CN1119662C - 机身全静压管 - Google Patents

机身全静压管 Download PDF

Info

Publication number
CN1119662C
CN1119662C CN97182045A CN97182045A CN1119662C CN 1119662 C CN1119662 C CN 1119662C CN 97182045 A CN97182045 A CN 97182045A CN 97182045 A CN97182045 A CN 97182045A CN 1119662 C CN1119662 C CN 1119662C
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerofoil profile
pillar
pst
profile
external form
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN97182045A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1249037A (zh
Inventor
Y·S·沃兹德夫
H·－G·科勒
M·A·戈洛夫金
V·A·戈洛夫金
A·A·尼科尔斯基
A·A·埃夫雷莫夫
V·I·古斯科夫
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Sunrise Aviation Accessories Co Ltd
Nord Micro Elektronik Feinmechanik AG
PROFESSOR N E ZHUKOVSKY CENTRAL AEROHYDRODYNAMIC INSTITUTE
Professor N E Zhukovsky Central Aerohydrodynamic Inst
Original Assignee
Sunrise Aviation Accessories Co Ltd
Nord Micro Elektronik Feinmechanik AG
PROFESSOR N E ZHUKOVSKY CENTRAL AEROHYDRODYNAMIC INSTITUTE
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Sunrise Aviation Accessories Co Ltd, Nord Micro Elektronik Feinmechanik AG, PROFESSOR N E ZHUKOVSKY CENTRAL AEROHYDRODYNAMIC INSTITUTE filed Critical Sunrise Aviation Accessories Co Ltd
Publication of CN1249037A publication Critical patent/CN1249037A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1119662C publication Critical patent/CN1119662C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Rigid Pipes And Flexible Pipes (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)
  • Pressure Vessels And Lids Thereof (AREA)
  • Measuring Volume Flow (AREA)

Abstract

本发明涉及一种机身全静压管，包括：用于确定全压力、静压力、和冲角的三组孔(2)、(3)和(6、7)，和用于安装抗冰系统的一个轴对称体(1)和支柱(5)。所说抗冰系统具有安排在轴对称体和支柱之间的气道(10)和电加热元件(8)。在支柱上安排用于确定冲角的孔，所构成的支柱的横截面为带有圆滑的头部或逐渐变细的头部的亚音速空气动力学翼型的形式，所说用于确定冲角的孔安排在翼型头部和它的最大厚度之间。

