CN105352652B - 差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法，属于光纤传感领域。它包括外壳（14）、隔离墙（7）、左波纹膜片（1）、右波纹膜片（2）、左封装端盖（12）、右封装端盖（13）、左侧传感光纤光栅（3）、右侧传感光纤光栅（4）。上述部件在外壳内形成了左封闭腔体（5）、右封闭腔体（6）、左进气腔（15）、右进气腔（16）。外壳（14）设置有与左进气腔（15）相通的左进气口（8），外壳（14）设置有与右进气腔（16）相通的右进气口（9）。该传感器左进气口（8）、右进气口（9），分别作为与飞机空速管的总压管和静压室相通的总压进气口和静压进气口；可用来监测飞机空速管动压，非常方便。

Description

差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法

技术领域

本发明涉及的是一种差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法，属于光纤传感领域。

背景技术

空速管是飞机上极为重要的测量工具，飞机向前飞行时，气流便冲进空速管，在管子末端的感应器会感受到气流的冲击力量，即动压。飞机飞得越快，动压就越大，为了确保飞机在安全速度范围内飞行，飞机空速管的动压的监测非常重要。特别是在高空飞行环境中，飞机所处环境温度处于快速动态变化过程，并且为了防止空速管前端小孔在飞行中结冰堵塞，一般飞机上的空速管都有电加温装置。为实现针对飞机空速管动压的精确监测，需要研究专门的飞行环境温度补偿方法。

由于传统电磁式压力计易受电磁环境的干扰，且抗腐蚀能力较差。飞机飞行过程环境恶劣，在此环境长期服役将会影响其监测性能。光纤传感器由于具有柔韧性好、芯径细、质量轻、耐腐蚀、抗电磁干扰、便于分布式监测网络等独特优点，可应用于飞机空速管动压监测的研究。

由于目前大部分是针对于压力传感器的增敏性能的相关研究，如何巧妙解决飞机飞行过程中环境温度实时变化下的光纤光栅的温度和应变交叉敏感及其温度补偿问题，以及如何设计一种能够直接进行动压监测的分布式光纤感知封装，成为飞机空速管动压分布式光纤监测需要解决的关键问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种具备温度自补偿功能的差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法。

一种差动式光纤光栅气压传感器，其特征在于：包括外壳；还包括设置于外壳中的隔离墙；还包括分别对称设置在隔离墙左右两侧，紧贴外壳内壁的左波纹膜片和右波纹膜片；还包括安装于外壳左右两侧的左封装端盖和右封装端盖；左封装端盖与左波纹膜片之间形成左封闭腔体，左波纹膜片与气压隔离墙之间形成左进气腔；右封装端盖与右波纹膜片之间形成右封闭腔体，右波纹膜片与气压隔离墙之间形成右进气腔；还包括连接于隔离墙与左波纹膜片之间的左侧传感光纤光栅，连接于隔离墙与右波纹膜片之间的右侧传感光纤光栅；外壳设置有与左进气腔相通的左进气口，外壳设置有与右进气腔相通的右进气口；上述左侧传感光纤光栅、右侧传感光纤光栅与隔离墙固定的一端作为光纤引出端；

位于外壳上且与左进气腔相通的左进气口以及与右进气腔相通的右进气口，分别作为与飞机空速管的总压管和静压室相通的总压进气口和静压进气口；

设左封闭腔和右封闭腔中气压分为P₁和P₂，飞机空速管的总压管压力为P_z，静压室压力为P_j，其中且有P₂＝P₁﹤P_j﹤P_z；当飞机空速管得总压管和静压室分别与差动式光纤光栅气压传感器的输入左进气口和右进气口相连通时，飞机空速管总压P_z与左封闭腔内气压P₁在左波纹膜片两侧形成压差ΔP₁，空速管静压P_j与右封闭腔内气压P₂在右波纹膜片两侧形成压差ΔP₂，此时左侧传感光纤光栅和右侧传感光纤光栅分别发生了Δλ₃，Δλ₄的偏移；

可通过以下公式得出所测飞机动压值P_d:

