CN113674596A - 一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，属于教学演示实验领域。本发明包括内圆管、外套管、固定螺栓、压力传感器。本发明通过压差监测系统能够直观地展示所测气流总压与静压的压差，通过压力传感器能够精确的显示压力差值；根据所述压力差值，基于伯努利原理实现空速管的测速，进而实现基于伯努利原理的空速管测速原理教学演示，将理论与实践相结合，提升教学效果。此外，本发明还包括气源温度传感器和导热装置，通过温度传感器和导热装置简化控制电路，克服传统空速管的结构复杂且易结冰堵塞的问题。本发明还具有结构简单、测量方便、成本低，实验操作简便易行，携行性好等优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，属于教学演示实验领域。
背景技术
空速管也叫皮托管，是一种安装在飞行设备上的零部件，空速管可以测得气流的总压(也称动压)和静压，并将测得的压力数据传送给大气数据计算机、飞行仪表等装置，利用空速管测量的压力数据可以进一步计算出飞行设备的速度、爬升率和高度等相关飞行参数。空速管测量的气流参数准确与否，事关飞行安全，国内外诸多军事及民航飞机失事造成的重大事故，很多都是由于飞行仪表出现问题所致，而飞行仪表参数的基础是流动参数的准确无误，地勤人员对飞机进行维护保养时，要将空速管上的压力孔用胶带缠绕包裹，待维保结束后，再将胶带取下，目的就是为了保证空速管压力孔不被堵塞，防止有关仪表失灵造成飞行事故，飞行员尤其是战机飞行员在起飞前也会仔细检查，目的即在于此。空速管的形式和布置受到飞机整体设计中众多因素的影响，包括飞机的气动布局、机载雷达布置、隐身性能、结构强度等。因此，传统的空速管内部结构和轮廓较复杂，在课堂教学中无法直接将飞机上的空速管搬入教室，而单独的实验教学或参观，无论是时间上还是效果上都很难保证，不利于课堂上学生对空速管原理的学习与应用。而模拟演示作为一种增强学生直观感性认识的教学手段，可以针对实际的空速管在伯努利原理方面的应用，将简化后的空速管演示装置带入到课堂之中，使学生对空速管的工作原理以及内部构造都会有一个较为直观的认识，克服了传统的课堂授课中只通过图片进行教学导致学生难以理解的问题。
鉴于此，如何设计一种现实可行，简洁方便易用，演示效果及方法良好的空速管教学演示装置具有重要意义。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，通过压差监测系统能够直观地展示所测气流总压与静压的压差，通过压力传感器能够精确的显示压力差值；根据所述压力差值，基于伯努利原理实现空速管的测速，进而实现基于伯努利原理的空速管测速原理教学演示，将理论与实践相结合，提升教学效果。此外，本发明还能够克服传统空速管的结构复杂且易结冰堵塞的问题。本发明还具有结构简单、测量方便、成本低，实验操作简便易行，携行性好等优点。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
空速管本体具有位于内圆管的监测总压PA的气体流通通道和位于外套管的监测静压PB的气体流通通道构成的压差监测系统，从而利用伯努利原理通过压差值PC来得到飞机的航速。
本发明公开的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，包括内圆管、外套管、固定螺栓、压力传感器和气源。
所述气源用于产生冲进空速管的气流，进而模拟飞机不同航速、航高下的来流。
所述内圆管是将实际空速管的中心管和内部保护层简化为内圆管并用来监测总压的气体流通通道，内圆管左侧设有一个直径为D1的圆形渐缩气流入口，内圆管右侧尽头为用于监测滞止压力的封闭空间，所以此处的滞止压力为流动总压强，即通过连接压力传感器实现监测总压值PA。
所述外套管是将实际空速管的锥状壳体和柱状壳体以及底座简化为整个外套管并用来监测静压的气体流通通道，嵌套于所述内圆管外侧，并在左侧气流入口处设有距离为s的流动入口间隙；直径为D2的测压孔位于外套管的两侧，此处的气流相对于外部气流为相对静止状态，因此通过压力传感器监测静压值PB。
所述压力传感器嵌入在外套管顶端，并分别与内圆管和外套管的气流通道相连接，通过压力传感器中的膜盒测得总压PA与静压PB之间的压差值。
基于上述的内圆管与外套管所测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA，即基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速，实现方法为：