Description

机身全静压管
本发明涉及飞行器的飞行参数的确定，或者涉及处理液体或气体的流动的其它科学技术领域。
测量飞行参数是飞行器(FV)的航空力学和空气动力学的最重要任务之一。目前，为测飞行(流动)参数，采用的是全静压管(PST)，通常将它直接安装在飞机的机身上或者任何其它飞行器的主体上，这些PST实际测量的是靠近层流的局部流动参数。按规律，在飞行器上安装几个这样的PST，并且测量局部流动参数。再根据预定的校准值来确定真正的飞行参数。
安装在FV的主体或机身上的全静压管由WO 94/02858公开。公知的PST有一个安在一个支柱上的圆柱形管，该支柱有弯曲的前、后边缘，当管从支柱的底座靠近时它们彼此接近。可把支柱的前缘弄圆。全静压管在管的头部有一个孔，用于检测全压力，还有一个孔用于检测管的头部中心距离处的静压力。该管有一个加热器，用于防止形成冰。然而，该全静压管不能用于确定冲角，因为它没有用于检测可协助测量冲角的压力的孔。事实上，从上述专利可以分析出，该管也没打算用于这些目的。然而，若从侧面观察，支柱在靠近管时逐渐变细，并且还要保持安装气道和加热器所需的内部体积，这将导致支柱横截面的翼型的相对厚度的明显增加。在高亚音速的情况下(马赫数M＝0.8～0.9)，这还将导致局部压力冲击的较早出现、和这种全静压管的冲击滞后的明显增加。
公知的按US4615213的全静压管用于确定飞行(流动)参数-冲角、全压力P0、静压力PS，并且因此可确定马赫数M；它是一个细长的轴对称体，其头部为半球形，在轴对称体上有几组孔，用于测量压力，通过压力借助于校准确定飞行(流动)参数，同时，在半球头部上安排用于测量压力的孔，通过这些压力确定全压力和冲角；在轴对称体的侧面(柱面)上安排用于测量静压力的孔。为了能在飞行器的机身或主体上安装，PST有一个支柱，支柱的翼型为透镜形的横断面。该PST有下述缺点；
-复杂的设计；
-轴对称体的总尺寸增加；
-在亚音速飞行状态下空气动力阻力增加；
-用于抗冰系统加热器所需的功率增加；
-设计重量增加；
-借助于在球形头部上的中心孔测得的全压力相对于冲角的变化的灵敏度增加，这将导致全压力测量中的附加误差；全压力相对于冲角在FV的飞行范围内的这种依赖关系是不可接受的。
在US4378696中公开了最接近的现有技术解决方案，用于确定飞行(流动)参数；冲角、全压力P0、静压力Ps，并因此还有马赫数M，它是一个细长的轴对称体，具有锥形的或卵形的头部，这里安排有检测全压力的孔；并且，它合并成一个圆柱体，在其表面上安排有检测静压力的孔。后来，这个圆柱形表面又归并成一个锥形表面，在其表面上安排有用于检测随之建立冲角的压力，然后又再次归并成一个圆柱形表面。为了把管安装在FV的机身或主体上，该管有一个支柱，支柱的断面有透镜形翼型。这种PST有下述缺点：
-设计复杂；
-总尺寸增加；
-在亚音速飞行状态下空气动力阻力增加；
-用于加热抗冰系统所需的功率增加；
-设计重量增加；
-在锥形部分安排(并且打算用来确定α)的孔中测得的压力相对于冲角的灵敏度很低，这将导致在测量冲角的过程中的误差增加。这是由下述因素引起的：
1、如以上情况所述，所说的PST的轴对称体的中部尺寸增大。然而，在所说的例中引起中部加大有两种情况。第一种情况是，轴对称体的圆柱形部分归并成一个锥形部分，而在锥形部分上安排有检测用于确定冲角的压力的孔。为了使由这些冲角孔检测的压力灵敏度增加一点点，锥体的角度必须足够大，其结果是必须明显加大在所说的锥形部分之后的轴对称体的直径。
第二种情况基于以下的事实：虽然用于测量压力的各个孔组(用来测量全压力、静压力、和冲角)分散在指定的结构中，但它们全都位于同一个轴对称体内。而在这个轴对称体内还需要安排气道，所说气道是从所有的表示过的孔组，一个静压室、和用于抗冰系统的管形电加热器引出的。气道和TEH(管状电加热器)的直径不得小于某个最小值，这个最小值对于气道来说是由流体动力阻力的大小确定的，而对于TEH来说是由加热器的表面温度和热通量密度的限制值确定的。这个结果就是一种高的设计饱和，这就是说PST的轴对称体的设计是复杂的。
所说的情况导致中部面积的增加，因而导致设计重量、空气动力的阻力、和抗冰系统的功率的增加。
还应指出，从圆柱形部分向锥形部分的过渡，然后再向圆柱形部分的过渡，能导至在锥形部分之后的气流分离，并导致局部压力冲击的较早出现(在马赫数方面)。这又必然导致空气动力阻力的增加。然而，轴对称体直径的增加以及它的尾部和支柱结合的非最佳形式，还在位于支柱的透镜形空气动力学翼型的最大厚度线之后的、PST的轴对称体的缩小的尾部的接合部中，导致不利的空气动力学干扰(气流分离和压力振动的早期出现)。这也导致这种PST的空气动力阻力。
还要说明，PST的轴对称体上存在一个锥形部分，这在前部的圆柱形部分上实现了附加支撑，这里要安排用于测量静压力的孔。结果，静压力的精确确定(不引入校正)要求：检测静压力的孔必须离这个锥形部分足够远。这就需要增加轴对称体的长度，并且还要引起设计重量的某种额外的增加，并且要求电加热抗冰系统的附加功率。
2、从亚音速飞行状态的空气动力阻力的观点来看，支柱的透镜形翼型并非最佳。这将导致PST的支柱在亚音速飞行状态的空气动力学滞后的明显增加。然而，在极低的马赫数下，支柱的尖锐前缘与透镜形翼型的分离要引起空气动力阻力的增加，由于前缘是尖锐的，所以在局部冲角不为零时总要发生这种情况。由于从冲击阻力的观点来看透镜形翼型不是最佳的，所以在高亚音速下(M＝0.8～0.9)，这种PST的空气动力阻力也极大地增加了。虽然扫掠PST支柱的前、后缘可延缓冲击滞后的尖锐增加，但也可以导致所说冲击阻力的增加，使PST轴对称体相对于机身有相同的摆动，这就是说给出相同的支柱高度、总尺寸、设计重量和体积，并且因此还有相同的抗冰系统的所需功率。
3、安排在PST支柱内的用于防止在它的前缘形成冰、并因而可防止冰对在轴对称体上测量压力有影响的电加热器在使用中不是充分有效的，即它们加热的是其上没有安排用于测量压力的孔的支柱。这导致重量和所需电功率的明显增加。
4、从以下观点出发，透镜形翼型的支柱不是最佳的：
-冰层的预淀积；
-抗冰系统的设计。
这导致PST的实用支柱的抗冰系统的所需功率的显著增加，这是由经下的情况引起的。
众所周知(例如比较：Bragg G.M.，Gregorek G.M.，Lee J.D.的“在结冰条件下的机翼空气动力学“，J.Aircraft，Vol.23，No.1.，1986)，在大气中飞行期间飞行器上的冰层最开始是在气流减速的接合点区以及气流从前缘分离的区域(例如机翼)开始发生的。同时，还要说明，机翼的尖锐的前缘和圆滑的部分相比，通常会更加强烈地经受冰的形成，这是因为在冲角不为零的情况下在机翼上面总要形成有分离气流的空气流。PST支柱的这个区域就是接合它的前缘的区域。由于支柱的透镜形翼型有一个尖锐的前缘，所以即使在冲角很小的情况下，来自于这个前缘的带有分离气流的空气流也能形成，这可能导致一个强大的冰层。
由于抗冰系统的TEH十分庞大并占据相当大的体积，所以不可以把它们安排在支柱内部的紧靠支柱的透镜形翼型的尖锐边缘。结果，在这个支柱上的TEH被安排在支柱的翼型的最大厚度线的附近，而实际形成冰的关键区域(即靠近PST的支柱的前缘的区域)的加热则是来源于支柱结构上方的从最大厚度线到前缘的热传输。虽然现代的PST的支柱由导热极好的并且极其昂贵的材料(如镍合金)制成的，但达到估算值50％的极大的无效热损耗是这种设计中固有的。
因此，向电加热器提供能量的利用系数低就成为这种PST设计的特征。此外，由于它们是十分庞大的，所以这也导致设计重量的明显增加。
5、在PST的锥形部分测量的压力差对于冲角变化的灵敏度很差，这将使冲角的测量误差增加。锥体孔径的增加在某种程度上提高了灵敏度，但这却使PST的轴对称体的中部的直径增加，并伴之以设计重量、空气动力学滞后、和抗冰系统的所需功率的增加。有为高灵敏度而设计的主体。
适于用在PST的支柱上的最接近的现有技术的对称的空气动力学翼型是NACA-00XX系列翼型(其中XX是翼型的相对厚度，用百分数表示)；这些翼型的缺点是在高亚音速数M下冲击滞后迅速增长。这是由在翼型的最大厚度后边的区域中翼型的高度扩散器效应引起的，这将引起压力冲击的早期出现和冲击强度的增加。
本发明的目的是；
-     简化设计；
-     减小总尺寸；
-     减小PST的轴对称体的空气动力学滞后；
-     通过开发用于在马赫数工作范围M＝0～0.85中具有较高临界马赫数的PST支柱的对称的空气动力学翼型外形，减小PST支柱的空气动力学滞后，所说的翼型是和已知的对称空气动力学翼型进行比较的，特别是和透镜形翼型(由一个圆的一些弧组成)或相对厚度的同一值的NACA-OOXX系列翼型进行比较的；
-     减小加热抗冰系统的所需功率；
-     减小设计尺寸，
-     增加了在准备用于亚音速非机动飞行器的PST上确定冲角的精度。
借助于以下事实来实现这种技术效果：构成机身全静压管，所说全静压管包括用于确定全压力、静压力、和冲角的三组孔，用于安装具有气道和电热元件的抗冰系统的一个轴对称体和支柱，所说气道和电热元件安排在所说轴对称体和所说支柱之间，构成的全静压管应使确定冲角的孔安排在支柱上，它的断面做成具有变圆的头部或逐渐变细的头部的亚音速空气动力学翼型的形式，它的位置距翼型头部的最大厚度处有一定的距离。
