CN105319388A - 基于mems的共形空速传感器 - Google Patents

Abstract

本申请公开了基于MEMS的共形空速传感器。其中用于测量空速的系统和方法，其通过在飞行器上创造外表面来解决结冰或堵塞的问题，使得输送空气并且测量通过气流的压力与静压之间的压力差。因为在飞行器运转中空气一直在流动所以该外表面不可被容易地堵塞，可以在外表面上的任何外部物质均是易于可见的，并且外表面可以被加热以防止结冰。此外，外表面由能够紧密符合飞行器的外部形状的柔性材料制成。优选的实施方式包括放置在气道下面的微机电系统压力传感器，用于测量每一个通道中的差压并且空速处理器用于将差压转换为空速估计。

Description

基于MEMS的共形空速传感器

技术领域

本公开内容总体上涉及用于测量飞行器相对于其周围气团的速度(以下简称“空速”)的传感器。

背景技术

飞行器要求飞行中的自身空速测量，以用于飞行器操纵、空气动力学计算和可能的失速。这通常使用皮托管完成，皮托管由直接指向气流中的管组成。使用在气压下被压缩的内部流体，流体压力可以被测量出并且被用于计算空气的滞止压力。为了计算气流速度，与从馈送气压计的静态端口测量的静压进行比较。然后使用伯努利方程，可以计算动态压力(因此，可以计算空速)。

现代皮托管被加热但是仍然具有结冰和堵塞问题，这些问题在一定条件下使它们的使用存在问题。更具体地，在飞机着陆时皮托管可被外部物质堵塞，皮托管即使在加热时仍然会结冰，并且有关能够更接近符合于飞行器的外部形状的解决方案，皮托管增加了阻力(drag)。

存在需要用于测量空速的可替换的方法，其不受结冰或其他堵塞问题的影响并且减小阻力。

发明内容

本文所公开的主题旨在用于测量空速的系统和方法，其消除了皮托管的缺点。下面详细公开的系统通过在飞行器上建立输送空气并且测量气流的压力与静压之间的压差的外表面，来解决皮托管的结冰或堵塞问题。由于在飞行器运动时空气一直在流动，所以该外表面不像管那样会被容易地堵塞，可位于外表面上的任何外部物质均是易于可见的，并且外表面可以被加热以防止结冰。此外，外表面由能够更紧密地符合飞行器的外部形状的柔性材料制成。

根据本文所公开的实施方式，该系统包括微机电系统(MEMS)压力传感，被置于气道下方，用于测量每一个通道中的压力差；以及空速处理器，用于将来自压力传感器的压力差转换为空速估计。该方法具有以下优点：

(1)安装在每一个气道下面的一个或多个MEMS压力传感器直接测量流动的空气与共形表面下面的静压的气压差。

(2)所有外部表面可被加热，降低结冰的可能性。

(3)与外部皮托管相比，共形表面可以减小阻力。

(4)气道不被封闭(如皮托管)，从而降低堵塞的可能性。

(5)当飞行器在运动时气道一直具有气流，进一步降低堵塞的可能性。

(6)在飞行器起飞之前开设通道的表面上任何外部物质或损坏是可见的。

这些有益于测量具有结冰或堵塞风险的空速的任何航空航天应用。

以下详细描述的所公开的主题的一个方面是一种设备，包括：柔性结构体，具有其中形成有开口气道的外部表面；以及压力传感器，在柔性结构体中安装在开口气道下面的位置处并且与开口气道流体连通。柔性结构体包括静压输入以及与静压输入流体连通的静压室，压力传感器与静压室流体连通。根据一些实施方式，压力传感器是包括微机电系统的电容式压差传感器。更具体地，压力传感器包括其上形成有第一电极的可变形振动膜以及其上形成有第二电极的基板，第一电极和第二电极相隔的距离是可变形振动膜的偏转的函数。开口气道包括收缩部，压力传感器被布置在第一开口气道的收缩部的下面。

根据一些实施方式，该设备进一步包括热耦接至柔性结构体的外表面的加热元件。柔性结构体的外表面可以由金属或塑料制成。在柔性结构体的外表面由非导热材料(诸如，塑料)制成的情况下，该设备进一步包括导热凝胶，通过导热凝胶加热元件被热耦接至柔性结构体的外表面。