P_d＝η(Δλ₃-Δλ₄) ②

式中，μ和E分别为膜片材料泊松比和弹性模量，P_e为光纤材料的弹光系数，R和h分别为所选膜片的半径和厚度，两根光纤光栅传感器在圆形波纹膜片与另一固定支架之间的初始长度均为L，λ为选用的光纤光栅初始中心波长。当膜片以及光纤光栅结构参数选定后,η就是一个常数。通过光纤光栅解调仪解调出光纤光栅中心波长的偏移量Δλ₃和Δλ₄，就可以计算出对应的气压值，从而实现针对不同高度变温环境下的飞行过程空速管动压的监测。

根据上述分析，这种差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法，其优点在于：一方面依托这种差动式结构的对称性，可以巧妙测得飞机空速管的总压与静压之差，即飞机空速管的动压。另一方面，借助这种差动式对称结构，还能够直接将温度引起的光栅中心波长漂移量抵消，实现对飞机所处不同高度变温环境下的温度自补偿。此外，这种基于光纤光栅传感器的压力监测装置具有良好的抗电磁干扰能力和耐腐蚀能力，也便于构建分布式监测网络。

所述的差动式光纤光栅气压传感器，其特征在于：上述外壳为筒状结构，左波纹膜片和右波纹膜片均为圆形膜片结构。

外壳设置为圆筒状结构是为了方便圆形膜片的安装，弹性敏感元件膜片之所以为圆形，是因为圆既是点对称又是线对称图形，便于计算受力大小。

附图说明

图1为本发明用于飞机空速管动压监测的差动式光纤光栅气压传感器设计结构示意图；

图2为膜片变形前后的结构示意图；

图中标号名称：

1-左波纹膜片；2-右波纹膜片；3-左传感光纤光栅；4-右传感光纤光栅；5-左封闭腔；6-右封闭腔；7-隔离墙；8-左进气口；9-右进气口；10-左传感光纤光栅引出端；11-右传感光纤光栅引出端；12-左封装端盖；13-右封装端盖；14-外壳；15-左进气腔；16-右进气腔；17-受力后的波纹膜片；18-波纹膜片轴向位移。

具体实施方式

请参照图1、图2，本发明指飞机压力监测的差动式光纤光栅气压传感器封装设计，包括对称安装的左波纹膜片1和右波纹膜片2、左侧传感光纤光栅3和右侧传感光纤光栅4、左封闭腔5和右封闭腔6、左进气口8和右进气口9、左传感光纤光栅引出端10、右传感光纤光栅引出端11、左封装端盖12和右封装端盖13、左进气腔15和右进气腔16以及外壳14、隔离墙7。

左进气腔15与左封闭腔5之间以及右进气腔16与右封闭腔6之间分别形成一定的压力差。其中左波纹膜片1、右波纹膜片2分别沿与差动式光纤光栅气压传感器圆柱封装轴向相垂直的截面布置，并将左波纹膜片1、右波纹膜片2作为整个差动式光纤光栅气压传感器封装设计的压力感知部件。借助左波纹膜片1、右波纹膜片2将气压差转换为波纹膜片的轴向偏移量。连接在隔离墙7左侧与左波纹膜片1之间的左侧传感光纤光栅3以及隔离墙7右侧与右波纹膜片2之间的右侧传感光纤光栅4与波纹膜片均应保持在同一水平线上。左侧传感光纤光栅3与右侧传感光纤光栅4分别用于感知波纹膜片1、2的轴向偏移量。为增加传感光纤光栅的灵敏度，在固定它们时应施予相同大小的预紧力。

外壳14上且与左进气腔15相通的左进气口8以及与右进气腔16相通的右进气口9，分别作为与飞机空速管的总压管和静压室相通的总压进气口和静压进气口。通过监测两者的压力差，可以直接计算获取飞机空速管的动压监测。