为了较大幅度的减小机身传感器的空气动力学滞后，轴对称体的尾部可终止于并且平滑地接合于在它的最大相对厚度区中的支柱的空气动力学翼型；而为了减小高亚音速下的空气动力学滞后，轴对称体的尾部可有一个锥体和一个底切口，因此空气动力学翼型的后缘也可有一底切口。
为了补偿机身或支柱的支撑对被测静压力的影响，轴对称体在圆柱形部分上有一隆起，在隆起上安排测量静压力的孔。
可非对称地构成支柱的空气动力学翼型，以便额外地增加压力变化对冲角的灵敏度和扩大冲角范围的灵敏度。
为了更大幅度减小抗冰系统的所需功率，抗冰系统的电热元件可向支柱的前缘移动。
借助于以下事实可实现轴对称体的设计简化和它的直径的明显减小：用于测量测冲角用的压力的孔不是安排在轴对称体上，而是安排在PST的支柱上。由于设计重量正比于它的直线尺寸的立方，若轴对称体的长度相同，则它的重量的减小将被定为某个系数与PST原型机的轴对称体的直径的平方和建议的PST的直径的平方之差的乘积。由于在PST的冲角为零的条件下轴对称体的空气动力学滞后正比于它的中部面积，所以PST的空气动力学滞后的减小在和PST原型机具有相同形式的条件下也是正比于PST原型机的轴对称体的直径平方和建议的PST的直径的平方之差。然而，由于建议的PST的轴对称体的形状没有如在PST原型机那样的附加的台阶(有随后隆起的锥形台阶)，因此其上没有任何气流分离，在锥形台阶之后也不会出现任何压力冲击。因此，空气动力学滞后的减小甚致更大。由于加热轴对称体所需功率正比于轴对称体的回旋表面的面积，所以和PST原型机相比，在它们的表面的温度相同的条件下，加热建议的PST的功率的减小正比于PST原型机和建议的PST的直径之差。此外，加热系统所需功率的减小导致TEH的重量的减小。
可按以下方式构成PST的支柱：它的横断面具有亚音速空气动力学翼型的形式，带有一个长度为B的弦、以及通过上和下表面的外型的平滑线进行内部连接的一个弄圆的前缘和一个尖锐的或钝的后缘。翼型外型的下部相对于翼型的弦来说和上部对称。翼型的前缘有一个曲率半径Rc，其范围是Rc＝0.030×B～0.034×B，它在翼型的最大相对厚度C处，其范围为C＝0.146～0.156，它被安排在从前缘算起的沿它的弦的距离X＝0.3×B-0.6×B。翼型外型的上部的曲率半径沿着翼型的弦随着距离X的增加而平滑地增加，这种情况从圆滑的前缘一直延续到X＝(0.3～0.6)×B，外型的这一部分有一个实际上直线的形式，最大的R值为R＝5.5×B～15×B；这就是距离Yu平滑地增加到它的最大值Yumax＝0.074×B～0.078×B的情况，所说的距离Yu是从翼型的弦沿垂直于它的垂线向上到翼型外型的上部算起的。距离Yu接着沿朝向后缘的方向平滑地减小，曲率半径开始时向下平滑地减小，到X＝0.82×B～0.95×B处的R＝0.6×B～1.×B，随后它又平滑地增加到值X＝0.92×B～0.95×B，在这里外型的凸部平滑地接合到它的凹后部，进而，外型的凸部的曲率半径平滑地减小，在翼型的后缘到达值R＝0.05×B～0.5×B，在翼型外型的切线和翼型在它的后缘的弦之间的角对于X＝B来说是3～6度。作为所示的计算结果，外型的选择形式和曲率沿它的弦的分布使翼型的冲击滞后和PST原型机的翼型(透镜形的)相比并且和翼型原型机(NACA0015)相比都有明显减小。由于在生产飞行器时有可能在实际的设计中实现具有某种有限精度的翼型外型的理论坐标，而所说精度是通过翼型外型的实际坐标点距理论坐标点的累计偏差确定的，并且这个偏差在设计和制造的所有阶段都在积累，因此对应于本发明的翼型外型的坐标必须在由表1给出的值的间隔中内：
                 表1
 X/B         Yu/B             -Yl/B
0.0000    0.000            0.000
0.0333    0.0346-0.0376    0.0346-0.0376
0.0640    0.0477-0.0507    0.0477-0.0507
0.1044    0.0570-0.0600    0.0570-0.0600
0.2171    0.0690-0.0730    0.0690-0.0730
0.3242    0.0725-0.0765    0.0725-0.0765
0.4013    0.0739-0.0779    0.0739-0.0779
0.5204    0.0736-0.0776    0.0736-0.0776
0.5992    0.0721-0.0761    0.0721-0.0761
0.7105    0.0681-0.0721    0.0681-0.0721
0.8067    0.0602-0.0642    0.0602-0.0642
0.8603    0.0510-0.0550    0.0510-0.0550
0.9464    0.0248-0.0288    0.0248-0.0288
1.0000    0.0000-0.0160    0.0000-0.01600
实践中，附加的设计和空气动力学要求是经常发生的，这等于翼型的相对厚度的一些相当小的变化，并可将其表示为如下的事实；上表面Yu/B和下表面Yl/B的外型相对于它的弦的无量纲纵坐标不同于具有原来的相对厚度的基本翼型的对应的无量纲纵坐标，二者相差等于恒定的数值因子。
本发明可以把翼型转变为不同的相对厚度，其方法是用相等的恒定数字因子Ku(对于上表面)和Kl(对于下表面)去乘它的外型的纵坐标，翼型的前缘在其上和下表面的曲率半径的变化形式正比于该系数的平方，这些因子的数字值必须在范围0.8＜Ku＜1.07和0.8＜Kl＜1.07内。由于构成的PST的支柱的横截面具有亚音速空气动力学翼型的形式，并具有圆滑的头部，而不像PST原型机那样为透镜形的翼型，所以如通过计算所表示的那样，在马赫数M＝0.8～0.9的情况下，它的空气动力学滞后减小了2～2.5倍。
众所周知，在大气中飞行期间形成冰主要影响气流减速区，或形成气流分离的区域。由于在尖锐前缘上发生了有气流分离的空气流，所以尖锐的前缘和圆滑的前缘相比经常遭受更多的冰的形成。由于和即使在小冲角下也能形成具有来自前缘的气流分离的的空气流的透镜形翼型相比，在具有圆滑的头部的亚音速空气动力学翼型上在小冲角下没有任何气流分离，所以建议的PST的支柱和PST原型机的支柱相比，形成的冰层较小。然而，在PST原型机的支柱的情况下，因为它的横截面是透镜形的翼型形式，所以紧靠翼型头部安排抗冰系统的电加热器是很困难的，或者说实际上是不可能的，其原因是其中不存在为此所需的体积。因此，用于这种PST的电加热器不是安排在头部本身(这里最容易结冰)，而是安排在翼型中心的附近。结果，头部的加热源自沿支柱的热传输，这将引起大的能量损失(估计最大为50％)。而在建议的的PST中，可让亚音速空气动力学翼型的头部的半径足够大，允许电加热器直接安排在支柱的头部内，从而减小能量损失25-30％。
由于在具有圆滑的头部的亚音速空气动力学翼型上、特别是在按本发明的翼型上的临界马赫数(这时要发生压力冲击)比透镜形翼型的这个临界马赫数低得多，所以可使设计用来以M＝0.8～0.9的马赫数飞行的建议的PST的PST支柱的扫掠角比PST原型机的支柱的扫掠角小得多。估计表明，对于同样高度的支柱和翼型的弦，这使PST的长度减小，并使设计重量获益10～15％。
由于对于在具有圆滑的头部的亚音速空气动力学翼型上测量的压力冲角变化的灵敏度比在锥体上的这个灵敏度高得多，所以对于建议的的PST来说，其测量冲角的误差要比PST原型机的这个误差低得多。
所构造的支柱断面的空气动力学翼型的后缘带有一个底切口，用于额外减小马赫数M＝0.8～0.9时发生的冲击滞后，其中涉及和马赫数有关的压力冲击的产生、以及由于在翼型的最大厚度点之后的翼型的较小的扩散器效应而产生的压力冲击的向翼型的后部的移动。构造具有锥体和底切口的轴对称体的后部也允许以类似于空气动力学翼型的方式减小PST的冲击滞后。如果轴对称体的后部在支柱的翼型的最大厚度区开始逐渐变细，则在轴对称体的后部和支柱的接合部分要形成导致局部压力冲击早期发生的强扩散器效应，并使空气动力学滞后增加。在所构成的轴对称体的后部在翼型的最大相对厚度区终止于并平滑地接合于支柱的空气动力学翼型的情况下，对轴对称体和支柱的相互干扰有所改进，并使PST的空气动力学滞后有额外的明显减小，其原因是不存在附加的扩散器效应。由于所构成的支柱的空气动力学翼型可以是非对称的，因此可增加压力对冲角的灵敏度，并且因此可额外增加冲角的测量精度；然而，由于翼型是非对称的，所以可能展宽冲角的范围。为了补偿支柱在测量静压力时的减速效应，轴对称体在圆柱形部分上可有一个隆起，在所说隆起上安排用于测量静压力的孔。由于在这个隆起上气流是加速的，所以可以找到一个区，在这里的支柱的减速可由这一加速补偿，因而可从所示的孔中选出精确的静压力。由于电加热器移向支柱的前缘，所以和PST原型机相比，无效的热损耗有明显的减小，并且还减小了加热所需的能量。