根据一些实施方式，柔性结构体的外表面具有形成在其中的第一开口气道和第二开口气道，该设备进一步包括第一压力传感器和第二压力传感器，其在柔性结构体中分别安装在第一开口气道和第二开口气道下面的位置中并且分别与第一开口气道和第二开口气道流体连通。在这些情况下，该设备进一步包括：第一信号调节电路，连接为调节通过第一压力传感器输出的模拟信号；第一模拟数字转换器，连接为将通过第一信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第一数字信号；第二信号调节电路，连接为调节通过第二压力传感器输出的模拟信号；第二模拟数字转换器，连接为将通过第二信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第二数字信号；以及处理器，被编程为考虑第一数字信号和第二数字信号来计算空速估计。

以下详细公开的主题的另一方面是一种系统，该系统包括具有外表面的飞机以及附接至飞机的外表面的共形空速传感器，其中，共形空速传感器包括：柔性结构体，具有形成在其中的第一开口气道和第二开口气道的外表面；第一电容式差分压力传感器，在柔性结构体中安装在第一开口气道的下面的位置中并且与第一开口气道流体连通；第二电容式差分压力传感器，在柔性结构体中安装在第二开口气道下面的位置中并且与第二开口气道流体连通；以及电子电路，该电子电路被编程或配置为至少部分地基于通过第一电容式差分压力传感器和第二电容式差分压力传感器输出的信号来估计飞行器的空速。在一些实施方式中，柔性结构体包括静压输入以及与静压输入流体连通的第一静压室和第二静压室，第一压力传感器被布置在第一开口气道与第一静压室之间，以及第二压力传感器被布置在第二开口气道与第二静压室之间。第一开口气道和第二开口气道中的每一个均包括各自的收缩部，第一电容式差分压力传感器被布置在第一开口气道的收缩部的下面以及第二电容式差分压力传感器被布置在第二开口气道的收缩部的下面。根据一个实施方式，电子电路包括：第一信号调节电路，连接为调节通过第一电容式差分压力传感器输出的模拟信号；第一模拟数字转换器，连接为将通过第一信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第一数字信号；第二信号调节电路，连接为调节通过第二电容式差分压力传感器输出的模拟信号；第二模拟数字转换器，连接为将通过第二信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第二数字信号；以及处理器，编程为考虑第一数字信号和第二数字信号来计算空速估计。

所公开的主题的又一方面是一种估计可操作为穿过流体介质运动的航空器的速度的方法，该方法包括：将柔性结构体附接在航空器的外表面上，柔性结构体具有形成在其中的一个或多个开口气道的外表面；将来自一个或多个差分压力传感器的信号传输，其中，该一个或多个差分压力传感器安装在一个或多个开口气道的收缩部的下面；以及在航空器的运动期间计算航空器相对于周围流体介质的速度，该速度计算是基于流体介质的密度以及通过一个或多个差分压力传感器传输的信号的。通过每一个差分压力传感器传输的每一个信号表示相应开口气道下面的静压与同一开口气道中的总压力之间的差。该方法可进一步包括调节通过差分压力传感器传输的模拟信号并且将这些模拟信号转换为数字信号。在一个实施方式中，该计算步骤包括：部分地基于流体介质的密度将数字值转换为相应的速度估计；基于这些速度估计计算平均速度估计；以及通过多于一个特定的阈值将不同于平均速度估计的随后的速度估计滤除。在所公开的实施方式中，流体介质是空气以及航空器是飞行器。

下面将公开并要求基于MEMS的共形空速传感器的其他方面。

附图说明

图1是表示典型的皮托管空速传感器的截面图的示图。

图2是表示适合用在共形空速传感器中的电容式差分MEME压力传感器的截面图的示图。该MEMS压力传感器具有在图2中以未变形状态示出的振动膜。

图3A是表示根据一个实施方式的具有放置的MEMS压力传感器的气道的一部分的俯视图的示图。箭头表示穿过通道的气流，越粗的箭头表示越高的气流速度。

图3B是表示图3A中部分描述的气道的截面图的示图，剖面线是通过一个MEMS压力传感器的中心所取的。

图4是示出了根据一个实施方式的多余的空速估计过程的操作的框图。

图5A是表示具有安装在飞行器的外表面上的基于MEMS的共形空速传感器的飞行器的壳体(即，机身)的截面图的示图。

图5B是表示安装在图5A中描述的飞行器壳体的外表面上的基于MEMS的共形空速传感器的俯视图的示图。

图5C是表示具有由塑料材料制成的共形表面的基于MEMS的共形空速传感器的示图，该截面是通过安装在各自的气道下方的多个MEMS压力传感器所截取的。

图6是根据可替代实施方式的具有由金属制成的共形表面的共形空速传感器的部件的示图。图6的上部表示配备有多个MEMS压力传感器(未示出如安装的弯曲的锥形)的共形表面的截面图(未按比例示出；夸大了深度)，同时图6的下部是示出了相关的电子部件的框图。