直径为D1的圆形渐缩气流入口A处测得的压力值为滞止压力，即为内部气体流道的总压PA，直径为D2的两个测压孔B处测得的压力值为相对静止压力，即为外部气体流通流道的静压PB，则两者之间的关系用伯努利方程表达：
将A、B两处的相应参数值代入伯努利方程式并结合空速管原理图(如图3所示)，得对应的流速
所述外套管顶部设有用于连接固定螺栓的两个螺纹孔，用于模拟飞机上空速管的定位安装。
为了克服传统空速管的结构复杂且易结冰堵塞的问题，作为优选，本发明公开的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置还包括温度传感器和导热装置。
所述温度传感器通过螺纹孔与外套管连接。所述温度传感器内置有用于监测和控制空速管壁面温度的场效应管。
所述导热装置由发热丝和热敏电阻组成，导热装置紧贴内圆管外壁面布置，贯穿于整个外套管内部。
通过发热丝对空速管进行加热，通过与发热丝串联的热敏电阻实现对温度的检测，在不同环境温度下，热敏电阻的阻值不同，通过热敏电阻的阻值改变温度传感器的输入端电压，在与设定的参考电压比较后，输出高电平或低电平至场效应管，由场效应管的导通或截止控制热阻丝的供电电路通断，从而实现导热装置的闭环控制，避免空速管在模拟的高空低温情况下的结冰堵塞；通过温度传感器和导热装置简化控制电路，降低空速管成本，能够改善空速管的加热控制效果。
直径为D2的测压孔位于外套管的两侧，作为优选，两个测压孔的夹角为120度，能够进一步提高静压监测值的精准度。
本发明公开的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置的工作方法为：当模拟飞机向前飞行时，气源产生用于模拟飞机不同航速、航高下的来流，大部分气流从内圆管的气流通道冲进基于伯努利原理简化后的空速管，在内圆管末端的压力传感器会监测到气流的冲击力量，即总压PA。同时，位于外套管侧端的测压孔测得相对空气静止的静压强PB。通过位于外套管顶部的压力传感器得到两种压力的差值PC，基于上述的内圆管与外套管所测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA，即基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示。
基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示实验时，通过气源施加的来流速度V0；实际需要测得的参数为总压值PA、静压PB、压差值PC，根据上述测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA。通过对比基于伯努利原理计算得出的空速VA与实际气源施加的气流速度V0，验证基于伯努利原理的空速管测速可靠性。
通过改变气源来流速度模拟飞机不同航速、航高下飞行环境，飞机飞得越快，所测得的总压值PA就越大，再结合外套管上测压孔测得的静压值PB进而计算两者的压差值PC就可以通过伯努利原理求得当前模拟飞机航行的空速VA，通过比较测得的空速VA与实际上施加的气源来流速度V0之间的误差就可以验证空速管测量航速的精准度，进而将满足伯努利原理的不同航速、航高下的总压值PA、静压PB、压差值PC、空速VA关系，直观形象演示给实验参与者。
此外，当模拟高空低温来流时，通过发热丝对空速管进行加热，通过与发热丝串联的热敏电阻实现对温度的检测，在不同环境温度下，热敏电阻的阻值不同，通过热敏电阻的阻值改变温度传感器的输入端电压，在与设定的参考电压比较后，输出高电平或低电平至场效应管，由场效应管的导通或截止控制热阻丝的供电电路通断，从而实现导热装置的闭环控制，避免空速管在模拟的高空低温情况下的结冰堵塞。
有益效果：
1、本发明的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，通过分析飞机用于测量航速的空速管装置，基于伯努利原理将空速管简化为主要由内圆管、外套管、固定螺栓、压力传感器和气源组成的空速管教学演示装置，当模拟飞机向前飞行时，气源产生用于模拟飞机不同航速、航高下的来流，大部分气流从内圆管的气流通道冲进基于伯努利原理简化后的空速管，在内圆管末端的压力传感器会监测到气流的冲击力量，即总压值PA。同时，位于外套管侧端的测压孔测得相对空气静止的静压强PB。通过位于外套管顶部的压力传感器得到两种压力的差值PC，基于上述的内圆管与外套管所测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA，即基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示。