从以下结合附图对特定实施例的描述中，将能完全理解本发明的结构、及其附加的目的和优点。
图1是表示建议的PST的变型之一的一个侧视图；
图2是沿图1的A-A线取的一个剖面图；
图3是按图1的PST的顶视平面图；
图4表示具有支柱的PST的实例，它包括具有一个底切口的准备用在马赫数M＝0.8～0.9的空气动力学翼型；
图5是，沿图4的线A-A取的一个剖面图；
图6和7表示具有一个轴对称体的建议的PST的变型，所说轴对称体在后部有一锥体和底切口；
图8表示具有一个轴对称体的一个替换实施例的侧视图，所说轴对称体的后部在其最大相对厚度区终止于并且平滑地接合于支柱的空气动力学翼型；
图9是沿图8的线A-A取的一个剖面图；
图10是沿图8的线B-B取的一个剖面图；
图11是沿图8的线C-取的一个剖面图；
图12表示具有支柱的非对称空气动力学翼型的建议的PST的一个变型的侧视图；
图13是沿图12的线A-A取的一个剖面图；
图14是按图12的PST的顶视平面图；
图15是按本发明的PST的另一个变型的顶视图，在圆柱形部分上的一个轴对称体有一隆起，在所说隆起上安排有用于测量静压力的孔；
图16是按图15的PST的顶视平面图；
图17是按本发明的PST的一个变型的侧视图，其中的抗冰系统的电加热器向支柱的前缘进行了移动；
图18是沿图17的线A-A取的一个剖面图；
图19是表示建议的PST和具有球形头部的PST的由孔2检测的全压力P2和真正的全压力Po之比随马赫数M＝0.8时的冲角变化的曲线图；
图20-23是一些曲线，表示透镜形的、不带底切口的亚音速空气动力学翼型的、和带底切口的亚音速空气动力学翼型的滞后系数Cd相对于不同的冲角值、马赫数M、和最大相对厚度C/B的依赖关系的实例，其中C是最大厚度，B是翼型的弦；
图24是一个PST的侧视图，表示位于前缘的支柱后掠角在该横截面的体积保持不变时是如何影响支柱的横截面的弦的大小的。这里引入以下的规定：ABCD是后掠角为x1、横截面的弦为b1的支柱的横向投影，其面积为S1；AB1C1D1是后掠角为x2(x2＞x1)、弦为b2＝b1的支柱的横向投影，其面积为SAB1C1D1＞SABCD；ABC1D2是后掠角为x2的支柱的横向投影，其面积为SABC1D2＝SABCD，但它的弦b3＜b1；V是气流流速，V和V‖分别是垂直于前缘和平行于前缘的速度分量；
图25是一曲线图，表示确定用于建议的PST(也用于PST原型机)的冲角的角度校准系数a＝(P6-P7)/(P2-P3)的依赖关系，其中用于确定冲角的孔设在轴对称体的锥形部分，Pi是在对应的i个孔中测得的压力；2、3代表分别安排在轴对称体的头部和圆柱形表面上安排的孔，二者都在建议的的PST上和PST原型机上；数字6、7分别代表建议的的PST中的支柱上的孔或PST原型机情况下的轴对称体的锥形部分上的孔；
图26是一曲线图，表示对称的和不对称的支柱的空气动力学翼型的依赖关系的比较结果；
图27和28表示用于本发明的基本部件，以及本发明的翼型和NACA-0015翼型的相反情况的比较结果；
图29表示按本发明设计的弦和翼型的曲率K(和曲率半径相反的一个量)沿翼型的弦的分布；
图30是一个曲线图，表示本发明的翼型和翼型原型机的冲击滞后系数Cdw的计算值的比较结果；
图31a-31g表示支柱的变型的示意剖面图。
机身全静压管(图1)包括一个轴对称体1，在它的头部安排一个用于确定全压力的孔2；在横向表面上安排用于检测静压力的孔3。在轴对称体1的内部定位抗冰系统的TEH 4。轴对称体安装在支柱上，它具有有圆滑的头部的亚音速空气动力学翼型的形式，在所说头部上从所说头部到其最大厚度的一定距离处安排用于确定冲角的孔6、7，而TEH 8安排在支柱内部。为了维持这些孔，在每一种情况下都要在翼型的上和下表面上安排几个孔。PST借助于安装盘9安装到机身上。借助于气道10和气咀11把来自孔2、3、6、7的压力从PST引出，并且经电连接器12借助于电加热器4、8完成轴对称体和PST的支柱的加热。
机身全静压管按以下所述方式操作。通过孔2、3、6、7检测的压力经气咀11传送到传感器模块，传感器模块把压力转换成电信号。这些电信号传送到信息处理模块，在这里按照校准关系来确定气流(飞行)参数Po、Ps、α。经电连接器件2向TEH4和8提供电能，以防止冰的形成，这可能会强烈地破坏这些测量，或者导致孔的堵塞和PST的失效。电的TEH 4和8加热轴对称体1和支柱5的外包壳和支柱的外包壳，并且还加热了气道10，按惯例它们都是由高导热材料(如镍)制成的。要对TEH的功率和提供的电能进行选择，以便阻止在轴对称体1和支柱5上以及在孔2、3、6、7中形成冰。
支柱5的空气动力学翼型有一个底切口13，以便进一步减小在马赫数M＝0.8～0.9时的空气动力学滞后(图5)。
轴对称体1的后部带有一个锥体和一个底切口14，以便进一步减小空气动力学滞后(图6、7)。
轴对称体的后部平滑地接合于并终止于空气动力学翼型C的最大相对厚度区(图8-11)，以便通过改善轴对称体1和支柱5之间的相互干扰额外减小空气动力学滞后。
可利用支柱的非对称空气动力学翼型，其目的是额外增加对冲角变化的灵敏度，因而可增加冲角确定的精度，还有一个目的是扩大冲角测量的范围(图12-14)。
这了补偿支柱对所测静压力的减速效应，轴对称体1可在其圆柱形部分上有一隆起15(图15、17)，在所说隆起上安排用于测量静压力的孔3。
为了进一步减小抗冰系统所需功率，电加热器8可向支柱5的前缘移动(图17、18)。
利用其翼型垂直于它的最大厚度处的横截面的轴的PST支柱是有利的，将其安排在距前缘的距离X＝0.3×B～0.6×B处，该翼型有尽可能隆起的前部和中部，并有翼型的允许相对厚度的一个指定范围内的最大临界马赫数，还有一个在最大为＝18～20％的限值内的一个足够大的工作冲角范围。按本发明的空气动力学翼型满足这些要求。
图27和28表示按本发明的空气动力学翼型，它有圆滑的前缘16和尖锐的或钝的后缘17，它们通过上和下表面18、19的外型的平滑线相互连接；所构成的它的前缘16都有一个相对于它的弦Rc/B的曲率半径，其范围为0.03～0.034。翼型的最大相对厚度约等于0.15，并被安排在距它的前缘0.3×B～0.6×B的一个距离处；在表1的所述范围内安排上和下表面Yu/B和Yl/B在距它的前缘的距离为X/B(相对于翼型的弦)处的外型的纵坐标(相对于翼型的弦并且垂直放置)。翼型的上和下表面的纵坐标的表1所示的范围大致对应于它的实际坐标偏离它们的理论坐标的允许设计/技术偏差。按本发明的翼型的平滑程度可保证它的外型的曲率是连续平滑变化的。在图29中给出了外型的曲率沿翼型的弦的分布(大小、反向曲率半径)，曲线20为外型的上部，曲线21为外型的下部。
应用到按本发明的PST的支柱上的所述翼型的设计优点是保证了头部和中部的充分完整性，这极大地方便了PST的气道和加热元件在翼型外型中的安排。
图29和30还表示对于建议的翼型22和原型机的翼型23的冲击滞后的大小的估算值，这表明建议的翼型的明显优点。
和相对厚度类似的公知翼型相比，本发明的翼型在PST的支柱上投入使用的情况下的基本空气动力学优点是临界马赫数的数值得以提高，这就有可能结合使用中等大小的PST支柱的后掠角、在飞行速度的操作范围内的亚临界值下进行操作(这是亚音速民航客机的特征)。按本发明的翼型的高空气动力学效率是通过外型的平滑性和基本几何参数(翼型外型的点距它的弦的所说距离、它的曲率半径、和外型切线的斜角)的合理组合实现的。确定按本发明的翼型外型的形式，以便在翼型的前部实现一定数值的气流稀薄作用，所说稀薄作用在马赫数M＝0.2～0.5的范围内、在最大翼型升力的情况下、并在冲角数值相同的条件下是较低的(和原型机NACA OOXX相比)，因此有较大范围的非分离翼型气流；在这种情况下，在跨音速的范围内实现了一种接近于一种“支架“分布的压力分布，所说分布具有不太强的的压力冲击(和所说原型机相比)，因此冲击滞后降低了1.5～3倍。
通过在亚音速非机动飞机上使用本发明可实现以下各点：
-     简化设计，
-     减小总尺寸，
-     减小空气动力学滞后，
-     减小PST的抗冰系统的所需功率，
-     减小重量，
-     提高冲角的测量精度。
让我们演示这一情况。
1、用于引出压力并在此基础上确定冲角的孔不是安排在PST的轴对称体上，而是安排在PST的支柱上(图1-3)，在PST的轴对称体上仍旧安排引出全压力和静压力的孔。设计饱和度是非常高的，因为气道和每一个所说孔组都分隔开，并且还必须在轴对称体和支柱的内部安排抗冰系统的电加热元件。作为测量冲角的孔从轴对称体转移到支柱的结果，减小了设计的饱和度，并且大大地简化了轴对称体的结构和带有支柱的整个建议的PST。
2、因为用于引出确定冲角的压力的孔从轴对称体转移到支柱，所以大大减小了轴对称体的直径(图1-3)。已完成的设计研究表明，和PST原型机相比，建议的PST的轴对称体的直径减小了约25％(具有相同的内部气道和电加热元件直径；只在轴对称体上缺少锥形部分)。