图7是示出了MEMS理论空速分辨率对海平面(–··–)和40kft(–––)的空速。

在下文中将参考附图，其中，在不同附图中相似的元件具有相同的参考标号。

具体实施方式

为了说明的目的，现在将详细地公开利用基于MEMS的压力传感器测量空速的系统和方法的实施方式。然而，可以利用合适尺寸和灵敏度的可替代的压力传感器，该压力传感器并非使用改进的半导体器件制造技术制造的。

根据本文所公开的实施方式，该系统包括具有它们的相关信号调节的MEMS电容式差分压力传感器的阵列，以及局部柔性的共形表面结构体，具有用于MEMS电容式差分压力传感器输入以及静止空气吸入的气道和孔。该系统进一步包括计算最终的空速估计的处理器。优选地，提供了用于加热共形表面的装置(防止气道结冰)。如果共形表面由金属或其他导热材料制成，则加热方法可包括将电阻加热丝附接至共形表面的下面。如果共形表面由塑料或其他非导热材料制成，则加热方法可包括将加热元件(例如，电阻加热丝)埋入导热凝胶中，该导热凝胶填充共形表面下面的空间并且将共形表面热耦接至加热元件。在以下部分中将参考附图详细地描述这些部件。

1.MEMS电容式差分压力传感器阵列

根据优选的实施方式的系统使用MEMS电容式差分压力传感器的阵列来感测动态的气压，其可以用于基于所测量的动态气压计算空速。可以使用已熟知的伯努利原理(有时称为文丘里效应)实施该过程，伯努利原理可以用于校准任何空速指示器，使得其显示适合动态压力的指示的空速。

空速测量的传统方法使用皮托管10，该皮托管通过使用指向气流中的管12测量动态压力，并且通过不同位置的空气入口16和18测量静压P_s与总压P_t之间的差异，与如图1中所示使用压力传感器14的流体测量一起。

MEMS压力传感器以与给定介质所施加的压力成比例的一些方式产生电子信号输出。存在三种主要的压力测量类型：绝对压力传感器、表压传感器和差分压力传感器。本文所公开的应用采用一个或多个差分压力传感器，其将测量气道中的外部气流压力与共形表面内的静压之间的差异。检测较小的压力变化的能力使MEMS差分压力传感器成为理想的应用，其必须将小压力差转换为准确的空速测量结果。

还存在用于MEMS压力传感器的不同技术。MEMS压力传感器的最常见类型是基于压阻技术，当暴露于物理压力刺激时(即，通过振动膜上的离子注入电阻器中的应力)，该技术实施经历电阻率变化的应变计。不幸的是，这些传感器对温度变化具有内在的敏感性，这使它们在飞行器上的使用存在问题。使用的其他常用技术是电容性的。

电容式差分压力传感器通过由于施加的压力导致的可变形导电振动膜的偏转来测量压力的变化。通常，电容式差分压力传感器是基于两个导电电极，这两个导电电极之间具有小间隙。响应于改变压力差，一个导电电极相对于另一个导电电极是可移动的。电场(以及电容)将随着两个电极之间的距离线性地改变。间隙越小，电容值越高直到它们接近并且使电容器短路。电容式传感器还对温度效应不敏感，其具有优于压电版本的较大优势。根据本文所公开的实施方式，采用MEMS电容式差分压力传感器。

图2中示出了根据一个实施方式的MEMS电容式差分压力传感器20的截面。该传感器包括硅基板(即，基底)22、从基板22向上延伸的外周壁24、以及具有附接至外周壁24的外围部的可变形振动膜30。由基板22、外周壁24和振动膜30限定的空间体积形成了以下将详细说明的腔26，将由静压空气占据。以未变形状态示出了振动膜30，意味着施加在振动膜的相对侧的(在图2中由各自的反向箭头组指出的)内部压力和外部压力相等。

