳表面，对于与飞机中心线平行且包括机壳纵向轴的平面来说，该平面与第一针成ψ＝+(43°～48°)的角度，与第二针成ψ＝-(43°～48°)的角度。
12.根据权利要求9所述的飞行数据测量系统，其特征在于，每个子系统中机壳的一个侧面设有一将机壳附着在机身上的支杆。
13.根据权利要求7所述的飞行数据测量系统，其特征在于，每个子系统有一个其轴线垂直于机壳表面的呈小面针状的皮托压力探针。
14.根据权利要求11所述的飞行数据测量系统，其特征在于，每一针的轴线所在的平面平行于包括飞机中心线的平面且垂直于飞机对称平面。
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