CN1047849C - 飞行数据传感器 - Google Patents

Abstract

一种飞行数据检测传感器适于装在气动力型翼型或支柱上，此支柱装在飞行器上。位于支柱前沿附近的入口可使气流进入第一腔和装有温度传感器的第二腔，从而可测出气流的总温。第二腔与第一腔成一角度设置，使夹带的颗粒直通排出口。穿过支柱和两个气流腔之间的交界面所形成的附面层气流抽出口仅使无颗粒的气流芯样接触温度传感元件。飞行数据检测传感器具有筒形测头，测头具有检测、用以测取参数如空速管压(Pt)、静压(Ps)和飞行器的攻角。

Description

飞行数据传感器

本发明涉及用于习行器的飞行数据检测传感器。具体地说，本发明涉及总合在翼型的一个部分内如L型飞行数据传感器的支柱内或飞行器机翼或前置安定面的一个部分内的飞行数据检测传感器。

美国专利No.4,730,487；4,615,213；4,836,019；4,096,744和4,718,273中公开了类似装置。减小重量和气动阻力始终是飞行器外部构件设计的主要目标，但用以检测飞行器附近气流性质的飞行数据传感器最好从飞行器向外突出以便检测相对无干扰的气流而录下准确的飞行数据。为了可靠和安全，采用双重用于这种临界数据的传感器可确保在某一系统失效时尚有备份系统可用。可惜的是，在飞行检测传感器的情况下，每个传感器都会增加气动阻力、重量、复杂的电气接线，更多的情况下，会增加复杂的气压接管和雷达反射率。

由伸入气流中的飞行数据检测传感器所引起的气动阻力从亚音速到跨音速是急剧地增加的。实际上，当飞行器的速度升到跨音速时，现有传感器的气动阻力出现明显而不应有的上升趋势。在采用备份飞行数据传感器时这种气动阻力成分成倍增长而变得很大。因此，在此领域内完全有必要采用气动力型有效的飞行数据检测传感器。

本发明提供一种气动力型飞行数据检测传感器，这种传感器作为L型传感器的一部分整体成形或者总合在与飞行器连结的翼型内。一迎向前方的入口将气流引入一主腔内。支柱的外壁构成主腔第一部分的内壁面，主腔的第二部分具有与位于入口下游低压区的排出口连接的细长管道。辅腔与主腔在主腔的第一和第二部分之间与主腔连通。温度传感元件在辅腔内作适当的隔离安装。第一组穿过支柱形成的气流调整孔使主腔第一部分的外侧壁面在支柱外部的减压区内与传感器的外部连通。由于在主腔和支柱外部之间存在着压差，第一组孔就将加热的附面层气流从主腔内部侧壁上抽至支柱外部。在区分主腔和辅腔的弧形斜坡状偏转壁体上形成的第二组通孔使主腔和辅腔与支柱内的一减压区连通。这样，由于在至少部分的偏转体和传感器内部减压区之间存在着压差，第二组孔就具有作分布状抽出附面层气流的作用。第二组孔可在多孔材料的壁体中形成。

在检测过程中，夹带的颗粒沿大体上成直线延伸的路程从入口经由主腔流向主排出口。同时，通过构成主腔的支柱侧壁和(或)带孔的偏转体将附面层气流从主腔的第一部分中作分布状抽出。这样，使大体上无颗粒无加热的气流芯样进入并流经辅腔。

