CN106248139A - 大气数据测量探头 - Google Patents

Abstract

本发明提出的一种大气数据测量探头，具有一个垂直法兰盘中心的圆柱体和提供热源的加热棒。在圆柱体的底圆根部圆台延伸体上制有沿柱高延伸的半径截面半圆柱，在半圆柱弓形截面与直径平行的玄线上，过圆弧直径连心线的垂径上制有加热棒安装孔，四个独立的压力腔测量通道围绕所述加热棒安装孔呈扇形分布，沿所述半圆柱体的轴向贯通于圆柱体的底圆，并在半圆柱外表面的母线上分布连通上述压力腔测量通道的四组测压孔，形成四组分别测量总压Pt、静压P、攻角压力上Pα1和攻角压力下Pα2的多气压采集通道；将总、静压探头、攻角探头、侧滑角探头的功能集成在半圆柱形体上气压采集通道所感受飞机的总压、静压、上下压力通过气压管路传递至后端压力传感器。

Description

大气数据测量探头

技术领域

本发明涉及一种用于测量固定翼飞行器马赫数、高度、攻角、侧滑角、升降速度、指示空速等各种大气参数的大气数据测量探头。

背景技术

现有技术中，实现飞行自动控制，首要的问题是如何精确地测量飞行器的飞行参数，如飞机的姿态角、角速度、飞行高度和速度等。测量这些参数的传感器有陀螺仪、加速度计、空速管和高度传感器等。大气参数测量传感器是测量飞机与大气之间的作用力及飞机所在位置的大气参数，并经过飞机的全、静压系统转换成电信号的装置。现代飞行器的飞行控制系统、发动机控制系统、导航系统和仪表显示系统等需要准确地静压、动压、温度、高度、高度变化率、指示空速、真实空速等信息，而上述的这些参数是空气总压、静压、总温的函数。测量大气数据的精度关系到飞行控制的性能和飞行安全。用于测量大气总压、静压、攻角和侧滑角的大气数据系统又称高度速度中心仪或大气数据计算机,它既为飞行人员提供目视信号，又作为信号传感器向飞机相关系统传送信号,它是一种综合自动计算装置,是现代高性能飞机所必需的特种设备之一,能够提供有关飞行的大气所有信息参数:动压、静温、高度、高度偏差、高度变化率、指示空速、真空速、Ma、迎角、Ma的变化率等。迎角是飞机机翼弦线与迎面气流的夹角，迎角的大小与飞机的升力和阻力密切相关。侧滑角是飞机速度矢量与飞机对称平面间的夹角。实际情况下，在飞机上对真实迎角进行测量是非常困难的。由于飞机外形结构的影响，飞机机身周围的气流流场与理想流场存在较大差别（层流/紊流），带来了较大干扰，实际测量误差较大；实际测量到的夹角是迎角传感器与周围某状态气流的夹角，且波动较大。传统大气数据系统由全静压传感器、全静压管路和大气数据计算机及其总、静压探头、总温探头、攻角探头、侧滑角探头几部分组成的。每种探头都设有各自的防冰、除冰系统。工作时，各探头分别向大气数据计算机提供真实静压P、压力高度H、升降速度V´、全压Pt、动压qc=( Pt-P)、校正空速Vc=f（qc）、马赫数M=f（Pt .P）、总温TT、静温TS=（TT .M）、真空速Vt=f( M. TT)、测量攻角αm和测量侧滑角βm。这些重要的大气参数是飞机动力系统、飞控系统、导航系统、指示系统等不可缺少的信息。大气数据计算机接收从飞机空速管来的大气静压(Ps)和总压(Pt)信号,从大气温度传感器来的与总温(Tt)成函数关系的总温电阻信号,从攻角传感器来的指示攻角(Ⅸi)信号,从屏显或指示器来的气压装订(Pbs)信号,经过大气数据计算机解算出飞机系统所需要的各种大气参数,然后以数字量,模拟量,开关量等形式向飞机上有关的交联设备和系统提供修正气压高度(Hc),指示空速(Vi), 真空速(Vt),马赫数(M),大气密度比(P/Po)，而且还要接收飞控传感器信号, 惯性导航信号,GPS 信号等,从总温传感器来的总温信号和从攻角传感器来的局部攻角信号解算出飞行大气参数和飞机的各种飞行参数，普遍存在重量相对较大,压力通道太长,迟滞较大,动态输出信号误差较大的问题。由此可以看出，传统的大气数据系统组成是一个复杂系统，系统复杂导致的结果是可靠性低。而且计算机在计算上述参数时，通常还要求准确了解上述各种探头的特征和探头位置附近飞机的气动压力特性。此外，传统总、静压的加热器布局方式技术落后，加热效率低。它的总、静压探头是将加热电缆缠绕于金属或陶瓷芯棒上，再通过焊接的方式将芯棒固定在探头内部以提供热源。由于加热电缆与被加热表面有一定距离，热量通过金属或空气传导至探头表面，因此加热效率低下。其次是加热电缆布局结构复杂。加热电缆要缠绕于金属或陶瓷芯棒上，势必导致探头内部结构复杂化，增大焊接工艺难度。