图2中描述的MEMS电容式差分压力传感器20进一步包括形成在基板22的上表面上的下电极28以及形成在振动膜30的内(即，如图2中所示的下)表面上的上电极32。两个电极均是由导电材料制成。如稍后将参考图3C更加详细描述的，在飞行器的飞行期间，振动膜30的外(即，如图2中所示的上)表面将受到通道中的气流施加的外部压力，同时振动膜30的内表面将受到腔26中的空气施加的内部静压，其中，空气与共形表面的主体(在图2中未示出，但是参见图3C中的静压室36)内的静态空气流体连通。

为了方便起见，在此将对在其上安装MEMS电容式差分压力传感器20的飞行器的飞行期间，图2中描述的MEMS电容式差分压力传感器20的操作进行简要描述。当施加在振动膜30的外表面上的外部压力大于施加在振动膜30的内表面上的内部压力(即，腔26内部的压力)时，上电极32朝向下电极28偏转并且有效电容增加。电场(以及电容)将随着两个电极之间的距离线性地改变。间隙越小，电容值越高。空速可以部分地基于电容这种变化进行估计，电容的变化还是振动膜30两侧的压力差的函数。

MEMS压力传感器通过以下方式来校准：即，通过应用一个压力同时从压力传感器捕获原始数据，以及从高准确度NIST(美国国家标准技术研究所)校准的参考传感器捕获精确测量。该顺序针对许多压力设置点重复，并且所捕获的传感器数据然后经过补偿运算来确定传感器输出的线性拟合。在此过程中计算出校准系数，诸如，偏移和增益。本文所公开的空速测量系统使用集成装置，其中，这些系数被储存在机载非易失性存储器中以非常准确地报告已经完全补偿外部因素的所测量的压力。如稍后将参考图4和图6详细描述的，然后可以将这些压力值传送至空速处理器。

小型化的电容传感器(诸如，基于MEMS的传感器)具有一个潜在问题，即，寄生效应，诸如，环境噪声、寄生电容和漏电阻。这些效应对压缩电阻装置很不利。在电容装置的情况下，这些寄生效应潜在地与小型化有关。传感器尺寸的小型化暗示有效电容值降至几个毫微微法拉级(femtofarads)。因此，不可以避免高输出阻抗以及噪声敏感度，并且杂散电容效应变得更占优势。因此，信号调节必须在非常接近于压力传感器中实施，即，在传感器封装本身内实施。

2.具有气道的共形表面结构

根据本文所公开的实施方式的共形空速传感器进一步包括具有气道和孔的部分柔性共形表面结构，其中气道和孔用于MEMS电容式差分压力传感器的输入与静态空气吸入。共形表面40由柔性材料制成，诸如，金属或塑料。如图5A中所描述的，(具有多个气道的)共形空速传感器38的柔性共形表面40可以位于飞机机身(即，壳体)的弯曲表面48(该弯曲表面上设置有气道)上，使得气流平行于气道方向流动以确保空速的正确测量。共形表面40的柔韧性允许共形空速传感器38符合飞行器机身的外表面48的轮廓。当由于飞机穿过空气移动而导致空气流动时，一些空气流过每一个气道。然后该空气受制于气道的设计，该气道可被设计为将气流速度(以及因此为气压)转换为该气道中的、MEMS电容式压力传感器的测量范围内的压力。

图3A示出了根据一个实施方式的放置有一对MEMS电容式差分压力传感器20的气道34的一部分的俯视图。(可替代的，一个压力传感器或多于两个压力传感器可以放置在每一个气道中。)图3A中的箭头表示穿过气道34的气流，越粗的箭头表示越高的空气速度。随着自气道34的中心的距离增加，气流速度抛物线地降至零。MEMS电容式差分压力传感器20被定位，使得最大的压差落在传感器范围内但是具有最小的湍流。