然而，由于在建议的的PST的轴对称体上缺少一个锥形部分，所以缺少一个附加的支撑，而在PST原型机上安排的用于测量静压力的区域中有此附加支撑。因此，若静压力的测量精度相同(在没有引入校正的条件下)，在建议的PST上的轴对称体一直到支柱的长度(图1-3)可以缩短到比PST原型机的这个长度短。估计表明，长度的这个减小约为20％。
促进总尺寸(PST的长度)减小的另一个因素是在亚音速空气动力学翼型的支柱上加一个圆滑的头部，其结果是大大减小了支柱的前缘的后掠角(图24)(详见项3)。因而，若支柱的高度相同并把PST调到相同的马赫数，则支柱的长度可减小5～7％，因此有可能把PST的总长度(轴对称体加上支柱)减小25～27％。
3、可用公式D＝Cd×q×S来代表轴对称体的空气动力学滞后，其中Cd是滞后系数，q是动态压力，S是特征面积。PST的轴对称体的特征计量可取为它的中部面积S＝πd2/4，其中d是中部的直径。因此，如果建议的PST的轴对称体在几何学方面类似于PST原型机的轴对称体(这就是说，如果保持相同的Cd值)，则由于直径d减小了25％(见以上的项2)，建议的PST的轴对称体的滞后在相同的动态压力下(这就是说相同的速度值V和相同的马赫数M)将减小约45％。然而，由于建议的PST的轴对称体的形状没有附加的台阶(具有随后直径隆起的锥形部分，像PST原型机情况那样)，所以不会出现任何气流分离，也不会发生在锥体之后的压力冲击。因此，如估算的那样，建议的PST的轴对称体的滞后系数的大小可减小约7～10％。结果，建议的PST的轴对称体X的滞后约为PST原型机的这个滞后的50％。
由于所构成的建议的的PST的支柱的垂直于前缘的横截面(图1-3)具有有圆滑的头部的亚音速空气动力学翼型的形式，特别是具有按本发明的空气动力学翼型的形式，而不是如在PST原型机中那样的透镜形翼型，所以如通过计算所表明的那样(图20)，这样的翼型对于马赫数M＝0.8～0.9的空气动力学翼型可减小2～2.5倍。可在前缘和后缘构成有后掠角的支柱，以延缓在马赫数方面的危机的发生(发生压力冲击)，从而减小了冲击滞后。然而，由于对于有圆滑的头部的特定亚音速空气动力学翼型来说，它的要发生压力冲击的临界马赫数比透镜形翼型的这个马赫数大得多，所以可使亚音速空气动力学翼型的支柱的后掠角比透镜形的翼型的支柱的后掠角小得多。计算表明，和PST原型机相比，对于马赫数M＝0.9，在建议的PST上，有可能支柱在前缘的后掠角减小7～10°。当压缩气流在支柱周围流动时，垂直于后缘的速度分量V上影响冲击滞后(图24)。因此，如果要保留气道和电加热抗冰系统的管道所需的支柱横截面的相同内部体积，并且保留主要强烈影响危机的开始的翼型C的相同相对厚度(冲击滞后的激烈增加)，则可减小支柱的横向表面的面积，这将使它的重量有明显改进。计算和设计研究表明，和PST原型机相比，对于建议的PST，支柱重量的这个减小约为20％。
若给定一个冲角，则和具有透镜形的翼型的支柱横截面的PST原型机相比，配有其横截面具有亚音速空气动力学翼型形式并带有圆滑的头部的支柱的建议的PST在滞后方面也有明显改进。因为如果冲角一定，在透镜形的翼型上就要实现从尖锐的前缘开始的具有气流分离的流动，所以这种翼型的滞后系数要比带有圆滑的头部的亚音速空气动力学翼型高得多，在这种亚音速空气动力学翼型中一直到相当大的冲角(α＝18°)都可实现无气流分离的流动，并且Cd要低得多(见图22，这里通过举例对于马赫数M＝0.1给出了这种翼型的Cd(α))。这里，在马赫数极低和极高的两种情况下都发生所述的滞后减小。
所构成的建议的PST上的支柱的亚音速空气动力学翼型具有一个底切口，以便就马赫数而论实现冲击滞后的尖锐升高的甚致更大的后移(图4，5)。由于在翼型上存在底切口，所以在最大相对厚度和翼型的后部之间的区域中出现较小的扩散器效应。再加上在底切口中滞后的升高不明显，这将使该翼型的临界马赫数有明显的增加，并且使在高马赫数下冲击滞后的尖锐增加得以推迟，并因而使大的马赫数M下的冲击滞后减小。借助于图9d中的实例给出在没有底切口和有底切口的情况下的空气动力学翼型的依赖关系Cd(M)。可以看出，在计算的马赫数M＝0.9的情况下，不管基压力略有一点增加(比如说对于M＝0时的Cd)，有底切口的空气动力学翼型的滞后系数要比没有底切口的空气动力学翼型的滞后系数低得多。按照和以上所述类似的方式，由于使用了有底切口的空气动力学翼型，建议的PST的支柱在后缘的后掠角比具有透镜形的翼型的PST原型机的的支柱的后掠角小3～5°，如通过完成的计算和设计研究所表示的，这又产生设计重量的10％的减小。
如通过完成的计算所表明的，通过构成具有一个锥体和底切口的轴对称体的后部(图6，7)就可获得在马赫数M＝0.8～0.9时的空气动力学滞后系数的一个附加的减小。就上述的带有底切口的空气动力学翼型而论，由于轴对称体的后部的扩散器效应减小了，所以在上述情况下还可获得一个有利的效果：轴对称体的滞后系数减小了10～15％。
轴对称体的后部终止于并且平滑地接合于在它的最大相对厚度区的支柱的空气动力学翼型(图8-11)，所以可保证在建议的PST上的空气动力学滞后的附加减小。由于可对PST的轴对称体的后部和支柱的潜在相互干扰进行安排组织，所以在这种情况下可可得到一个有利的结果。由于在这种情况下在轴对称体的逐渐变细的后部和支柱的后部的接合区中不存在任何附加的扩散器效应，因此可成功地避免气流分离的局部压力冲击的发生。如通过估算所表示的，其结果是可额外减小整个PST的滞后10～15％。
4、和PST原型机的轴对称体相比，还可大大减小建议的PST的轴对称体的加热抗冰系统的所需的功率。如果轴对称体有相同的热辐射和相同的表面温度，则所需的功率正比于它的横向表面的面积πdl，这就是说，线性地取决于PST的直径d和长度l。由于按照项2建议的PST的轴对称体的直径可减小25％，并且它的长度减小20％，所以和PST原型机的轴对称体相比，建议的PST的抗冰系统的所需功率的总减小约为40％。在减小建议的PST的轴对称体的抗冰系统的所需功率的同时，加热支柱所需功率也有明显减小。这与两种情况有关。第一种情况是，在建议的PST上，在PST的支柱的亚音速空气动力学翼型的圆滑的头部的周围没有任何分离的气流，正因为如此，建议的PST的支柱的前部和具有透镜形的翼型的PST原型机的支柱相比结冰较少。估算表明，出于这种原因，加热支柱所需的功率可减小15～20％。第二种情况和以下事实有关：在具有亚音速空气动力学翼型并有圆滑的头部的建议的PST的支柱上，其内部体积允许把电加热元件直接安排在空气动力学翼型的头部中，这里最容易结冰(图17、18)。结果，明显地减小了无效的热损失。已完成的计算和设计研究明，出于这一原因，加热支柱所需的功率进一步减小了约20-25％。然而，如在项3中所述，由于在建议的PST的支柱的前缘的后掠角的这一减小，使前支柱从它的底部向轴对称体提高的程度有一定的降低。因此减小了所需的加热的面积。其结果是使抗冰系统所需功率进一步下降了约5％。总之，和PST原型机相比，建议的PST的抗冰系统的所需功率下降了40-45％。
5、由于如项2和3所述轴对称体中部的尺寸的减小，并且由于作为使其有较小的后掠角的结果而使支柱的横向表面面积减小，实现了建议的PST的重量的减小。然而，减小电加热元件的所需功率(见图4)也导致电加热元件的大小和它们的质量的减小。如由已完成的计算和设计研究所表示的，由于上述情况，和原型机相比，建议的PST的设计重量减小了25～30％。
6、由于在其横截面为亚音速空气动力学翼型的形式的支柱上从翼型的头部一直到翼型的最大厚度的一个距离上安排引出用于确定冲角的孔，而不是在轴对称体的锥形部分上安排，所以可实现在建议的PST上的冲角测量精度的提高。从根据经验数据获得的如在图11中给出的角系数a(α)的依赖关系可以看出，在冲角范围α＝0-20％内的空气动力学翼型上的孔的导数α/α明显地高于(高8倍)设在PST原型机的轴对称体的锥形表面上的这个导数。可把确定冲角中的误差写成δα＝α/α×δp/q，其中q是动态压力，δp 是测量压降p7-p6的误差。因此，若在实际的压力传感器中的误差对于M＝0.2为p＝0.15毫米汞高，则在建议的的PST上测量冲角的误差在所述的冲角范围内为0.05°，而对于PST原型机的这个数字为0.4°。于是，对于建议的PST的确定冲角的精度提高了8倍。通过应用支柱的非对称的空气动力学翼型可实现冲角测量精度的额外提高(图26)。
图31a-31g表示的是PST支柱的变型的示意剖面图。可以看出，图31a-31c    是带有一个逐渐变细的头部的多边形的支柱翼型，它最好应用到超音速气流。图31d表示带有一个逐渐变细的头部但外型弯曲的支柱。
图31e-31g是表示带有圆滑的头部的支柱的剖面图。图31f表示NACA 0015翼型。图31g是按图5优化的支柱剖面图。
因此，这里给出的计算和实验研究以及设计研究的结果清楚地表明和上述所有的建议的PST的参数以及性质有关的不同于PST原型机的优点。
由于按常规在一架飞机上总有几个这样的PST，这导致重量和空气动力学滞后的明显减小，并节约了所需的电功率，同时还提高了冲角的测量精度，所有这些都使建议的机身全静压管的竞争力明显提高。