本发明是对现有技术大气数据系统的进一步改进和发展。

发明内容

本发明的目的是针对传统大气数据系统分散复杂，可靠性低，测量精度差的问题和大气数据探头存在加热效率低、加热电缆布局结构复杂的不足之处，提供一种结构布局简单，测量可靠，热效率高，并能提高系统测量精度和可靠性的半圆柱形大气数据测量探头。

本发明的上述目的可以通过以下措施来达到，一种大气数据测量探头，具有一个垂直法兰盘中心的圆柱体和提供热源的加热棒，其特征在于，在圆柱体的底圆根部圆台9延伸体上制有沿柱高延伸的半径截面半圆柱，在半圆柱弓形截面与直径平行的玄线上，过圆弧直径连心线的垂径上制有加热棒安装孔4，四个独立的压力腔测量通道围绕所述加热棒安装孔4呈扇形分布，沿所述半圆柱体的轴向贯通于圆柱体的底圆，并在半圆柱外表面的母线上分布连通上述压力腔测量通道的四组测压孔，形成四组分别测量总压Pt、静压P、攻角压力上Pα1和攻角压力下Pα2的多气压采集通道；将总、静压探头、攻角探头、侧滑角探头的功能集成在半圆柱形体上气压采集通道所感受飞机的总压、静压、上下压力通过气压管路传递至后端压力传感器。

本发明相比于传统大气数据探头具有如下有益效果。

结构布局简单。本发明在半圆柱外表面的母线上采用分布连通压力腔测量通道的四组测压孔形成的多气压采集通道，将总、静压探头、攻角探头、侧滑角探头的功能集成在一个半圆柱形体上，用简洁而集中的合理布局，满足了大气数据探头四组独立的压力测量通道的需求，结构相对简化，只需在飞机前机身处对称位置,安装本发明大气数据测量探头和总温探头进而提高了系统的可靠性和维护性。

简化大气数据系统构型。探头的总压压力通过前端的导管传递至后端压力传感器，智能地通过半圆弧上90°位置处的测压孔和直线段中点位置处的测压孔气流采集感受飞机的总压、静压，并通过45°、135°位置处的测压孔采集上下压力差，利用剖面直线段中点位置处测压孔采集静压，通过多气压采集通道以形式上的总、静压探头、攻角探头、侧滑角探头的功能集成方式，经大气数据计算机解算飞机的攻角，通过两个探头在飞机上的对称安装解算侧滑角，解决了传统大气数据系统分散复杂，可靠性低，测量精度差的问题。

提高系统测量精度和可靠性。本发明在半圆柱外表面上设置连通半圆柱内四个独立压力腔测量通道的四组分布测压孔，连通后端压力传感器计算局部气流角度，进一步简化了计算，提高了系统的测量精度。解决了传统大气数据系统的复杂结构布局问题。