图3B表示图3A中描述的气道34的截面图，剖面线是穿过MEMS电容式差分压力传感器20的中心所取的。气道34被形成在共形表面中。图3B示出了共形表面的部分40a至40d，其中，外部分40a和40d形成共形表面的外部的一部分，并且气道壁部分40b和40c形成气道34的一对壁。在该实例中，气道34被设计为具有以这样的设计方式限制气流的气道壁部分40b和40c，即，当气道34的宽度减小时，气流速度增加并且因此在某些设计位置处气压降低。这用于匹配选定的MEMS压力传感器的压力范围(在该情况下，MEMS传感器范围小于总压力减去最高空速设计所针对的静压)。气道甚至可以使用多个减速段以及其他形状模型，诸如，小脊或浅凹，使得不仅降低气流速度，而且降低或改变空气湍流以有助于一致的气压测量。

在图3B中，MEMS电容式差分压力传感器由一对分别表示振动膜30(具有未示出的上电极32)和硅基板22(具有未示出的下电极28)的水平线象征性地示出。如图3B中所示，气道34由具有总压力的气流占用，其中，气流与振动膜30上方的空间流体连通。振动膜30与硅基板22之间的腔26与各自的静压室36流体连通。

图5B是表示包括具有三个气道34a-34c的共形表面40的基于MEMS的共形空速传感器38的俯视图的示图。在安装有空速传感器的飞行器飞行期间，压力P₁和速度V₁的气流进入空速传感器38的前端部处的气道，如图5B的右手侧上一组平行箭头所示出的。每一个气道34a-34c均具有收缩部。各自的端口在各自的收缩部处被设置在每一个气道的底部中。各自的MEMS气压传感器20a-20c被安装在这些端口下面。在气道的收缩部中，气流将具有压力P₂(小于P₁)和速度V₂(大于V₁)。空速传感器38进一步包括在空速传感器的后部处的一个或多个静态输入端口(图5B中不可见)。这些静态输入端口与图6中示出的静压室36a-36c流体连通。进入静态输入端口的大气具有压力P_S和速度V_S。

图5C是表示图5B中所描述的基于MEMS的共形空速传感器38的截面图的示图，该截面是通过位于各自的气道下方34a～34c的MEMS压力传感器20a-20c所截取的。在图5C中所描述的实施方式中，共形空速传感器38包括由多个内部肋44连接的共形表面40以及背部表面42，该结构由柔韧的塑性材料制成。如以下详细说明的，图5C中所描述的共形空速传感器38的内部空间可填充用于加热目的的导热凝胶46。共形空速传感器38在两边上以及其前缘和后缘处逐渐变细。图5C中示出的MEMS压力传感器20a-20c与静压通道35流体连通，静压通道又可以与类似于图6中示出的静压室36a-36c结构的多个静压室(图5C中未示出)流体连通。

图6是描述了根据可替代实施方式的具有由金属制成的共形表面的共形空速传感器的部件。图6的上部表示配备有多个MEMS压力传感器20a-20c(未示出如安装的弯曲的锥形)的共形表面的截面图(未按比例示出；夸大了深度)，而图6的下部是示出了相关的电子部件的框图。在图6中描述的实施方式中，共形表面40和背部表面42(以及未示出的多个内部肋)由柔性金属制成。(如本文中所使用的，术语“金属”包括纯金属和金属合金。)共形表面40被形成为具有三个气道34a-34c。在图6中，截面是取自穿过各自的气道34a-34c的收缩区域中的多个MEMS压力传感器20a-20c的平面中。图6中描述的共形空速传感器进一步包括放置在各自的MEMS压力传感器20a-20c下面的多个静压室36a-36c。经由静压通道35a和35b，静压室36a-36c相互流体连通。如以下详细描述的，为了加热目的，多个电阻加热配线58被附接至金属的共形表面40。

3.空速估计处理器

如图6中所描述的，来自每一个MEMS差分压力传感器20a-20c的模拟信号由各自的MEMS差分压力信号调节电路60进行调节。经调节的模拟信号然后通过模拟数字转换器62被转换为数字信号。该系统进一步包括处理数字信号的空速传感器数字处理器64。该数字处理包括确定多个MEMS差分压力传感器20a-20c的电容变化并且计算最终的空速估计。校准系数(诸如，偏移和增益)被储存在非易失性存储器66中，校准系数由空速传感器数字处理器64使用以非常准确地报告所测量的压力，所测量的压力已经充分补偿了外部因素。图6所描述的电子电路由电源68供电，电源68反过来接收来自飞行器的电力。

