CN112697380B - 一种标准空速管位置误差的标校结构 - Google Patents

一种标准空速管位置误差的标校结构 Download PDF

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Abstract

本申请属于飞行参数测量技术领域，特别涉及一种标准空速管位置误差的标校结构。包括：缩比模型、安装支架以及标准空速管。缩比模型为真实飞机结构的缩比模型；安装支架的一端与缩比模型固定连接；标准空速管安装在安装支架的另一端，标准空速管上安装有迎角传感器以及侧滑角传感器，其中，迎角传感器的迎角风标以展向为轴转动，在测量迎角时，迎角传感器的风标面心与缩比模型对应的风标面心位置相同；侧滑角传感器的侧滑角风标以法向为轴转动，在测量侧滑角时，侧滑角传感器的风标面心与缩比模型对应的风标面心位置相同。本申请能够在比例不协调的空速管以及飞机模型组合的情况下，实现对迎角以及侧滑角风标进行标定。

Description

一种标准空速管位置误差的标校结构
技术领域
本申请属于飞行参数测量技术领域，特别涉及一种标准空速管位置误差的标校结构。
背景技术
标准空速管为飞行控制系统提供总压、静压、迎角和侧滑角等大气关键参数，准确测量大气数据对于大气层内飞行的现代化飞行器的飞行控制、导航和事后分析都是十分重要的。标准空速管一般安装在飞机机头，但由于受飞机外形绕流的干扰，迎、侧角传感器测得的相关参数和无穷远来流条件存在差异，且此差异与空速管的长短、位置有关，称为位置误差，需要进行修正，采用风洞试验对其位置误差进行测定是目前较为可靠的地面试验方法。
风洞试验严格按照几何相似性开展试验测量，而一般的飞机尺寸与空速管尺寸相差太大。在现有成熟制造技术基础上，受电位计和风标尺寸缩比限制，国内空速管生产厂加工标准空速管带风标时，很难保证飞机模型与空速管模型完全相似，尤其是高速风洞尺寸较小，更难以实现几何相似。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种标准空速管位置误差的标校结构，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种标准空速管位置误差的标校结构，包括：
缩比模型，所述缩比模型为真实飞机结构的缩比模型；
安装支架，所述安装支架的一端与所述缩比模型固定连接；
标准空速管，所述标准空速管安装在所述安装支架的另一端，所述标准空速管上安装有迎角传感器以及侧滑角传感器，其中，
所述迎角传感器的迎角风标以展向为轴转动，在测量迎角时，所述迎角传感器的风标面心与所述缩比模型对应的风标面心位置相同；
所述侧滑角传感器的侧滑角风标以法向为轴转动，在测量侧滑角时，所述侧滑角传感器的风标面心与所述缩比模型对应的风标面心位置相同。
可选地，所述缩比模型为比例1：2的飞机机头缩比模型。
可选地，所述标准空速管上沿周向均匀布置有8个测压孔，在测量压力时，所述标准空速管的测压孔与所述缩比模型对应的测压孔位置相同。
可选地，所述安装支架呈异形杆状，所述安装支架通过焊接与所述缩比模型固定连接。
可选地，所述标准空速管通过焊接与所述安装支架连接。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的标准空速管位置误差的标校结构，能够在比例不协调的空速管以及飞机模型组合的情况下，实现对迎角以及侧滑角风标进行标定。
附图说明
图1是现有技术中的整体缩比模型示意图；
图2是本申请一个实施方式的标准空速管位置误差的标校结构示意图；
图3是本申请一个实施方式的标准空速管位置误差的标校结构与整体缩比模型对比示意图。
其中：
1-缩比模型；2-安装支架；3-标准空速管。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种标准空速管位置误差的标校结构，包括：缩比模型1、安装支架2以及标准空速管3。
具体的，如图2所示，缩比模型1为真实飞机结构的缩比模型；安装支架2的一端与缩比模型1固定连接；标准空速管3安装在安装支架2的另一端，标准空速管3上安装有迎角传感器以及侧滑角传感器，其中，迎角传感器的迎角风标以展向为轴转动，在测量迎角时，迎角传感器的风标面心与缩比模型1对应的风标面心位置相同；侧滑角传感器的侧滑角风标以法向为轴转动，在测量侧滑角时，侧滑角传感器的风标面心与缩比模型1对应的风标面心位置相同。
在本申请的一个实施方式中，在开展风洞标校试验时，根据高、低速风洞飞机模型设计准则以及风洞要求确定，设计的缩比模型1为比例1：2的飞机机头缩比模型，飞机机头位置安装标准空速管3。现有技术中，空速管同样需要采用比例为1：2的空速管缩比模型，如图1所示，而本申请中仅需通过安装支架2将标准空速管3安装在飞机机头缩比模型的机头位置。本实施例中，安装支架2呈异形杆状，安装支架2通过焊接与缩比模型1固定连接，标准空速管3通过焊接与安装支架2连接。在开展迎角、侧滑角位置误差标定时，通过调整安装位置，保证风标传感器的风标面心位置与常规的整体缩比模型对应的风标面心位置相同即可。另外，由于标准空速管3与缩比模型1的比例不协调，因此在标定时需要分步对迎迎角以及侧滑角风标进行标定。
有利的是，本实施例中，标准空速管3上沿周向均匀布置有8个测压孔，在测量压力时，通过调整安装位置，保证标准空速管3的测压孔与缩比模型1对应的测压孔位置相同。
通过CFD仿真计算证明了风标位置对标准空速管3的测量结果影响较大，而标准空速管3以及风标的大小对标准空速管3的测量结果影响较小。因此，本申请中将标准空速管3通过安装支架2设置在缩比模型1上，标准空速管3上安装迎角传感器和侧滑角传感器，在测量时，保证标准空速管3带风标的迎侧角传感器的风标面心位置与缩比模型1对应的风标面心位置相同，带风标的侧滑角传感器的风标面心与缩比模型1对应的风标面心位置相同，就可以满足测量要求。
本申请的标准空速管位置误差的标校结构，能够在比例不协调的空速管以及飞机模型组合的情况下，实现对迎角以及侧滑角风标进行标定，迎角以及侧滑角标校结果与常规整体缩比模型结果差异很小，具有较高的可信度。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种标准空速管位置误差的标校结构，其特征在于，包括：
缩比模型(1)，所述缩比模型(1)为真实飞机结构的缩比模型，所述缩比模型(1)为比例1：2的飞机机头缩比模型；
安装支架(2)，所述安装支架(2)的一端与所述缩比模型(1)固定连接；所述安装支架(2)呈异形杆状，所述安装支架(2)通过焊接与所述缩比模型(1)固定连接；
标准空速管(3)，所述标准空速管(3)安装在所述安装支架(2)的另一端，所述标准空速管(3)上安装有迎角传感器以及侧滑角传感器，其中，
所述迎角传感器的迎角风标以展向为轴转动，在测量迎角时，所述迎角传感器的风标面心与所述缩比模型(1)对应的风标面心位置相同；
所述侧滑角传感器的侧滑角风标以法向为轴转动，在测量侧滑角时，所述侧滑角传感器的风标面心与所述缩比模型(1)对应的风标面心位置相同。
2.根据权利要求1所述的标准空速管位置误差的标校结构，其特征在于，所述标准空速管(3)上沿周向均匀布置有8个测压孔，在测量压力时，所述标准空速管(3)的测压孔与所述缩比模型(1)对应的测压孔位置相同。
3.根据权利要求1所述的标准空速管位置误差的标校结构，其特征在于，所述标准空速管(3)通过焊接与所述安装支架(2)连接。
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