最好将一测头装在支柱上远离飞行器的端部。在支柱内绕主腔第二部分作适当分布的气压管道使在测头内形成的各检测口与压力遥测元件作气流连通，从而取得多功能飞行数据检测性能。使很多普通型筒形测头与这种支柱配接就可取得多参数飞行数据的检测。测头也可由连续作弧形弯曲且逐渐缩小而成的位于外端而面向前方的筒形部分构成。这样，在部分测头上适当形成的空速和静压检测口就使单个气动力型飞行数据传感器具有检测临界飞行数据的便利条件。本发明的这一实施例可利用无数个用以检测飞行数据参数的气动力型测头，例如可利用由美国专利A—4730487公开的作气动力补偿的压力管系列中的任一种测头。装上适于检测气流压力的测头就可取得临界飞行数据参数资料，从而可计算出攻角和侧滑角如美国专利A—4836019或A—4615213所述。此外，本发明的飞行数据检测传感器可以构成完整的检测转换装置(PTU)和靠近传感器安装面的紧凑而整装的传感和转换组合件。装在传感器壳体内的飞行数据检测转换器还可与本实施例协同工作。对靠近检测口的支柱部分或翼型通常进行电气加热以便对传感器作适当的除水处理而使其可用于全天候检测工作。

图1为本发明飞行数据传感器第一实施例的侧视图。

图2为图1飞行数据传感器沿图1中2—2线的前视图。

图3为本发明综合飞行数据传感器变型实施例的侧剖面图。

图4为飞行数据传感器沿图2中4—4线的横剖面图。

如图1所示，飞行数据检测传感器100从与安装面104连接的基底构件102向外延伸。气动力型空心支柱106以其近端固定在基底构件102上而使传感器100保持在箭头108所示气流内，从而使前沿110大体上迎向气流108。支柱构件106的侧壁面在侧向横截面内呈凸弧形以便如以下所述在箭头108所示气流的作用下产生人所熟知的压力梯度。邻近气动力型支柱106前沿110的传感器入口112使气流108进入气流主腔114。在传感器100前沿110附近的气流正压力在前沿110上造成相对于支柱106内部的第一压差。支柱106的内部通过支柱侧壁上的一些孔与支柱106侧面外部的减压区作气流连通。在主腔114和支柱106外部之间的第二压差具有通过第一组孔130吸引附面层气流的作用。第一压差使由箭头108所示气流中的一部分在通过一与减压区作气流连通的传感器气流排出口116将气流从传感器100内排出之前进入气流主腔114。气流入口112可以是一个以上的开口而可位于支柱106上合理地靠近前沿110的任一侧面上。入口112的位置可参照已知的压力分布数据来确定。

如图2、3中带有相同内部结构的变型飞行数据传感器和支柱所示，由箭头108所示气流的一部分通过气流入口112进入与辅腔122连通的主腔114，此辅腔相对于主腔成一交叉角度延伸。辅腔122内装有温度传感元件120以测取气流108的温度。辅腔122的纵轴线最好与主腔114纵轴线的下游(向后)延伸段在彼此相交处构成一钝角。主腔的纵轴线平行于气流方向。已知，一气动力型物体外侧的压力梯度是与飞行数据传感器100相似的，最初在前沿110处具有正压而在前沿以后则是随着距离的增大而逐渐减压的区段。最大的负压是在靠近气动力型物体侧面厚度最大的位置上。由于测量总温只要求部分而不是全部气流碰撞在温度传感元件120上，入口112位于正压区而排出口116位于正压较低或负压区以使适量的气流通过传感器100。因此，通过一个或多个气流排出口116使第三腔126的内部与支柱100上处于相对于入口112处气流压力较低区域内的外部连通，从而促使气流流进入口。这样，排出口116最好位于靠近传感器100侧面尺寸最厚之处，从而促使通过传感器100内腔的气流芯样由于在内腔和传感器外部之间的气流压差从排出口116排出。

在图2中，所示第一组孔130使构成主腔114的表面与支柱106外部低压区连通以便从构成支柱内部主腔114入口区的表面上清除一定量的附面层气流。第一组孔130用以从主腔114入口处气流压力相对较高处抽出附面层气流而将其排放到传感器100侧边外表面上气流压力相对较低的区域内。穿过偏转壁体131形成的第二组孔132使附面层气流从主腔114并从靠近主辅腔连接处的辅腔122入口区流进通过排出口116保持在相对较低压力下的第三腔126。这样，由箭头108所示气流的芯样碰撞装在辅腔122中的合适的温度传感元件120上。温度传感元件120在线134上给出一输出信号供合适的飞行数据处理装置(未示出)使用。温度传感元件120可包括电阻温度计、热敏电阻、光学高温计传感器或其他已知的或最近认为合用的传感器。