本发明具备温度自补偿功能的飞机空速管动压监测的差动式光纤光栅气压传感器设计的工作原理：假设左封闭腔5和右封闭腔6中气压分为P₁和P₂，飞机空速管的总压管的总压为P_z，静压室的静压为P_j，且有P₂＝P₁﹤P_j﹤P_z。当飞机空速管的总压管和静压室分别与总压进气口8和静压进气口9相连通时，左进气腔15内部气压与左封闭腔5内气压P₁在左波纹膜片1两侧形成压差ΔP₁，右进气腔16内部气压与右封闭腔6内气压P₂在右波纹膜片2两侧形成压差ΔP₂。如图2所示，膜片受力前后形状发生了变化，产生了一定的扰度，使得与其相连的传感光纤光栅受到轴向应力，进而光纤光栅中心波长发生偏移。假设左传感光纤光栅3和右传感光纤光栅4分别发生了Δλ₃，Δλ₄的偏移。此传感器采用差动式的结构设计，可消除不必要的干扰因素，结合飞机空速管总压、静压和动压的关系，可以巧妙算出飞机空速管的动压P_d。

为了定量的分析气压值和光纤光栅中心反射波长偏移量的关系，需要建立气压和光纤光栅中心反射波长偏移量之间的数学模型：

假设飞机空速管总压为P_z，静压为P_j，动压为P_d，则有P_z＝P_j+P_d。将两个对称的封闭腔体气压分别定义为P₁和P₂(且有P₂＝P₁﹤P_j﹤P_z)。由于P₁﹤P_z，左波纹膜片1内外形成压差，膜片将会发生变形，预加有预应力的左侧传感光纤光栅3将会轴向拉伸力，其中心波长λ₃将发生偏移，通过监测λ₃的偏移量就可以得到压差ΔP₁的大小。同理，由于P₂﹤P_j，使得膜片2内外也会形成压差，膜片2也会发生变形。施加有预应力的右侧传感光纤光栅4将受到沿轴向的收缩应力，其中心波长λ₄将会发生偏移，通过监测λ₄的偏移量就可以得到相应压差ΔP₂的大小。当在变化环境温度条件下，由温度和应变同时引起的光纤光栅中心波长的相对变化为：

③

式中P_e为光纤材料的弹光系数，P_e＝n² _eff[P₁₂-μ(P₁₁+P₁₂)]/2；ε为应变；α为光纤的热膨胀系数；ζ为光纤的热光系数；ΔT为温度变化量；μ为纤芯材料的泊松比；P₁₁和P₁₂为弹光系数；n_eff为导模的有效折射率。

由上可知，环境温度变化所引起左侧传感光纤光栅3和右侧传感光纤光栅4的中心波长偏移量均为Δλ_T。由轴向应力引起的光栅中心波长偏移量则分别为Δλ₃与Δλ₄，则左侧光纤光栅3和右侧光纤光栅4对应的中心波长偏移量为：

Δλ₃+Δλ_T＝(1-P_e)λε₁+(α+ζ)λΔT ④

Δλ₄+Δλ_T＝(1-P_e)λε₂+(α+ζ)λΔT ⑤

将式④与式⑤相减可得：

Δλ₃-Δλ₄＝(1-P_e)λ(ε₁-ε₂) ⑥

通过式④、⑤相减可使得两者由于环境温度引起的中心波长漂移量相互抵消，从而消除了环境温度变化的干扰，实现温度自补偿。

假设膜片1和膜片2内外压差分别为ΔP₁和ΔP₂，使得弹性敏感元件圆形波纹膜片发生轴向变形，进而使得与弹性敏感元件圆形波纹膜片相连的左侧传感光纤光栅3和右侧传感光纤光栅4分别产生ΔL₁和ΔL₂的变形，两者所受轴向应变分别为ε₁和ε₂。这里假设两根光纤光栅传感器在圆形波纹膜片与另一固定端之间的初始长度均为L，则有：