2、本发明的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示实验时，通过气源施加的来流速度；实际需要测得的参数为总压值PA、静压PB、压差值PC，根据上述测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA。通过对比基于伯努利原理计算得出的空速VA与实际气源施加的气流速度，验证基于伯努利原理的空速管测速可靠性，且能够将满足伯努利原理的不同航速、航高下的总压值PA、静压PB、压差值PC、空速VA关系，直观形象演示给实验参与者，使实验参与者对空速管的工作原理以及内部构造都会有较为直观的认识，克服传统的课堂授课中只通过图片进行教学导致实验参与者难以理解的问题。
3、本发明的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，当模拟高空低温来流时，通过发热丝对空速管进行加热，通过与发热丝串联的热敏电阻实现对温度的检测，在不同环境温度下，热敏电阻的阻值不同，通过热敏电阻的阻值改变温度传感器的输入端电压，在与设定的参考电压比较后，输出高电平或低电平至场效应管，由场效应管的导通或截止控制热阻丝的供电电路通断，从而实现导热装置的闭环控制，避免空速管在模拟的高空低温情况下的结冰堵塞。即本发明通过温度传感器和导热装置简化控制电路，降低空速管成本，能够改善空速管的加热控制效果。
4、不同于传统的空速管装置，本发明的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，基于上述有益效果1至3，具有结构简单、测量方便、成本低，实验操作简便易行，携行性好等优点。
附图说明
图1为本发明的实施例一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置整体结构示意图；
图2为本发明的实施例一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置局部结构示意图。
图3为本发明的实施例一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置的原理图。
其中：1-内圆管、2-外套管、3-固定螺栓、4-压力传感器、5-温度传感器、6-发热丝、7-热敏电阻。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
如附图1所示，本实施例公开的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，包括内圆管1、外套管2、固定螺栓3、压力传感器4和气源5。
所述气源5用于产生冲进空速管的气流，进而模拟飞机不同航速、航高下的来流。
所述内圆管1是将实际空速管的中心管和内部保护层简化为内圆管并用来监测总压的气体流通通道，内圆管1左侧设有一个直径为6mm的圆形渐缩气流入口(如附图2所示)，内圆管1右侧尽头为用于监测滞止压力的封闭空间，所以此处的滞止压力为流动总压强，即通过连接压力传感器4实现监测总压值PA。
所述外套管2是将实际空速管的锥状壳体和柱状壳体以及底座简化为整个外套管并用来监测静压的气体流通通道，嵌套于所述内圆管1外侧，并在左侧气流入口处设有距离为2mm的流动入口间隙；直径为1mm的测压孔(如附图2所示)位于外套管2的两侧，此处的气流相对于外部气流为相对静止状态，因此通过压力传感器4监测静压值PB。
所述压力传感器4嵌入在外套管2顶端，并分别与内圆管1和外套管2的气流通道相连接，通过压力传感器4中的膜盒测得总压PA与静压PB之间的压差值。
基于上述的内圆管1与外套管2所测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA，即基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速，实现方法为：
直径为6mm的圆形渐缩气流入口A处测得的压力值为滞止压力，即为内部气体流道的总压PA，直径为1mm的两个测压孔B处测得的压力值为相对静止压力，即为外部气体流通流道的静压PB，则两者之间的关系用伯努利方程表达：
将A、B两处的相应参数值代入伯努利方程式并结合空速管原理图(如附图3所示)，得对应的流速
所述外套管2顶部设有用于连接固定螺栓3的两个螺纹孔，用于模拟飞机上空速管的定位安装。
为了克服传统空速管的结构复杂且易结冰堵塞的问题，本发明公开的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置还包括温度传感器和导热装置。