在进入主腔的气流流经沿部分偏转体131延伸而为降压区的辅腔入口时即产生夹带颗粒的惯性分离。具有惯性的颗粒在其流经辅腔122和主腔114交接处的拐角时并不转向。因此，夹带的颗粒就继续其大体上成直线的行程，穿过主腔114而从辅腔122入口下游低压区内的主气流排出口118排出。排出口可位于传感器100气流主腔114的终端，也可穿过支柱侧壁的形成。这样，夹带在气流内的水滴、水粒和其他碎片只是通过主腔114而并在进入辅腔122，也不碰撞传感元件120。大体上所有夹带的颗粒在沿偏转体131从主腔114进入辅腔122时由于主腔114和辅腔122之间具有互成角度的方位通过惯性得以清除。

由于对附面层气流作了分布状抽出而使附面层气流分离了出去，以致只是芯样气流碰撞温度传感元件120。这样，在检测进程中只是大体上无颗粒无加热的气流芯样绕过由主腔114和辅腔122构成的拐角流动。温度传感元件120在线134上给出一有关流动气流总温的输出信号。腔126可靠近支柱底端与温度传感元件120作彼此留有间距的安装，如上所述，从此腔穿过传感器外壁所形成的传感器气流排出。116在减压处使无加热的气流从传感器100内部抽出而流经传感元件120。

在图1中，传感器100与较通用的筒形空速或空速静压测头101连接，空速管迎向箭头108所示气流安装在远离安装面104的支柱106端部。空速、空速静压或攻角传感器与支柱106接合而与属已知技术的压力传感仪器无大区别。对至少一个静压口142和(或)一个空速管压力口140须设置合适的管子136、138，而为清除或防止结冰须设置合适的加热装置141。

管子136、138通向在140A处所示的用于空速管压力的仪器和美国专利4,730,487中所示静压指示器P_m1、P_m2。

装在传感器100外壳上的合适的加热元件141使传感器100可作全天候检测。加热元件141可钎焊在支柱100的内部或钎焊在支柱100外侧的凹槽内使传感器100具有为在严寒结冰条件下进行准确操作所需的除冰性能。为进一步取得除冰效果，可使吸入的气流通过使辅腔122与第三腔126作气流连通的一些孔123进行环流，这样就可使气流进入第三腔126而在从排出口116排放之前在经加热的构成传感器腔126的内部空间中进行环流。这种内部气流的循环减少加热器141的热量输出，从而减少作用在温度传感元件120上的加热器效应。加热元件141使第三腔126具有较高温度，使在第三腔126内循环的气流将热量传导给传感器壁体而有效地对传感器100进行防冰。对传感元件120可采用合适的护套120A(图3)以免传感元件120产生常见的热和辐射瞬变现象。

图3为一种装在某支柱段上的变型飞行数据传感器，其内腔分布与图1、2和4相同。图3所示支柱段的外端从支柱段向前向迎向上游的前端作弧形弯曲，在此前端上可设置空速和静压口在如图1筒形传感器上所示。

图4示出本发明的优选构形，其中：入口112、第一组附面层排出孔130、第二组孔132、偏转体131和排出口116协同操作以致只是所需气流芯样到达温度传感元件120。在主腔114的第一部分内压力较高的气流强使辅腔122内的气流通过排出口116排放到减压区，从而使自由气流(非附面层气流)为温度传感元件120所检测而在线134上给出一输出信号。为从入口上游表面上以分布方式抽出气流而清除附面层气流，也可在第一孔130和第二孔132处采用狭缝、多孔或经适当烧结过的表面。