热效率高。本发明将装配圆柱形加热棒的安装孔围绕在呈扇形分布的四个独立压力腔测量通道中，改进了探头的加热器布局方式，缩短了被加热表面的距离。而且由于取消了攻角传感器、侧滑角传感器，减少了系统加热器功率，减小了系统的加热功耗。采用圆柱形加热棒，使其加热效率得以最大程度的发挥。不仅增加了加热器的加热效率，而且还使整个结构简化，加工工艺难度大大降低。克服了现有技术加热电缆要缠绕于金属或陶瓷芯棒上，热量通过金属或空气传导至探头表面，加热电缆布局结构复杂，加热效率低下的缺陷。

附图说明

图1是本发明大气数据测量探头的结构示意图。

图2是图1的压力腔测量通道的分布示意图。

图3是图2的A-A剖视图。

图4是图1的剖视图。

图中：1法兰安装孔，2法兰盘，3半圆柱，4加热棒安装孔，5上压差孔，6静压孔，7总压孔，8下压差孔，9底圆根部圆台，10圆柱型电加热棒。

具体实施方式

参阅图1。在以下描述的实施例中，一种大气数据测量探头具有一个垂直法兰盘1中心的圆柱体和提供热源的圆柱型电加热棒。在圆柱体的底圆根部圆台延伸体上制有沿柱高延伸的半径截面半圆柱，在半圆柱3弓形截面与直径平行的玄线上，过圆弧直径连心线的垂径上制有加热棒安装孔4，四个独立的压力腔测量通道围绕所述加热棒安装孔4呈扇形分布，沿所述半圆柱体的轴向贯通于圆柱体的底圆，并在半圆柱外表面的母线上分布连通上述压力腔测量通道的四组测压孔，形成四组分别测量总压Pt、静压P、攻角压力上Pα1和攻角压力下Pα2的多气压采集通道；将总、静压探头、攻角探头、侧滑角探头的功能集成在半圆柱形体上气压采集通道所感受飞机的总压、静压、上下压力通过气压管路传递至后端压力传感器。

半圆柱探头采用圆盘形的法兰盘2及其分布在所述法兰盘2上法兰安装孔1进行安装，安装方式采用4个螺钉孔均布安装。半圆柱3为压力受感部主体，总长度可以是80mm-100mm，半径为8mm-10mm。

参阅图2、图3、图4。半圆柱同一长度剖面上分布的压力腔测量通道，四条压力腔测量通道通过端面上的四个压力测量孔采集大气压力。四组压力测量孔分别为：上压差孔（5）、静压孔（6）、采集气流总压的总压孔（7）和下压差孔（8）。测压孔在其半圆柱3剖面半圆弧上采用45°、90°、135°圆心角的布局方式，其中，静压孔6设置在剖面直线段中点位置，采集气流总压的总压孔7位于半圆弧上90°圆心角位置，采集上下压力差的下压差孔8和上压差孔5位于半圆柱3剖面45°、135°圆心角位置，用于计算局部气流角度，利用剖面直线段中点位置处静压孔6采集静压。总压、静压、上下压力通过气压管路传递至后端压力传感器。分别用于测量总压Pt、静压P、攻角压力上Pα1，攻角压力下Pα2的一组上压差孔5、下压差孔8、静压孔6和总压孔7的开孔截面，距法兰盘64mm处和70mm，静压孔6剖面设置在直线段中点位置。四组测压孔连通四个独立的压力腔测量通道通过压力管道传递至安装法兰底面，可以与后端的传感器连接。

圆柱型电加热棒为PTC电加热器，直流28V供电，功率约为30W，圆柱型电加热棒从半圆柱3底部圆孔插入，使用环氧胶将其间隙进行填充固化，露出两根电源导线用于接受28V直流电源。

本发明的工作原理是：在不同的攻角α、马赫数M情况下，探头上压差孔5和下压差孔8会感受到不同的压力值，两者之间会有一个压力差ΔP_α= P_α1- P_α2，总压Pt和大气静压Ps∞分别通过总压孔7和静压孔6测得，通过ΔP_α、Pt、Ps∞可以得到一个压差系数Cp=ΔP_α/（Pt-Ps∞）。