Claims (9)

1、一种具有一个轴对称体(1)和支柱(5)的机身全静压管，包括：一抗冰系统，用于确定全压力、静压力、和冲角的三组孔(2；3；6、7)，所述孔(2；3)布置在该轴对称体(1)上，用于确定全压力和静压力，所述的支柱(5)的横截面作成具有圆滑的或逐渐变细的头部(16)的亚音速空气动力学翼型的形式，其特征在于：所说的具有气道(10)和电加热元件(4、8)的抗冰系统是这样安排在支柱内侧的，使得电加热元件(8)移向支柱(5)的前缘(16)，该用于确定冲角的孔(6、7)被安排在支柱(5)的前缘(16)和它的空气动力学翼型最大厚度之间的支柱(5)的某一位置。
2、如权利要求1的机身全静压管，其特征在于：支柱(5)有一带底切口(13)的后缘(17)。
3、如权利要求1的机身全静压管，其特征在于：轴对称体(1)的后部有一锥体和一底切口(14)。
4、如权利要求3的机身全静压管，其特征在于：轴对称体(1)的后部终止于并且平滑地接合于支柱(5)的空气动力学翼型的相对的最大厚度区。
5、如权利要求1的机身全静压管，其特征在于：支柱(5)的空气动力学翼型是非对称的。
6、如权利要求1的机身全静压管，其特征在于：轴对称体(1)有一圆柱形部分，该圆柱形部分上有一隆起(15)，在隆起(15)上布置有用于测量静压力的孔(3)
7、如权利要求1的机身全静压管，其特征在于：所说的支柱(5)的空气动力学翼型具有长度为B的一个弦、一个圆滑的前缘(16)、一个尖锐的或钝的后缘(17)，前缘和后缘安排在翼型的弦的端部并且通过翼型外型的上部和下部(18、19)的平滑的线相互连接，其中，翼型的前缘(16)在该外型的上和下部(18、19)的那些点上的曲率半径Rc在范围Rc＝0.03×B～0.034×B之内；翼型的最大相对厚度C在范围C＝0.146～0.156之内，并且安排在距离X＝0.3×B～0.6×B处，所说的距离是从翼型的前缘(16)沿它的弦计量的；外型的上部(18)的点相对于翼型的弦的长度的纵坐标Yu/B，和外型的下部(19)的点的这个纵坐标Yl/b都被安排在下述表中规定的范围内，所说的纵坐标都安排在相对距离X/B，并且是从翼型的前缘(16)沿它的弦计量的：
  X/B     Yu/B            -Yl/B
0.0000    0.000            0.000
0.0333    0.0346-0.0376    0.0346-0.0376
0.0640    0.0477-0.0507    0.0477-0.0507
0.1044    0.0570-0.0600    0.0570-0.0600
0.2171    0.0690-0.0730    0.0690-0.0730
0.3242    0.0725-0.0765    0.0725-0.0765
0.4013    0.0739-0.0779    0.0739-0.0779
0.5204    0.0736-0.0776    0.0736-0.0776
0.5992    0.0721-0.0761    0.0721-0.0761
0.7105    0.0681-0.0721    0.0681-0.0721
0.8067    0.0602-0.0642    0.0602-0.0642
0.8603    0.0510-0.0550    0.0510-0.0550
0.9464    0.0248-0.0288    0.0248-0.0288
1.0000    0.0000-0.0160    0.0000-0.01600
8、如权利要求7所述的机身全静压管，其特征在于：支柱(5)空气的动力学翼型是借助于曲率平滑变化的外型形成的，其中翼型外型的上和下部(18、19)的曲率半径随距离X的增加沿翼型的弦平滑地增加，距离X从圆滑的前缘(16)一直到X＝0.3×B～0.6×B，外型的这个部分有实际上直线的形式，其R值一直到R＝5.5×B～15.×B，这就是距离Yu平滑地增加到它的最大值Yumax＝0.074×B～0.078×B的情况，所说距离Yu是从翼型的弦沿它的垂线向上到翼型外型的上部(18)，所说距离Yu接下去沿朝向后缘(17)的方向平滑地减小，曲率半径首先平滑地减小到值R＝0.6×B～1.×B，即对于X＝0.82×B～0.9×B之情况，然后又平滑地增加到X＝0.92×B～0.95×B时的值，在这里外型的凸部平滑地接合到它的凹部，接下去外型凹部的曲率半径平滑地减小，在外型的后缘(17)达到值R＝0.05×B～0.5×B，在翼型外型的切线和在其后缘(17)的翼型的弦之间的角度对于X＝B来说是3°～6°，外型的下部(19)相对于翼型的弦和其上部对称。
9、如权利要求8所说的机身全静压管，其特征在于：上和下表面(18、19)的外型相对于它的弦的无量纲纵坐标Yu/B和Yl/B不同于对应的所述翼型的无量纲纵坐标，对于上表面(18)二者相差恒定的相等数值的因子Ku，而对于下表面(19)二者相差恒定的相等数值的因子Kl，并且这个翼型的前缘(16)的上和下表面(18、19)的Ru/B和R1/B相对于翼型的弦的无量纲曲率半径不同于所述的翼型的上和下表面(18、19)的前缘(16)的对应的无量纲的曲率半径，二者相差刚好是这些数值恒定的因子的平方，这些因子的数值在以下范围内：0.8＜Ku＜1.07和0.8＜K1＜1.07。
CN97182045A 1997-01-28 1997-09-19 机身全静压管 Expired - Fee Related CN1119662C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RUN97101306 1997-01-28
RU97101306/28A RU2157980C2 (ru) 1997-01-28 1997-01-28 Фюзеляжный приемник воздушного давления со стойкой