图4是示出了多余的空速处理的框图。空速传感器数字处理器从n个MEMS传感器的阵列得到校正的差压测量结果从P₁至P_n(以模拟形式或者数字形式)并且产生单个空速估计。为了做出准确估计，要求紧密耦合空速计算与计算流体动力学(CFD)模拟，该模拟在特定气流条件下在每一个MEMS传感器的位置处产生压力场。该过程如下：

1.设计气道形状以实现理想的减压比。

2.开发气道的CDF模拟(通常使用纳维-斯托克斯方程或格子-玻尔兹曼方法)，该模拟穿过气道产生压力场估计。

3.生成具有多个代表性速度的气流并且在MEMS压力传感器位置处估计模拟的压力场。

4.设计数学变换T_k(P_k,ρ)，在位置k和大气密度ρ(其可以以各种方式估计，包括使用静态端口处的压力测量P_s和温度测量T_s)获得压差测量P_k，并且从CFD模拟模型产生空速估计。

5.使用在风洞中对安装在飞行器或飞行器结构上的真实气道测量的空速来执行校准步骤。

6.修改数学变换T_k(P_k,ρ)以补充所测量的性能。

空速传感器数字处理器然后通过扔掉异常值，以对来自MEMS压力传感器的压差测量结果实施这些转换，从而产生最终空速估计的更准确的平均值。在图4的框图中示出了细节。空速传感器数字处理器从第一个MEMS压力传感器至第n个MEMS压力传感器接收从P₁至P_n的压差测量并且在步骤50中应用变换以产生各自的空速估计。这些空速估计被输出值开关52，并且如果这些开关是打开的，由软件模块54接收并处理这些空速估计，该软件模块54针对连续时间间隔期间的每组，计算相应的空速估计的平均值。得到的平均值被输出为随着时间的连续的空速估计。开关52的状态由开关控制电路56控制，开关控制电路56被配置为删除与之前平均的空速估计相差太大的空速估计，从而滤除异常值。

4.加热元件的热传递

为了防止在本文所公开的外部安装的共形空速传感器上结冰，可以加热共形表面。由于共形表面结构是柔性的以适应性地安装在其表面上具有变化的外部曲率的飞行器上，表面加热不应干扰该柔韧性。可以采用以下两个选项：

(1)如图6中所描述的，可提供电阻加热器，其包括附接至共形表面的外部分下面和/或邻接于共形表面的气道壁部分的大量配线(金属丝，wire)58。如果共形表面40由金属或一些其他导热材料制成，这是适当的。配线58的加热由空速传感器加热器控制电路和驱动电路70控制。控制电路负责接通或断开加热电路，追踪温度并且将加热器状态送出至控制计算机；驱动电路是将电力直接传送至加热丝58的高安培电路。

(2)现在参考图5B，可在填充共形表面40与后部表面42(除了静压所处的腔之外)之间的空间的导热凝胶46内提供加热元件(图5B中未示出)。这适合于非导热共形表面，诸如由塑料制成的那些。

设计计算

用于皮托管计算的伯努利方程在形式上表示为：

$\frac{\mathrm{\ρ}}{2}{V}^2=P_{total}-P_{static}$

其中，ρ是给定海拔处的大气密度，V是流线上给定点的流速速度，P_static是特定大气天气状况下的飞行器的静态气压，以及P_total是由于飞行器的移动而引起的气流所经历的总气压。作为速度因子的平方的结果，当飞行器以600mph或每秒269米(m/sec)飞行时，总气压可明显高于静态大气压，尤其在大部分民航飞机巡航阶段的期间非常典型。

假设MEMS压力传感器具有0至RkPa的压力范围。在此，对于一些非常灵敏的传感器，R＝0.5Torr或3.25kPa，具有五十进制分辨率，或者R＝7kPa，为4000X分辨率时。使用7kPa范围，空速范围为0至300m/sec以及分辨率为4000X，结果是图7中示出的空速分辨率(resolution，解)估计(作为空速的函数)。在此，气道设计必须将总压力减小300m/sec下的3X因子以将总压力置于压力传感器的范围内。