所述温度传感器通过螺纹孔与外套管2连接。所述温度传感器内置有用于监测和控制空速管壁面温度的场效应管。
所述导热装置由发热丝6和热敏电阻7组成，导热装置紧贴内圆管1外壁面布置，贯穿于整个外套管2内部。
通过发热丝6对空速管进行加热，通过与发热丝6串联的热敏电阻7实现对温度的检测，在不同环境温度下，热敏电阻7的阻值不同，通过热敏电阻7的阻值改变温度传感器的输入端电压，在与设定的参考电压比较后，输出高电平或低电平至场效应管，由场效应管的导通或截止控制热阻丝的供电电路通断，从而实现导热装置的闭环控制，避免空速管在模拟的高空低温情况下的结冰堵塞；通过温度传感器和导热装置简化控制电路，降低空速管成本，能够改善空速管的加热控制效果。
直径为D2的测压孔位于外套管2的两侧，两个测压孔的夹角为120度，能够进一步提高静压监测值的精准度。
本实施例公开的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置的工作方法为：当模拟飞机向前飞行时，气源5产生用于模拟飞机不同航速、航高下的来流，大部分气流从内圆管1的气流通道冲进基于伯努利原理简化后的空速管，在内圆管1末端的压力传感器4会监测到气流的冲击力量，即总压PA。同时，位于外套管2侧端的测压孔测得相对空气静止的静压强PB。通过位于外套管2顶部的压力传感器4得到两种压力的差值PC，基于上述的内圆管1与外套管2所测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA，即基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示。
基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示实验时，通过气源5施加的来流速度V0；实际需要测得的参数为总压值PA、静压PB、压差值PC，根据上述测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA。通过对比基于伯努利原理计算得出的空速VA与实际气源5施加的气流速度V0，验证基于伯努利原理的空速管测速可靠性。
通过改变气源5来流速度模拟飞机不同航速、航高下飞行环境，飞机飞得越快，所测得的总压值PA就越大，再结合外套管上测压孔测得的静压值PB进而计算两者的压差值PC就可以通过伯努利原理求得当前模拟飞机航行的空速VA，通过比较测得的空速VA与实际上施加的气源来流速度V0之间的误差就可以验证空速管测量航速的精准度，如表1所示。进而将满足伯努利原理的不同航速、航高下的总压值PA、静压PB、压差值PC、空速VA关系，直观形象演示给实验参与者。
表1模拟实验中气源来流速度与空速管中监测空速值的比较
此外，当模拟高空低温来流时，通过发热丝6对空速管进行加热，通过与发热丝6串联的热敏电阻7实现对温度的检测，在不同环境温度下，热敏电阻7的阻值不同，通过热敏电阻7的阻值改变温度传感器的输入端电压，在与设定的参考电压比较后，输出高电平或低电平至场效应管，由场效应管的导通或截止控制热阻丝的供电电路通断，从而实现导热装置的闭环控制，避免空速管在模拟的高空低温情况下的结冰堵塞。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，其特征在于：包括内圆管(1)、外套管(2)、固定螺栓(3)、压力传感器(4)和气源(5)；
所述气源(5)用于产生冲进空速管的气流，进而模拟飞机不同航速、行高下的来流；
所述内圆管(1)是将实际空速管的中心管和内部保护层简化为内圆管并用来监测总压的气体流通通道，内圆管(1)左侧设有一个直径为D1的圆形渐缩气流入口，内圆管(1)右侧尽头为用于监测滞止压力的封闭空间，所以此处的滞止压力为流动总压强，即通过连接压力传感器(4)实现监测总压值PA；
所述外套管(2)是将实际空速管的锥状壳体和柱状壳体以及底座简化为整个外套管并用来监测静压的气体流通通道，嵌套于所述内圆管(1)外侧，并在左侧气流入口处设有距离为s的流动入口间隙；直径为D2的测压孔位于外套管(2)的两侧，此处的气流相对于外部气流为相对静止状态，因此通过压力传感器(4)监测静压值PB；
所述压力传感器(4)嵌入在外套管(2)顶端，并分别与内圆管(1)和外套管(2)的气流通道相连接，通过压力传感器(4)中的膜盒测得总压PA与静压PB之间的压差值。