尽管本发明参照优选实施例作了说明，对于熟悉本专业人员来说，不难理解：还可作出形式上的和具体的变化而并不脱离本发明的精神和范围。

Claims (14)

1.一种飞行数据传感器，用以检测相对于传感器流动气流的参数，传感器具有：

一长筒形构件，此构件至少具有一个气流压力和速度检测孔；

一气动力型支承件，具有一前沿和一后沿、和连接于前、后沿的侧壁，

其特征在于：在支承件前沿的附近至少具有一个入口，侧壁间的气流主腔在第一端部至少与一个入口作气流连通，并与至少一个排出口作气流连通，一气流辅腔与气流主腔的一第一部分作气流连通而作偏离主腔的延伸，并通向一气流减压的气流排出口；

温度传感装置，装在气流辅腔内，用以检测从中通过的气流的一温度参数并给出一输出信号；

一多孔壁体部分，构成与气流主腔邻接处气流辅腔内至少一入口部分的内表面，用以从此入口部分中抽出附面层气流。

2.按权利要求1所述飞行数据传感器，其特征在于：以及一第二多孔壁体部分，这一部分构成部分支承件以使支承件外部与构成气流主腔-入口部分的内表面连通，用以从气流主腔入口部分内表面上抽出附面层气流。

3.按权利要求1所述飞行数据传感器，其特征在于：支承件具有一基底构件，此构件具有用以将其底构件安装在一飞行器上的装置。

4.按权利要求1所述飞行数据传感器，其特征在于：支承件在从基底构件向外的方向上作弧形弯曲以形成一迎向气流的端部。

5.按权利要求1所述飞行数据传感器，其特征在于：一辐射防护套围绕温度传感装置设置。

6.按权利要求1所述飞行数据传感器，其特征在于：以及在与支承件构件热量传递中对传感器进行加热的装置。

7.按权利要求1所述飞行数据传感器，其特征在于：温度传感装置具有一铂电阻元件。

8.按权利要求1所述飞行数据传感器，其特征在于，还具有一长筒形构件，此构件至少具有一个压力检测孔而装在支承件前沿的一个部分上，还具有用以传递压力信号而接在至少一个孔上的装置。

9.按权利要求8所述飞行数据传感器，其特征在于：传送装置具有若干压敏导管。

10.按权利要求9所述飞行数据传感器，其特征在于：筒形构件具有一空速静压传感器。

11.一飞行数据传感器，用以检测相对于传感器流动气流的参数，具有：

一筒形构件，具有一迎向气流的端部；

和至少一个位于筒上的压力和速度检测口，以接收压力信号；

一气动力型支柱，具有一基底部分，并在支柱侧向与基底部分彼此留有间距的远端支撑筒形构件，其特征在于：

支柱具有一气流主腔和一气流辅腔，主腔与支柱前沿的一入口作气流连通，辅腔与气流主腔的一第一部分作气流连通而作偏离气流主腔的延伸，并与通向气流减压区的支柱开口中的气流排出口连通；

温度传感装置，装在气流辅腔内；

一多孔壁体部分，从支柱靠近外部处延伸到气流主腔的一第一部分，构成气流主腔和气流辅腔的至少一个部分之间的壁体，用以附面层气流经多孔壁体部分从气流主腔中通过。

12.按权利要求11所述飞行数据传感器，其特征在于：支柱沿背离基底部分的方向延伸而迎向气流的方向作弧形弯曲以形成传感器的筒形端部。

13.按权利要求11所述飞行数据传感器，其特征在于：辅腔与主腔交叉而相对于气流穿过主腔的方向作侧向偏离主腔一定角度的延伸，从而使颗粒越过主辅腔的交叉。

14.按权利要求11所述飞行数据传感器，其特征在于：支柱在前沿和后沿之间的宽度足以在沿支柱两侧各区内产生减压，从而形成气流减压区。

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