ΔP₁＝P_z-P₁ ⑦

ΔP₂＝P_j-P₂ ⑧

⑨

⑩

在线性范围内，当圆形平膜片受均匀压力P作用时，膜片产生的微小轴向位移与压力成正比。在膜片中心位置，其挠度为：

μ和Ε分别为膜片材料泊松比和弹性模量，R和h分别为膜片的半径和厚度。左波纹膜片1和右波纹膜片2的结构完全相同。

假设圆形波纹膜片1和圆形波纹膜片2在受到ΔP₁和ΔP₂压差时，膜片的轴向形变量分别为y₁和y₂，则：

将式与式相减可得：

将式⑦与式⑧相减可得：

(ΔP₁-ΔP₂)＝P_z-P₁-(P_j-P₂)＝P_d

当膜片两边形成一定气压差时，膜片中心和光纤光栅的轴向变形量是相同的，即ΔL₁＝y₁，ΔL₂＝y₂。

综上所述：

由以上各式可以得到飞机空速管动压与光纤光栅中心波长偏移Δλ的之间关系模型。假设μ和E分别为膜片材料泊松比和弹性模量，P_e为光纤材料的弹光系数，R和h分别为所选膜片的半径和厚度，两根光纤光栅传感器在圆形波纹膜片与另一固定支架之间的初始长度均为L，λ为选用的光纤光栅初始中心波长。当膜片以及光纤光栅选定后,η为常数，即：

P_d＝η(Δλ₃-Δλ₄)

根据已建立的关系模型，将左右腔体内部气压值P₁和P₂设置为较小的固定值(P₂＝P₁﹤P_j﹤P_z)，可得到所测气压P_d只与Δλ₃，Δλ₄的差值有关。通过测量左右两侧光纤光栅中心波长偏移量可以计算出对应的气压值，从而实现飞机空速管的动压监测。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种差动式光纤光栅气压传感器监测飞机空速管动压的方法，其特征在于：

所用的差动式光纤光栅气压传感器包括外壳(14)；还包括设置于外壳(14)中的隔离墙(7)；还包括分别对称设置在隔离墙(7)左右两侧，紧贴外壳内壁的左波纹膜片(1)和右波纹膜片(2)；还包括安装于外壳左右两侧的左封装端盖(12)和右封装端盖(13)；左封装端盖(12)与左波纹膜片(1)之间形成左封闭腔体(5)，左波纹膜片(1)与气压隔离墙(7)之间形成左进气腔(15)；右封装端盖(13)与右波纹膜片(2)之间形成右封闭腔体(6)，右波纹膜片(2)与气压隔离墙(7)之间形成右进气腔(16)；还包括连接于隔离墙(7)与左波纹膜片(1)之间的左侧传感光纤光栅(3)，连接于隔离墙(7)与右波纹膜片(2)之间的右侧传感光纤光栅(4)；外壳(14)设置有与左进气腔(15)相通的左进气口(8)，外壳(14)设置有与右进气腔(16)相通的右进气口(9)；上述左侧传感光纤光栅(3)、右侧传感光纤光栅(4)与隔离墙(7)固定的一端作为光纤引出端；

所述方法包括以下过程：

位于外壳(14)上且与左进气腔(15)相通的左进气口(8)以及与右进气腔(16)相通的右进气口(9)，分别作为与飞机空速管的总压管和静压室相通的总压进气口和静压进气口；

设左封闭腔(5)和右封闭腔(6)中气压分为P₁和P₂，飞机空速管的总压管压力为P_z，静压室压力为P_j，其中且有P₂＝P₁﹤P_j﹤P_z；当飞机空速管的总压管和静压室分别与差动式光纤光栅气压传感器的左进气口(8)和右进气口(9)相连通时，飞机空速管总压P_z与左封闭腔(5)内气压P₁在左波纹膜片(1)两侧形成压差△P₁，飞机空速管静压P_j与右封闭腔(6)内气压P₂在右波纹膜片(2)两侧形成压差△P₂，此时左侧传感光纤光栅(3)和右侧传感光纤光栅(4)分别发生了Δλ₃，Δλ₄的偏移；

通过以下公式得出所测飞机空速管动压值P_d:

P_d＝η(Δλ₃-Δλ₄) ①

式中，μ和E分别为膜片材料泊松比和弹性模量，P_e为光纤材料的弹光系数，R和h分别为所选膜片的半径和厚度，两根光纤光栅传感器在圆形波纹膜片与另一固定支架之间的初始长度均为L，λ为选用的光纤光栅初始中心波长；当膜片以及光纤光栅结构参数选定后,η就是一个常数；通过光纤光栅解调仪解调出光纤光栅中心波长的偏移量△λ₃和△λ₄，就可以计算出对应的气压值，从而实现针对不同高度变温环境下的飞行过程空速管动压的监测。