CN109470401B - 一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管 - Google Patents

一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，解决了单根空速管对总压、静压和迎侧角压力等多种大气数据同时精确测量的问题。该带有迎侧角度解算的直杆型空速管，包括总压测量装置、静压测量装置、迎侧角压力测量装置和二次密封组件；所述总压测量装置设置在最前端，总压测量装置、静压测量装置以及迎侧角压力测量装置依次紧固连接，分别用于测量飞行器周围流场的总压、静压及迎侧角压力信息；二次密封组件用于密封。设置于空速管内的电加热器可防止其结冰，避免工作失效；总压气室、静压气室及迎侧角压力气室之间气密隔绝，可分别将各气室内的气压信息取出。本发明结构简单，重量轻，研制成本低，维护难度小，可实现小型化发展。

Description

一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管
技术领域
本发明涉及一种大气数据测量设备，尤其涉及一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，属于空气动力测量设备技术领域。
背景技术
空速管即总、静压受感器，是一种重要的大气数据传感器。用于准确测量飞行器在飞行状态下，其周围大气环境的总压和静压值。通过测量这些数据，以实现对飞行器的飞行马赫数、气压高度、升降速度以及迎侧角度等飞行参数的解算。目前，对于总压、静压及迎侧角的测量主要有两种形式：
一是采用总压受感孔和静压受感孔均布置于同一根空速管上的形式，同时测量飞行器周围流场的总压、静压及迎侧角压力信息，或配合使用风标式迎角传感器来实现对飞行器迎侧角度的测量。这种测量形式大多采用多个设备同时测量，零部件较多；而风标式迎角传感器虽然测量精度高，但其可动风标容易损坏，同时会产生一定的飞行阻力并会对局部流场产生影响。
二是采用安装在飞行器头部位置的空速管仅测得总压值，而在飞行器表面流场相对干净的区域布置静压孔得到静压值，进而获得流场静压及飞行器迎角等信息，这种测量形式精度高，但通用性差，需针对不同的飞行器外形和飞行条件分别研发，成本较高。
另外，以上两种形式的测量设备均需加热以防止其在运行过程中结冰，增加了测量系统的复杂性。
综上所述，要实现包括总压、静压和迎侧角在内的多种大气数据的同时精确测量，目前飞行器采用的测量方法结构复杂，零部件多，尺寸大，可替换性差，同时存在测量精度不高等问题。
发明内容
本发明的目的在于：克服现有技术的上述不足，针对实现包括总压、静压和迎侧角压力在内的多种大气数据的测量问题，提供一种结构简单，重量轻，可同时精确测量上述大气数据信息的空速管。本发明成本低，通用性强，可实现小型化发展。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，包括总压测量装置、静压测量装置、迎侧角压力测量装置和二次密封组件；
所述总压测量装置设置在最前端，总压测量装置、静压测量装置以及迎侧角压力测量装置依次紧固连接，分别用于测量飞行器周围流场的总压、静压及迎侧角压力信息；二次密封组件用于密封。
所述总压测量装置包括管鼻、堵头、电加热器和总压引气导管；
所述管鼻最前端开有总压受感孔，管鼻中设置有总压气室，总压受感孔与总压气室连通，管鼻上还开有漏水孔与总压气室连通；所述堵头与管鼻焊接连接，实现对总压气室的密封，总压引气导管从堵头中穿过，总压气室通过所述总压引气导管引出总压信息。
所述堵头上还安装有电加热器，用于加热，防止表面结冰。
所述管鼻的型面为抛物线型或椭圆型。
所述总压受感孔直径为3～5mm，所述漏水孔直径为0.5～0.8mm。
所述静压测量装置包括外壳和静压引气导管，所述外壳包括锥段和等直段，等直段的上、下表面各开有一组静压受感孔组，分别为第一静压受感孔组和第二静压受感孔组，外壳内部还设置有静压气室，第一静压受感孔组和第二静压受感孔组与静压气室连通；
所述外壳和静压引气导管焊接为整体，并与所述管鼻焊接，实现对静压气室的密封，静压气室与静压引气导管连通并通过静压引气导管引出静压信息。
所述第一静压受感孔组和第二静压受感孔组分别包含4个直径为0.8～1.2mm的孔。
所述迎侧角压力测量装置包括支撑尾段和迎侧角压力测量主体，迎侧角压力测量主体设置在支撑尾段内部，支撑尾段通过二次密封组件与外壳的锥段固定连接；迎侧角压力测量主体包括：密封螺栓组、迎侧角引气导管组以及密封垫圈组；
所述密封螺栓组包括第一密封螺栓、第二密封螺栓、第三密封螺栓和第四密封螺栓，所述迎侧角引气导管组包括第一迎角引气导管、第二迎角引气导管、第一侧滑角引气导管和第二侧滑角引气导管，四个密封螺栓对应四个引起导管，分别与对应引气导管焊接，所述密封垫圈包括第一密封垫圈、第二密封垫圈、第三密封垫圈和第四密封垫圈；四个密封垫圈与四个密封螺栓配合安装；