2.如权利要求1所述的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，其特征在于：基于上述的内圆管(1)与外套管(2)所测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA，即基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速，实现方法为，
直径为D1的圆形渐缩气流入口A处测得的压力值为滞止压力，即为内部气体流道的总压PA，直径为D2的两个测压孔B处测得的压力值为相对静止压力，即为外部气体流通流道的静压PB，则两者之间的关系用伯努利方程表达：
将A、B两处的相应参数值代入伯努利方程式并结合空速管原理图，得对应的流速
所述外套管(2)顶部设有用于连接固定螺栓(3)的两个螺纹孔，用于模拟飞机上空速管的定位安装。
3.如权利要求1或2所述的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，为了克服传统空速管的结构复杂且易结冰堵塞的问题，其特征在于：还包括温度传感器和导热装置；
所述温度传感器通过螺纹孔与外套管(2)连接；所述温度传感器内置有用于监测和控制空速管壁面温度的场效应管；
所述导热装置由发热丝和热敏电阻组成，导热装置紧贴内圆管(1)外壁面布置，贯穿于整个外套管(2)内部；
通过发热丝对空速管进行加热，通过与发热丝串联的热敏电阻实现对温度的检测，在不同环境温度下，热敏电阻的阻值不同，通过热敏电阻的阻值改变温度传感器的输入端电压，在与设定的参考电压比较后，输出高电平或低电平至场效应管，由场效应管的导通或截止控制热阻丝的供电电路通断，从而实现导热装置的闭环控制，避免空速管在模拟的高空低温情况下的结冰堵塞；通过温度传感器和导热装置简化控制电路，降低空速管成本，能够改善空速管的加热控制效果。
4.如权利要求3所述的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，其特征在于：直径为D2的测压孔位于外套管(2)的两侧，两个测压孔的夹角为120度，能够进一步提高静压监测值的精准度。
5.如权利要求3所述的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，其特征在于：工作方法为，当模拟飞机向前飞行时，气源(5)产生用于模拟飞机不同航速、航高下的来流，大部分气流从内圆管(1)的气流通道冲进基于伯努利原理简化后的空速管，在内圆管(1)末端的压力传感器(4)会监测到气流的冲击力量，即总压PA；同时，位于外套管(2)侧端的测压孔测得相对空气静止的静压强；通过位于外套管(2)顶部的压力传感器(4)得到两种压力的差值，基于上述的内圆管(1)与外套管(2)所测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA，即基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示；
基于伯努利原理简化后的空速管实现空速管测速教学演示实验时，通过气源(5)施加的来流速度V0；实际需要测得的参数为总压值PA、静压PB、压差值PC，根据上述测得的总压值PA、静压PB、压差值PC，基于伯努利原理得到相应的空速VA；通过对比基于伯努利原理计算得出的空速VA与实际气源(5)施加的气流速度V0，验证基于伯努利原理的空速管测速可靠性；
通过改变气源(5)来流速度模拟飞机不同航速、航高下飞行环境，飞机飞得越快，所测得的总压值PA就越大，再结合外套管上测压孔测得的静压值PB进而计算两者的压差值PC就能够通过伯努利原理求得当前模拟飞机航行的空速VA，通过比较测得的空速VA与实际上施加的气源来流速度V0之间的误差就能够验证空速管测量航速的精准度，进而将满足伯努利原理的不同航速、航高下的总压值PA、静压PB、压差值PC、空速VA关系，直观形象演示给实验参与者。
6.如权利要求5所述的一种基于伯努利原理的空速管教学演示装置，其特征在于：当模拟高空低温来流时，通过发热丝(6)对空速管进行加热，通过与发热丝(6)串联的热敏电阻(7)实现对温度的检测，在不同环境温度下，热敏电阻(7)的阻值不同，通过热敏电阻(7)的阻值改变温度传感器的输入端电压，在与设定的参考电压比较后，输出高电平或低电平至场效应管，由场效应管的导通或截止控制热阻丝的供电电路通断，从而实现导热装置的闭环控制，避免空速管在模拟的高空低温情况下的结冰堵塞。
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2021
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