马赫数M数的计算公式为：

通过风洞试验和试飞验证可以得到Cp与攻角α、马赫数M的一个函数关系α=f（Cp，M），通过该公式，可以计算出攻角α。

在不同侧滑角的情况下，安装在飞机左右两侧的受感器会感受到不同的Cp，根据两者差异ΔCp，以及马赫数M的数值可以建立一个关于侧滑角β的函数关系β=f（ΔCp，M），通过该公式，可以计算出侧滑角β。

关于高度、升降速度、指示空速等大气参数，可以通过总压Pt、静压Ps∞采用已有的算法进行计算。

Claims (10)

1.一种大气数据测量探头，具有一个垂直法兰盘中心的圆柱体和提供热源的加热棒，其特征在于，在圆柱体的底圆根部圆台（9）延伸体上制有沿柱高延伸的半径截面半圆柱，在半圆柱（3）弓形截面与直径平行的玄线上，过圆弧直径连心线的垂径上制有加热棒安装孔（4），四个独立的压力腔测量通道围绕所述加热棒安装孔（4）呈扇形分布，沿所述半圆柱体的轴向贯通于圆柱体的底圆，并在半圆柱外表面的母线上分布连通上述压力腔测量通道的四组测压孔，形成四组分别测量总压Pt、静压P、攻角压力上Pα1和攻角压力下Pα2的多气压采集通道；将总、静压探头、攻角探头、侧滑角探头的功能集成在半圆柱形体上气压采集通道所感受飞机的总压、静压、上下压力通过气压管路传递至后端压力传感器。

2.如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，半圆柱（3）为压力受感部主体，总长度为80mm-100mm，半径为8mm-10mm。

3.如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，半圆柱（3）同一长度剖面上分布的压力腔测量通道，四条压力腔测量通道通过端面上的四组压力测量孔采集大气压力。

4.如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，四组压力测量孔分别为：上压差孔（5）、静压孔（6）、采集气流总压的总压孔（7）和下压差孔（8）。

5.如权利要求4所述的大气数据测量探头，其特征在于，测压孔在其半圆柱（3）剖面半圆弧上采用45°、90°、135°圆心角的布局方式，其中，静压孔（6）设置在剖面直线段中点位置，总压孔（7）位于半圆弧上90°圆心角位置，采集上下压力差的下压差孔（8）和上压差孔（5）位于半圆柱3剖面45°、135°圆心角位置，用于计算局部气流角度。

6.如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，分别用于测量总压Pt、静压P、攻角压力上Pα1，攻角压力下Pα2的一组上压差孔（5）、下压差孔（8）、静压孔（6）和总压孔（7）的开孔截面，静压孔（6）剖面设置在直线段中点位置。

7.如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，四个测压孔连通四个独立的压力腔测量通道，通过压力管道传递至安装法兰底面，与后端的传感器连接。

8.如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，圆柱型电加热棒为PTC电加热器，圆柱型电加热棒从半圆柱（3）底部圆孔插入，使用环氧胶将其间隙进行填充固化，露出两根电源导线用于接受28V直流电源。

9. 如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，在不同的攻角α、马赫数M情况下，探头的上压差孔（5）和下压差孔（8）感受到不同的压力值，两者之间的压力差ΔP_α= P_α1-P_α2，总压Pt和大气静压Ps∞分别通过总压孔7和静压孔6测得，通过ΔP_α、Pt、Ps∞得到一个压差系数Cp=ΔP_α/（Pt-Ps∞），其中，M数的计算公式为：

。

10.如权利要求1所述的大气数据测量探头，其特征在于，在不同侧滑角的情况下，安装在飞机左右两侧的受感器会感受到不同的压差系数Cp，根据左右两侧大气数据探头得到的不同的Cp差值，即ΔCp，以及马赫数M的数值可以建立一个关于侧滑角β的函数关系β=f（ΔCp，M），通过该公式，计算出侧滑角β。