外壳的锥段的上、下表面各开有一组迎角压力受感孔组，分别为第一迎角压力受感孔组和第二迎角压力受感孔组，所述外壳的锥段的左、右表面各开有一组侧滑角压力受感孔组，分别为第一侧滑角压力受感孔组和第二侧滑角压力受感孔组；外壳的锥段内还设置有气室组，分别为第一迎角压力气室、第二迎角压力气室、第一侧滑角压力气室和第二侧滑角压力气室，四个密封螺栓分别与上述四个气室连接，并通过密封垫圈实现对四个气室的密封，并通过对应引气导管引出压力信息。
第一迎角压力受感孔组、第二迎角压力受感孔组、第一侧滑角压力受感孔组和第二侧滑角压力受感孔组的轴线均与所述锥段的型面垂直。
所述第一迎角压力受感孔组包含3个直径为0.8～1.2mm的孔，所述第二迎角压力受感孔组包含2个直径为0.8～1.2mm的孔；所述第一侧滑角压力受感孔组和第二侧滑角压力受感孔组分别包含2个直径为0.8～1.2mm的孔。
所述二次密封组件包括密封套管和密封胶，所述密封套管与外壳紧固连接；所述总压引气导管、静压引气导管、迎侧角引气导管组以及电加热器的导线均穿过密封套管，并在其内填充有密封胶，以实现对静压气室的再次密封。
本发明的有益效果：
(1)本发明提供的带有迎侧角解算的空速管，测量集成度高，采用一根空速管，即可获得包括总压、静压和迎侧角压力在内的多种飞行大气数据。
(2)本发明提供的带有迎侧角解算的空速管，结构简单，重量轻，通用性强，降低了空速管的研制成本与维护难度，可实现小型化的发展。
(3)本发明提供的带有迎侧角解算的空速管，测量精度高，且具有通过型面设计而提高迎角测量范围的潜力。
附图说明
图1为本发明的一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管整体结构示意图。
图2为本发明的总压测量装置示意图。
图3为本发明的静压测量装置示意图。
图4为本发明的迎角压力测量装置示意图。
图5为本发明的侧滑角压力测量装置示意图。
图6为本发明的二次密封组件示意图。
具体实施方式
下面结合附图1-6，对本发明的具体实施方式作详细描述。
本发明公开了一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，解决了单根空速管对包括总压、静压和迎侧角压力在内的多种大气数据同时精确测量问题。具体的指，提供一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，如图1所示，一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，其特征在于：包括总压测量装置、静压测量装置、迎侧角压力测量装置和二次密封组件；
总压测量装置设置在最前端，总压测量装置、静压测量装置以及迎侧角压力测量装置依次紧固连接，分别用于测量飞行器周围流场的总压、静压及迎侧角压力信息；二次密封组件用于密封。
总压测量装置用于测量飞行器的来流总压，如图1和图2，总压测量装置包括管鼻1、堵头2、电加热器3和总压引气导管4；
管鼻1最前端开有总压受感孔101，管鼻1中设置有总压气室102，总压受感孔101与总压气室102连通，管鼻1上还开有漏水孔103与总压气室102连通；堵头2与总压引气导管4焊接为整体，同时，堵头2与管鼻1焊接连接，实现对总压气室102的密封，总压引气导管4从堵头2中穿过，飞行器总压信息通过总压受感孔101进入总压气室102，并由总压引气导管4引出到飞行器上的测压设备。另外，堵头2上还安装有电加热器3，用于对空速管工作时进行加热，防止其表面结冰。
本实施例中，优选的，如图2所示，管鼻1的型面为抛物线型或椭圆型。
本实施例中，优选的，如图2所示，总压受感孔101直径为3～5mm，漏水孔103直径为0.5～0.8mm。更进一步的，本发明中采用直径为3mm的总压受感孔101，采用直径为0.8mm的漏水孔103，以达到最佳效果。
静压测量装置用于测量飞行器的来流静压，结合图1和图3，静压测量装置包括外壳5和静压引气导管6，所述外壳5包括锥段513和等直段504，等直段504的上、下表面各开有一组静压受感孔组，分别为第一静压受感孔组501和第二静压受感孔组502，外壳5内部还设置有静压气室503，第一静压受感孔组501和第二静压受感孔组502与静压气室503连通；外壳5和静压引气导管6焊接为整体，并与所述管鼻1焊接，实现对静压气室503的密封，飞行器静压信息通过静压受感孔组进入静压气室503，静压气室503与静压引气导管6连通并通过静压引气导管6引出静压信息到飞行器上的测压设备。
本实施例中，优选的，如图3所示，第一静压受感孔组501和第二静压受感孔组502分别包含4个直径为0.8～1.2mm的孔，更进一步的，本实施例采用两组静压受感孔组分别包含4个直径为1mm的孔的方案为最优方案。