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1249037A CN1249037A (zh) 2000-03-29
CN1119662C true CN1119662C (zh) 2003-08-27

Family

ID=20189417

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN97182045A Expired - Fee Related CN1119662C (zh) 1997-01-28 1997-09-19 机身全静压管

Country Status (16)

Country Link
US (2) US6588285B1 (zh)
EP (1) EP0963556B1 (zh)
JP (1) JP3444425B2 (zh)
KR (1) KR20000070569A (zh)
CN (1) CN1119662C (zh)
BR (1) BR9714329A (zh)
CA (1) CA2279246C (zh)
DE (1) DE69718824T2 (zh)
ES (1) ES2191824T3 (zh)
GE (1) GEP20022731B (zh)
ID (1) ID29307A (zh)
IL (1) IL131078A (zh)
PL (1) PL184491B1 (zh)
RU (1) RU2157980C2 (zh)
UA (1) UA34521C2 (zh)
WO (1) WO1998033071A2 (zh)

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7127335B2 (en) * 2003-03-25 2006-10-24 Rosemount Aerospace Inc. Low airspeed assist algorithm for air data computer applications
US6992768B2 (en) * 2003-05-22 2006-01-31 Schlumberger Technology Corporation Optical fluid analysis signal refinement
US8055833B2 (en) 2006-10-05 2011-11-08 Google Inc. System and method for increasing capacity, performance, and flexibility of flash storage
JP2008002693A (ja) * 2006-06-20 2008-01-10 Japan Aerospace Exploration Agency スパイク飛しょう体の空力特性制御方法およびスパイク飛しょう体
US7938368B2 (en) 2008-04-07 2011-05-10 United Technologies Corporation Nosecone ice protection system for a gas turbine engine
US8240331B2 (en) * 2008-10-16 2012-08-14 Honeywell International Inc. Negative pressure relief valve assembly
GB0903404D0 (en) * 2009-03-02 2009-04-08 Rolls Royce Plc Surface profile evaluation
US20110061470A1 (en) * 2009-09-15 2011-03-17 Willard Jr Harold James Pitot tube design for incompressible fluids with viscosity and turbulence
US20110100137A1 (en) * 2009-10-30 2011-05-05 Willard Jr Harold James Pitot tube design for subsonic and supersonic flow with viscosity and turbulence
DE202010007801U1 (de) * 2010-06-10 2010-09-02 Woelke Industrieelektronik Gmbh Einrichtung zur Messung der Geschwindigkeit eines Fluids
US8813577B1 (en) * 2011-11-22 2014-08-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Self-contained compressed-flow generation device for use in making differential measurements
US8517604B2 (en) * 2011-12-21 2013-08-27 Unison Industries, Llc Apparatus for determining an air temperature
EP2728364B1 (en) * 2012-10-31 2019-04-17 Rosemount Aerospace Inc. Ice resistant pitot tube
US9739287B2 (en) 2013-01-22 2017-08-22 Regal Beloit America, Inc. Fan and motor assembly and method of assembling
FR3002801B1 (fr) * 2013-03-01 2015-03-20 Thales Sa Sonde de mesure de pression totale d'un ecoulement et procede de mise en oeuvre de la sonde
US10585109B2 (en) 2014-06-02 2020-03-10 University Of Kansas Systems, methods, and devices for fluid data sensing
US9541429B2 (en) 2014-06-02 2017-01-10 University Of Kansas Systems, methods, and devices for fluid data sensing
FR3024238B1 (fr) * 2014-07-23 2016-12-09 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'estimation du nombre de mach d'un aeronef.
US10281303B2 (en) * 2015-03-23 2019-05-07 Rosemount Aerospace, Inc. Air data probe with improved performance at angle of attack operation
US20170088197A1 (en) * 2015-09-25 2017-03-30 GM Global Technology Operations LLC Method of using pressure sensors to diagnose active aerodynamic system and verify aerodynamic force estimation for a vehicle
KR101799161B1 (ko) 2015-12-09 2017-11-17 한국항공우주연구원 내부 경사면을 구비한 피토튜브
US10160548B2 (en) * 2016-01-04 2018-12-25 The Boeing Company Apparatuses and methods for anti-icing of speed measurement probes
US10444367B2 (en) * 2016-02-26 2019-10-15 Honeywell International Inc. Enhanced LiDAR air data using supplementary sensor outputs
US9869570B1 (en) * 2016-08-02 2018-01-16 Northrop Grumman Systems Corporation Directional dynamic absolute pressure sensor shroud and arrangement
US10725065B2 (en) 2016-11-14 2020-07-28 Rosemount Aerospace Inc. Angle of attack sensor with rotatable airfoil
EP3450989A4 (en) 2017-01-30 2019-12-25 National Aviation Academy AEROMETRIC METHOD AND DEVICE (SYSTEM) FOR MEASURING THE SPATIAL POSITION, YEAR AND SIDE SPEED OF AN AIRCRAFT
US11221346B2 (en) * 2017-03-13 2022-01-11 Honeywell International Inc. Ice prevention dam for, and method for forming, a pitot tube
CN107255733B (zh) * 2017-05-10 2020-01-03 东南大学 一种风向测试仪及测试方法
CN108357683B (zh) * 2017-12-29 2021-03-23 西北工业大学 一种基于空速管的小型无人机结冰探测方法
RU183334U1 (ru) * 2018-04-27 2018-09-18 Акционерное общество "Аэроприбор - Восход" Многофункциональный измеритель воздушных данных
CN109738009A (zh) * 2018-12-07 2019-05-10 武汉航空仪表有限责任公司 一种风标型多功能探头
CA3067550A1 (en) 2019-01-17 2020-07-17 Goodrich Corporation Pitot tube
CN110470859B (zh) * 2019-09-24 2021-04-20 西北工业大学 一种用于空气系统内气流方向速度测量的方法
RU197608U1 (ru) * 2019-12-20 2020-05-18 Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" Приемник воздушных давлений с обогревом
US11685534B2 (en) * 2020-08-10 2023-06-27 Lockheed Martin Corporation System and method for determining the real-time effect of ice accumulation on aircraft surfaces on angle of attack during flight
RU208583U1 (ru) * 2021-05-25 2021-12-24 Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" Многофункциональный приемник воздушных давлений
DE202023001045U1 (de) 2023-05-08 2023-07-21 Dr. Franke + Dr. Hitzler Entwicklungen Ug (Haftungsbeschränkt) & Co. Kg Sonde für ein Luftfahrzeug, Luft-Datensystem mit einer Sonde und Luftfahrzeug mit einer Sonde

