CN102853961B - 以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种面向飞机空速校准以拖锥为载体的外置式空气静压测量装置。由收放装置、信号处理装置、管缆、微纳压力传感器、微小型静压管、转接头、拖锥等组成。其特征是：微小型静压管施放到飞机尾部后适当位置和微纳压力传感器的外置方式可以规避位置误差、缩短迟滞效应，提高测量装置的精度和响应性能；铠装线缆的使用，可以增加电缆的机械强度、提高防腐蚀能力，适应高空飞行环境；马龙头的转接头连接牢固、可靠，能够承受冲击载荷，保证装置的可靠性和安全性。该方法及装置，先进、科学、精度高、时效性强，适合航空等特殊环境，能满足飞机空速静压校准的精确自动测量。

Description

以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置
技术领域
本发明涉及一种面向飞机空速校准的以拖锥为载体的外置式空气静压测量装置。
背景技术
大气静压、动压、迎角和侧滑角是飞机最基本的四个大气数据，其他大部分的大气数据都可以根据这些数据计算出来。在航空领域中，一般可通过测量大气静压及动压来确定飞机的飞行高度、空速、马赫数等参数。目前，飞机上普遍采用空速管测量大气的静压及动压。
根据国内外适航标准，飞机的空速系统需要通过试飞进行校核，而空速系统中最需要校核的参数是大气静压。随着航空航天业的发展，目前,国内外已发明了雷达跟踪法、GPS速度法、雷达-照相经纬仪法、照相法、拖锥法、照相截时法、音速法、温度法等试飞空速校核方法。但是考虑到受飞机绕流场影响、测量精度等因素，目前国内外运输类飞机常用的空速试飞校核方法是拖锥法。
目前国内外使用的拖锥法，其测量装置一般由收放装置、压力感测传感器、信号处理装置、带加固钢芯的尼龙管、静压管、拖锥等组成。尼龙管收放装置、压力感测传感器及信号处理装置都安置在飞机内部，拖锥和静压管由尼龙管连接并由收放装置从飞机尾部放出，静压管安装在拖锥前约3米位置处，静压管与拖锥之间通过尼龙管连接。试飞时，通过飞机内部收放装置将拖锥收放到飞机尾部后设定位置，通过静压管上的静压孔将空气引入管内，再通过尼龙管将空气导入到飞机内部并由压力感测传感器检测大气静压。
目前，国内外采用的拖锥法都经过长距离管道将空气引入到飞机内部，再进行测量，这样能够避免飞机绕流场对静压测量的影响。然而，在将空气由飞机外部引至飞机内部的过程中，由于尼龙管道较长，空气易产生泄露和衰减，导致静压测量误差增大；由于压力感测传感器安装在飞机内部，检测到的大气静压与飞机外部的大气静压存在差异，使静压测量值产生位置误差；由于系统的时效性、工作环境等，静压测量将产生迟滞效应。
发明内容
本发明的目的是克服上述不足，提供一套面向飞机空速校准的以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置。
如图1所示，为以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置，其主要由收放装置及信号处理装置10、传感器信号传递线1、铠装线缆2、马龙头连接头Ⅰ3、微纳压力传感器4、微小型静压管5、转接头Ⅱ6、柔性线缆7、转接头Ⅲ8和拖锥组成；
所述铠装线缆2一端与机尾连接，另一端通过马龙头连接头Ⅰ3与微小型静压管5一端连接；微小型静压管5另一端通过转接头Ⅱ6与柔性线缆7一端连接；柔性线缆7另一端通过转接头Ⅲ8与拖锥连接；
所述微小型静压管5长度范围为200～400mm，在其靠近转接头Ⅱ6的一端布有多组周向均布的静压孔；
所述微纳压力传感器4安装在马龙头连接头Ⅰ3内；微纳压力传感器4的敏感元件伸到微小型静压管5内；微纳压力传感器4通过贯穿在铠装线缆2内部的传感器信号传递线1将感测信号传输到飞机内部的信号处理装置；收放装置也安装于飞机内部，收放装置通过控制收放铠装线缆2实现对拖锥的收放。
所述以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置各部分的长度，保证拖锥展开后，微小型静压管5、转接头Ⅱ6、柔性线缆7、转接头Ⅲ8和拖锥部分位于飞机尾部后1～2倍展翼位置处。
检测大气静压时，系统控制收放装置对铠装线缆2进行自动收放，飞机外置式静压测量装置展开，空气通过静压孔进入到微小型静压管5内，微小型静压管5内的微纳压力传感器4感测大气静压，并通过信号传递线1将感测信号传输到飞机内部信号处理装置，实现对大气静压的准确高精度测量。
本发明的有益效果是：本发明的拖锥收放管缆选用铠装线缆，线缆与静压管采用马龙头方式连接。该种连接方式连接牢固、可靠，能够承受冲击载荷，保证装置的可靠性和安全性。
本发明在进行静压测量时，微纳压力传感器和静压管随拖锥一同施放到飞机尾部后1～2倍展翼位置，能完全消除飞机扰流场对静压测量的影响；由于静压测量是在静压管内进行的，空气不需要经过长距离传输，因此空气不会出现泄漏和衰减；同时，微纳压力传感器感测空气静压是在微小型静压管内，而静压测量时，静压管随拖锥被释放到飞机尾部后适当位置，即微纳压力传感器在飞机尾部后的大气中感测空气静压，故该测量装置不存在检测位置引起的误差，并能大大缩短静压测量的迟滞效应。因此该测量装置能提高静压测量的精度及响应性能。
本发明将为国内外飞机空速校准提供一种先进、精确的测量装置，将促进飞机静压校准方法的提高和发展，进而提高军用和民用飞机、无人机、直升机及其他微小型飞行器大气数据系统的空气静压测量精度。本发明将有可能取代目前飞机试飞拖拽锥法中使用的静压测量装置。
附图说明
图1为本发明提出的以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置示意图
图中：1.信号传输线，2.铠装线缆，3.马龙头连接头Ⅰ，4.微纳压力传感器，5.微小型静压管，6.转接头Ⅱ，7.柔性线缆，8.转接头Ⅲ，10.收放装置及信号处理装置。
具体实施方式
本实施例中的以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置用于一翼展为30m的飞机。
如图1所示，本实施例中以拖锥为载体的飞机外置式静压测量装置，主要由收放装置及信号处理装置10、传感器信号传递线1、铠装线缆2、马龙头连接头Ⅰ3、微纳压力传感器4、微小型静压管5、转接头Ⅱ6、柔性线缆7、转接头Ⅲ8和拖锥组成；
所述铠装线缆2一端与机尾连接，另一端通过马龙头连接头Ⅰ3与微小型静压管5一端连接；微小型静压管5另一端通过转接头Ⅱ6与柔性线缆7一端连接；柔性线缆7另一端通过转接头Ⅲ8与拖锥连接；
所述微小型静压管5长度为300mm，在其靠近转接头Ⅱ6的一端布有三组静压孔，每组包括周向均布的6个静压孔；
所述微纳压力传感器4安装在马龙头连接头Ⅰ3内；本实施例的微纳压力传感器4型号为PST100，微纳压力传感器4的敏感元件伸到微小型静压管5内；微纳压力传感器4通过贯穿在铠装线缆2内部的传感器信号传递线1将感测信号传输到飞机内部的信号处理装置；收放装置也安装于飞机内部，收放装置通过控制收放铠装线缆2实现对拖锥的收放。
所述以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置，在拖锥展开后，微小型静压管5、转接头Ⅱ6、柔性线缆7、转接头Ⅲ8和拖锥部分位于飞机尾部后30m～60m位置处。检测大气静压时，系统控制收放装置对铠装线缆2进行自动收放，飞机外置式静压测量装置展开，空气通过静压孔进入到微小型静压管5内，微小型静压管5内的微纳压力传感器4感测大气静压，并通过信号传递线1将感测信号传输到飞机内部信号处理装置，实现对大气静压的准确高精度测量。