迎角测量装置用于测量飞行器的迎角静压，结合图1和图4，迎侧角压力测量装置包括支撑尾段12和迎侧角压力测量主体，迎侧角压力测量主体设置在支撑尾段12内部，支撑尾段12通过二次密封组件与外壳5的锥段513固定连接；迎侧角压力测量主体包括：密封螺栓组、迎侧角引气导管组以及密封垫圈组；
所述密封螺栓组包括第一密封螺栓701、第二密封螺栓702、第三密封螺栓703和第四密封螺栓704，所述迎侧角引气导管组包括第一迎角引气导管801、第二迎角引气导管802、第一侧滑角引气导管803和第二侧滑角引气导管804，四个密封螺栓对应四个引起导管，分别与对应引气导管焊接，所述密封垫圈包括第一密封垫圈901、第二密封垫圈902、第三密封垫圈903和第四密封垫圈904；四个密封垫圈与四个密封螺栓配合安装；
外壳5的锥段513的上、下表面各开有一组迎角压力受感孔组，分别为第一迎角压力受感孔组505和第二迎角压力受感孔组506，所述外壳5的锥段513的左、右表面各开有一组侧滑角压力受感孔组，分别为第一侧滑角压力受感孔组507和第二侧滑角压力受感孔组508；外壳5的锥段513内还设置有气室组，分别为第一迎角压力气室509、第二迎角压力气室510、第一侧滑角压力气室511和第二侧滑角压力气室512，四个密封螺栓分别与上述四个气室连接，并通过密封垫圈实现对四个气室的密封，并通过对应引气导管引出压力信息。
更具体的，分为迎角测量和侧滑角测量：
迎角测量时，两个密封螺栓分别与两个引气导管焊接为整体，之后分别与两个迎角压力气室通过螺纹方式紧固连接，并通过密封垫圈实现对迎角压力气室的密封。飞行器迎角压力信息通过上、下两组迎角压力受感孔组分别进入迎角压力气室，再分别由第一迎角引气导管801和第二迎角引气导管802引出到飞行器上的测压设备。
第一迎角压力受感孔组505、第二迎角压力受感孔组506、第一侧滑角压力受感孔组507和第二侧滑角压力受感孔组508的轴线均与所述锥段513的型面垂直。
本实施例中，优选的，如图4所示，第一迎角压力受感孔组505包含3个直径为0.8～1.2mm mm的孔，所述第二迎角压力受感孔组506包含2个直径为0.8～1.2mm mm的孔。更进一步的，本实施例采用直径均为1mm的孔。
侧滑角测量装置用于测量飞行器的侧滑角静压，结合图1和图5，两个密封螺栓分别与两个引气导管焊接为整体，之后分别与两个侧滑角压力气室通过螺纹方式紧固连接，并通过密封垫圈实现对侧滑角压力气室的密封。飞行器侧滑角压力信息通过左、右两组侧滑角压力受感孔组分别进入侧滑角压力气室，再分别由第一侧滑角引气导管803和第二侧滑角引气导管804引出到飞行器上的测压设备。
本实施例中，优选的，如图5所示，第一侧滑角压力受感孔组507和第二侧滑角压力受感孔组508分别包含2个直径为0.8～1.2mm的孔，更进一步的，本实施例采用直径均为1mm的孔。
二次密封组件用于对静压室的再次密封，如图6所示，由于总压引气导管4和电加热器3的导线穿过静压气室，因而需对静压气室再次密封。二次密封组件包括密封套管10和密封胶11，所述密封套管10与外壳5紧固连接；所述总压引气导管4、静压引气导管6、迎侧角引气导管组以及电加热器3的导线均穿过密封套管10，并在其内填充有密封胶11，以实现对静压气室的再次密封。
工作原理如下：
本发明中，总压气室、静压气室及迎侧角压力气室之间气密隔绝，可分别将各气室内的气压信息取出。设置于空速管前端的总压受感孔用于感受外界大气的总压，飞行器飞行过程中，其前方大气通过总压受感孔进入总压气室，滞止后形成总压信息，并由总压引气导管引出到飞行器上的测压设备，进而获得飞行器的总压；设置于空速管外壳等直段上的静压受感孔组，由于受其特定的开孔位置和管鼻型面影响，静压受感孔组在一定范围的马赫数和迎侧角下能够准确感受飞行器周围大气的静压，飞行器飞行过程中，外界大气通过静压受感孔组进入静压气室形成静压信息，并由静压引气导管引出到飞行器上的测压设备，进而获得飞行器的静压。最终借助机载计算机完成飞行马赫数、飞行高度和升降速度等飞行参数的解算。
本发明中，设置于空速管外壳锥段上的迎侧角压力受感孔组，用于感受飞行器产生迎角或侧滑角时外界大气在受感孔处的静压。飞行器飞行过程中，外界大气通过迎侧角压力受感孔组进入迎侧角压力气室形成相应的静压信息，并由迎侧角引气导管分别将四路压力引出到飞行器上的测压设备，进而获得相应的迎侧角压力。最终借助计算机和空速管标定结果完成对飞行器迎角和侧滑角的解算。
本发明中，设置于空速管内的电加热器在飞行器起飞时即开始工作，使空速管始终维持在某一温度，从而防止空速管在高空工作时因结冰而使其型面改变或堵塞压力受感孔，避免其工作失效。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。上述实施方式是示例性的，在权利要求书所涉及的范围内，本发明可扩展到任何在本说明书中所披露的特种和任何新的组合，其亦属于本发明的技术范畴。