工作原理

本文所公开的装置的操作原理用于测量液体和气体中的流动的文丘里效应的修改。文丘里效应是基于使用“漏斗”来限制流体的流动。随着漏斗型气道的截面面积减少，流体的速度增加并且压力相应地减少。这是因为，根据管理流体动力学的定律，随着流体穿过收缩部，流体的速度必须增加以满足连续原则。相反地，其压力必须降低以满足机械能守恒原理。因此，由于通过收缩部其速度的增加而使流体的动能任意增加通过其压力下降而抵消。该原理用于建立文丘里流量计以测量体积流速。该效应仅通过部分地限制如图3A和图5A中所示出的流动而修改，使得该效应降低但是仍然存在。

具体地，接近共形形状应被设计为在共形表面中形成有气道以限制气流横向于共形表面，而不是垂直于共形表面。在其他文本中已经研究了该“露天的文丘里表面”，诸如，限制的建筑构造。通过设计具有如图3A和图5A中所示的限制性通道形状的接近共形空速传感器表面，可以将空气速度放大因子K增加至指定值。这可以串联使用一个或多个设计的通道限制来完成。通过增加气流速率，压力可以降低相同因子。因此，可实现(例如)以上所公开的实例中所提到的3X减少。从气道内的测量结果中，可估计最终的空速速度。这从数学上解释如下。

使用图5A中对气流速度和压力的注释，伯努利原理表示为：

$P_1-P_2=\frac{\mathrm{\ρ}}{2}(V_2^2-V_1^2)$

因此，期望的空速V₁与更高的限制速度V₂以及它们的相反地相关的压力以及大气密度ρ有关。现在ρ可以使用其他海拔和温度测量来估计，或者使用压力P_s以及静态空气端口处的压力T_s和理想气体定律关系直接测量ρ如下：

$\frac{P_s}{R_{air}{T}_s}=\mathrm{\ρ}$

其中，R_air是空气的特定气体常数。此外，P₂和P_s经由伯努利原理是相关为：

$P_2-P_s=\frac{\mathrm{\ρ}}{2}\left(V_2^2\right)$

因此，可发现V₂为

$V_2=\sqrt{\frac{P_2-P_s}{\mathrm{\ρ}/2}}$

通过将速度放大因子设计为K＝V₂/V₁的空速传感器表面通道，获得V₁的最终估计。

这些计算用于理想的无压缩气体。为了解决CFD仿真结果与压缩的额外的非线性效应以及湍流的真实世界效应，可以在每一个传感器位置处使用变换T_k(P_k,ρ)代替由常数K限定的简单的线性关系。

总之，已经公开了基于MEMS的共形空速传感器的构思，以解决标准皮托管空速传感器的结冰和堵塞问题。该基于MEMS的共形空速传感器通过其开设有通道的表面输送气流并且测量通道中流动的空气与通道下的静压之间的相对气压以估计飞行器的空速。共形表面结构由柔性材料制成并且可被附接至飞行器的侧面或底面作为附属或主要的空速传感器。

尽管已经参考各种实施方式描述了空速传感器，但是本领域的技术人员应当理解，在不偏离本文教导的范围的情况下，可以做出各种改变以及等同物可替代其元件。此外，在不偏离本文的范围的情况下，可以做出多种修改以使本文的教导适应特定情况。因此，本文的意图是所述权利要求不限于本文中所公开的具体实施方式。

下文中陈述的方法权利要求不应解释为要求其中所陈述的操作要按照字母顺序(权利要求中的字母顺序仅用于引用以上陈述的操作的目的)或者按照它们被陈述的顺序执行。它们也不应被解释为排除同时或交替执行两个或多个操作。

Claims (15)

1.一种估计航空器的速度的设备，包括：

具有外部表面的柔性结构体，所述外部表面中形成有第一开口气道；以及

第一压力传感器，在所述柔性结构体中安装在所述第一开口气道下面的位置中并且与所述第一开口气道流体连通。

2.根据权利要求1所述的设备，其中，所述柔性结构体包括静压输入以及与所述静压输入流体连通的静压室，所述第一压力传感器与所述静压室流体连通。

3.根据权利要求1所述的设备，其中，所述第一压力传感器是包括微机电系统的电容式差分压力传感器，进一步地，其中，所述第一压力传感器包括可变形振动膜，所述可变形振动膜上形成有第一电极；以及基板，所述基板上形成有第二电极，所述第一电极和所述第二电极隔开的距离是所述可变形振动膜的偏转的函数。