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB857427A (en) 1958-04-03 1960-12-29 Avimo Ltd Improvements in and relating to pitot tube devices
FR1485502A (fr) * 1960-03-30 1967-06-23 Sonde de pression pour aérodynes
US3329016A (en) 1965-10-22 1967-07-04 Joseph L Leavens Helicopter airspeed measuring system
FR2416164A1 (fr) * 1978-02-02 1979-08-31 Aerospatiale Profil aerodynamique a hautes performances pour voilure d'aeronef
GB2016397B (en) 1978-02-02 1982-03-24 Aerospatiale Aerofoil
US4718273A (en) * 1985-12-31 1988-01-12 The Garrett Corporation Combination alpha, static and total pressure probe
JPH0789122B2 (ja) 1986-04-24 1995-09-27 ゾメル、ローランド 空間内の自由な流れの流速を測定する装置と方法
US5024396A (en) 1988-07-19 1991-06-18 Principia Recherche Developpement Sa Air or submarine engine with improved contour
JP3023170B2 (ja) 1989-03-08 2000-03-21 ローズマウント インコーポレイテッド 空気データセンサーの水分離装置
US5337602A (en) 1992-08-24 1994-08-16 Gibson Michael E Pitot static tube having accessible heating element
US5466067A (en) * 1993-09-17 1995-11-14 The B. F. Goodrich Company Multifunctional air data sensing probes
NO944346D0 (no) * 1994-07-04 1994-11-15 Hyun Dai Heavy Ind Co Ltd Propell
US5601254A (en) * 1994-10-28 1997-02-11 Rosemount Aerospace Inc. Single sided backbone strut for air data sensor

Also Published As

Publication number Publication date
IL131078A (en) 2002-11-10
CN1249037A (zh) 2000-03-29
DE69718824T2 (de) 2003-11-13
EP0963556B1 (en) 2003-01-29
WO1998033071A3 (en) 1998-10-08
PL184491B1 (pl) 2002-11-29
US6588285B1 (en) 2003-07-08
WO1998033071A2 (en) 1998-07-30
DE69718824D1 (de) 2003-03-06
ES2191824T3 (es) 2003-09-16
KR20000070569A (ko) 2000-11-25
BR9714329A (pt) 2000-03-21
PL334848A1 (en) 2000-03-27
US6901814B2 (en) 2005-06-07
EP0963556A2 (en) 1999-12-15
CA2279246A1 (en) 1998-07-30
UA34521C2 (uk) 2001-03-15
ID29307A (id) 2001-08-16
US20040007080A1 (en) 2004-01-15
IL131078A0 (en) 2001-01-28
RU2157980C2 (ru) 2000-10-20
JP2001508870A (ja) 2001-07-03
JP3444425B2 (ja) 2003-09-08
CA2279246C (en) 2003-07-22
GEP20022731B (en) 2002-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1119662C (zh) 机身全静压管
CN1122848C (zh) 皮托静压管
US11319923B2 (en) Vortex generator for wind turbine blade, wind turbine blade, wind turbine power generating apparatus, and method of mounting vortex generator
CN106604867A (zh) 分裂融合式小翼
WO1998033071A9 (en) Fuselage pitot-static tube
CN108583847A (zh) 一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型
CN105059531A (zh) 一种后掠角可控的曲线头部密切锥乘波体
CN108502204A (zh) 高超声速组合楔乘波体设计方法
Leidy et al. Measurements and computations of natural transition on the NASA juncture-flow model with a symmetric wing
CN110683048B (zh) 一种无人直升机复合材料桨叶及桨尖配重方法
CN110816871A (zh) 一种新的基于锥导法的两级乘波体设计方法
Broeren et al. Experimental Aerodynamic Simulation of Glaze Ice Accretion on a Swept Wing
CN109677630A (zh) 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法
Anastasiia Design of an airfoil by mathematical modelling using DatabASE
Gibertini et al. Wind-tunnel tests of a heavy-class helicopter optimised for drag reduction
CN208254766U (zh) 一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的v型尾支撑装置
Leavitt Effect of empennage location on twin-engine afterbody-nozzle aerodynamic characteristics at Mach Numbers from 0.6 to 1.2
Bardera et al. Rapid prototyping by additive manufacturing of a bioinspired micro-RPA morphing model for a wind tunnel test campaign
He Progress in waverider inlet integration study
Grife et al. Download reduction on a three dimensional V-22 model using active flow control
CN118190336A (zh) 一种用于高速风洞通气模型内阻测量试验的整流装置
Quinto et al. Dynamic Pressure Equations Used at the 14-by 22-Foot Subsonic Tunnel
Whitcomb An investigation of the downwash behind a high-aspect-ratio wing with various amounts of sweep in the Langley 8-foot high-speed tunnel
CN116029044A (zh) 一种细长体结构气动阻尼模型设计方法
Nucci The external-shock drag of supersonic inlets having subsonic entrance flow

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20030827

Termination date: 20150919

EXPY Termination of patent right or utility model