Claims (3)

1.一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，其特征在于：包括总压测量装置、静压测量装置、迎侧角压力测量装置和二次密封组件；
所述总压测量装置设置在最前端，总压测量装置、静压测量装置以及迎侧角压力测量装置依次紧固连接，分别用于测量飞行器周围流场的总压、静压及迎侧角压力信息；二次密封组件用于密封；
所述总压测量装置包括管鼻(1)、堵头(2)、电加热器(3)和总压引气导管(4)；
所述管鼻(1)最前端开有总压受感孔(101)，管鼻(1)中设置有总压气室(102)，总压受感孔(101)与总压气室(102)连通，管鼻(1)上还开有漏水孔(103)与总压气室(102)连通；所述堵头(2)与管鼻(1)焊接连接，实现对总压气室(102)的密封，总压引气导管(4)从堵头(2)中穿过，总压气室(102)通过所述总压引气导管(4)引出总压信息；
所述静压测量装置包括外壳(5)和静压引气导管(6)，所述外壳(5)包括锥段(513)和等直段(504)，等直段(504)的上、下表面各开有一组静压受感孔组，分别为第一静压受感孔组(501)和第二静压受感孔组(502)，外壳(5)内部还设置有静压气室(503)，第一静压受感孔组(501)和第二静压受感孔组(502)与静压气室(503)连通；
所述外壳(5)和静压引气导管(6)焊接为整体，并与所述管鼻(1)焊接，实现对静压气室(503)的密封，静压气室(503)与静压引气导管(6)连通并通过静压引气导管(6)引出静压信息；
所述迎侧角压力测量装置包括支撑尾段(12)和迎侧角压力测量主体，迎侧角压力测量主体设置在支撑尾段(12)内部，支撑尾段(12)通过二次密封组件与外壳(5)的锥段(513)固定连接；迎侧角压力测量主体包括：密封螺栓组、迎侧角引气导管组以及密封垫圈组；
所述密封螺栓组包括第一密封螺栓(701)、第二密封螺栓(702)、第三密封螺栓(703)和第四密封螺栓(704)，所述迎侧角引气导管组包括第一迎角引气导管(801)、第二迎角引气导管(802)、第一侧滑角引气导管(803)和第二侧滑角引气导管(804)，四个密封螺栓对应四个引起导管，分别与对应引气导管焊接，所述密封垫圈包括第一密封垫圈(901)、第二密封垫圈(902)、第三密封垫圈(903)和第四密封垫圈(904)；四个密封垫圈与四个密封螺栓配合安装；
外壳(5)的锥段(513)的上、下表面各开有一组迎角压力受感孔组，分别为第一迎角压力受感孔组(505)和第二迎角压力受感孔组(506)，所述外壳(5)的锥段(513)的左、右表面各开有一组侧滑角压力受感孔组，分别为第一侧滑角压力受感孔组(507)和第二侧滑角压力受感孔组(508)；外壳(5)的锥段(513)内还设置有气室组，分别为第一迎角压力气室(509)、第二迎角压力气室(510)、第一侧滑角压力气室(511)和第二侧滑角压力气室(512)，四个密封螺栓分别与上述四个气室连接，并通过密封垫圈实现对四个气室的密封，并通过对应引气导管引出压力信息；
所述二次密封组件包括密封套管(10)和密封胶(11)，所述密封套管(10)与外壳(5)紧固连接；所述总压引气导管(4)、静压引气导管(6)、迎侧角引气导管组以及电加热器(3)的导线均穿过密封套管(10)，并在其内填充有密封胶(11)，以实现对静压气室的再次密封；
所述第一静压受感孔组(501)和第二静压受感孔组(502)分别包含4个直径为0.8～1.2mm的孔；
第一迎角压力受感孔组(505)、第二迎角压力受感孔组(506)、第一侧滑角压力受感孔组(507)和第二侧滑角压力受感孔组(508)的轴线均与所述锥段(513)的型面垂直；
所述第一迎角压力受感孔组(505)包含3个直径为0.8～1.2mm的孔，所述第二迎角压力受感孔组(506)包含2个直径为0.8～1.2mm的孔；所述第一侧滑角压力受感孔组(507)和第二侧滑角压力受感孔组(508)分别包含2个直径为0.8～1.2mm的孔；
所述堵头(2)上还安装有电加热器(3)，用于加热，防止表面结冰。
2.如权利要求1所述的一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，其特征在于：所述管鼻(1)的型面为抛物线型或椭圆型。
3.如权利要求1所述的一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管，其特征在于：所述总压受感孔(101)直径为3～5mm，所述漏水孔(103)直径为0.5～0.8mm。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112649621B (zh) * 2019-10-11 2024-05-14 上海峰飞航空科技有限公司 一体式加热空速管及包含其的无人机
CN111465129B (zh) * 2020-03-13 2022-04-12 西安爱生无人机技术有限公司 一种电加热空速管及其装配方法
CN112362226A (zh) * 2020-11-13 2021-02-12 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 一种自适应气流总静压测量系统
CN113419078B (zh) * 2021-06-17 2024-05-14 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种用于测量气动数据的风标式传感器
CN114113672B (zh) * 2022-01-21 2022-04-15 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种头罩密封式防水空速管
CN114705882B (zh) * 2022-04-02 2023-03-14 北京航空航天大学 空速管及空速管系统