4.根据权利要求1所述的设备，其中，所述第一开口气道包括收缩部，所述第一压力传感器被布置在所述第一开口气道的所述收缩部的下面。

5.根据权利要求1所述的设备，其中，所述柔性结构体的所述外表面中形成有第二开口气道，所述设备进一步包括第二压力传感器，所述第二压力传感器在所述柔性结构体中安装在所述第二开口气道下面的位置并且与所述第二开口气道流体连通。

6.根据权利要求5所述的设备，进一步包括：

第一信号调节电路，连接为调节通过所述第一压力传感器输出的模拟信号；

第一模拟数字转换器，连接为将通过所述第一信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第一数字信号；

第二信号调节电路，连接为调节通过所述第二压力传感器输出的模拟信号；

第二模拟数字转换器，连接为将通过所述第二信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第二数字信号；以及

处理器，编程为考虑所述第一数字信号和所述第二数字信号计算空速估计。

7.根据权利要求1所述的设备，进一步包括加热元件以及导热凝胶，所述加热元件通过所述导热凝胶被热耦接至所述柔性结构体的所述外表面，其中，所述柔性结构体的所述外表面由金属或塑料制成。

8.一种估计飞机的速度的系统，包括具有外表面的飞机以及附接至所述飞机的所述外表面的共形空速传感器，其中，所述共形空速传感器包括：

具有外表面的柔性结构体，所述外表面中形成有第一开口气道和第二开口气道；

第一电容式差分压力传感器，在所述柔性结构体中安装在所述第一开口气道下面的位置中并且与所述第一开口气道流体连通；

第二电容式差分压力传感器，在所述柔性结构体中安装在所述第二开口气道下面的位置中并且与所述第二开口气道流体连通；以及

电子电路，所述电子电路被编程或配置为至少部分地基于通过所述第一电容式差分压力传感器和所述第二电容式差分压力传感器输出的信号来估计所述飞机的空速。

9.根据权利要求8所述的系统，其中，所述柔性结构体包括静压输入以及与所述静压输入流体连通的第一静压室和第二静压室，所述第一压力传感器被布置在所述第一开口气道与所述第一静压室之间，以及所述第二压力传感器被布置在所述第二开口气道与所述第二静压室之间。

10.根据权利要求8所述的系统，其中，所述第一电容式差分压力传感器和所述第二电容式差分压力传感器中的每个均包括可变形振动膜，所述可变形振动膜上形成有第一电极；以及基板，所述基板上形成有第二电极，所述第一电极和所述第二电极隔开的距离是所述可变形振动膜的偏转的函数。

11.根据权利要求8所述的系统，其中，所述第一开口气道和所述第二开口气道中的每个均包括相应的收缩部，所述第一电容式差分压力传感器被布置在所述第一开口气道的收缩部的下面，以及所述第二电容式差分压力传感器被布置在所述第二开口气道的收缩部的下面。

12.根据权利要求8所述的系统，其中，所述电子电路包括：

第一信号调节电路，连接为调节通过所述第一电容式差分压力传感器输出的模拟信号；

第一模拟数字转换器，连接为将通过所述第一信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第一数字信号；

第二信号调节电路，连接为调节通过所述第二电容式差分压力传感器输出的模拟信号；

第二模拟数字转换器，连接为将通过所述第二信号调节电路输出的经调节的模拟信号转换为第二数字信号；以及

处理器，编程为考虑所述第一数字信号和所述第二数字信号计算空速估计。

13.根据权利要求8所述的系统，进一步包括加热元件以及导热凝胶，所述加热元件通过所述导热凝胶被热耦接至所述柔性结构体的所述外表面，其中，所述柔性结构体的所述外表面由金属或塑料制成。

14.一种估计航空器的速度的方法，所述航空器可操作为穿过流体介质移动，所述方法包括：

将柔性结构体附接在所述航空器的外表面上，所述柔性结构体的外表面中形成有一个或多个开口气道；

从一个或多个差分压力传感器传输信号，所述一个或多个差分压力传感器安装在所述一个或多个开口气道的收缩部的下面；以及

在所述航空器的移动期间计算所述航空器相对于周围流体介质的速度，所述速度计算是基于所述流体介质的密度以及通过所述一个或多个差分压力传感器传输的所述信号。

15.根据权利要求14所述的方法，其中，通过每一个差分压力传感器传输的每一个信号表示相应开口气道下面的静压与同一开口气道中的总压之间的差。