Claims (1)

1.以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置，其主要由收放装置及信号处理装置（10）、传感器信号传递线（1）、铠装线缆（2）、马龙头连接头Ⅰ（3）、微纳压力传感器（4）、微小型静压管（5）、转接头Ⅱ（6）、柔性线缆（7）、转接头Ⅲ（8）和拖锥组成；
所述铠装线缆（2）一端与机尾连接，另一端通过马龙头连接头Ⅰ（3）与微小型静压管（5）一端连接；微小型静压管（5）另一端通过转接头Ⅱ（6）与柔性线缆（7）一端连接；柔性线缆（7）另一端通过转接头Ⅲ（8）与拖锥连接；
所述微小型静压管（5）长度范围为200～400mm，在其靠近转接头Ⅱ（6）的一端布有多组周向均布的静压孔；
所述微纳压力传感器（4）安装在马龙头连接头Ⅰ（3）内；微纳压力传感器（4）的敏感元件伸到微小型静压管（5）内；微纳压力传感器（4）通过贯穿在铠装线缆（2）内部的传感器信号传递线（1）将感测信号传输到飞机内部的信号处理装置；收放装置也安装于飞机内部，收放装置通过控制收放铠装线缆（2）实现对拖锥的收放；
所述以拖锥为载体的飞机外置式空气静压测量装置各部分的长度，保证拖锥展开后，微小型静压管（5）、转接头Ⅱ（6）、柔性线缆（7）、转接头Ⅲ（8）和拖锥部分位于飞机尾部后1～2倍展翼位置处。
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