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1982002944A1 (en) * 1981-02-23 1982-09-02 Inc Rosemount Pressure sensor for determining airspeed,altitude and angle of attack
CN1052550A (zh) * 1989-12-15 1991-06-26 罗斯蒙德公司 气动探测器的内部结构
CN203572690U (zh) * 2013-04-27 2014-04-30 北京自动化控制设备研究所 一种小型直管空速管的取气装置

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7137297B2 (en) * 2004-05-11 2006-11-21 Harco Laboratories, Inc. System and method for non-contact forming of parts to a fluid sensor assembly
CN102944375B (zh) * 2012-10-22 2015-05-20 北京航空航天大学 一种适用于微小型飞行器的复合气动数据传感器
US10227139B2 (en) * 2015-03-23 2019-03-12 Rosemount Aerospace Inc. Heated air data probes
US20170276790A1 (en) * 2016-03-22 2017-09-28 Honeywell International Inc. Hybrid air data systems using lidar and legacy air data sensors
CN106248139B (zh) * 2016-07-29 2023-08-11 成都凯天电子股份有限公司 大气数据测量探头
CN108362909A (zh) * 2018-01-12 2018-08-03 太原航空仪表有限公司 一种球形头部的多功能探头

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1982002944A1 (en) * 1981-02-23 1982-09-02 Inc Rosemount Pressure sensor for determining airspeed,altitude and angle of attack
CN1052550A (zh) * 1989-12-15 1991-06-26 罗斯蒙德公司 气动探测器的内部结构
CN203572690U (zh) * 2013-04-27 2014-04-30 北京自动化控制设备研究所 一种小型直管空速管的取气装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Performance Characteristics of Flush Angle-of-Attack Measurement System Integrated on a Pitot Tube;J. Masud;《Engineering Applications of Computational Fluid Mechanics》;20140919;第548-557页 *

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