CN114705882A - 空速管及空速管系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种空速管及空速管系统，涉及空速管技术领域，包括管体、总压管和静压管，所述管体内设置静压腔，所述管体的两端密封连接有前堵头和后堵头，所述静压管的一端穿过所述后堵头，并与所述静压腔连接，所述前堵头上设置有总压孔，所述总压管的第一端与所述总压孔连接，第二端穿过所述后堵头，并伸出所述管体；所述管体的管壁上沿周向间隔分布有多个静压孔，多个所述静压孔的测量误差能够相互抵消。本发明还公开了一种包括上述空速管的空速管系统。本发明能够提高空速管在大迎角、大侧滑角时静压测量的准确度。

Description

空速管及空速管系统
技术领域
本发明涉及空速管技术领域，特别是涉及一种空速管及空速管系统。
背景技术
飞机飞行时需要测量来流静压、总压，进而推出其空速、海拔高度等飞行参数。因此，人们设计出空速管来测量飞机所在环境的大气参数，其通过管头孔测得流场的总压、通过管壁孔测得流场的静压，再通过伯努利定理对总压与静压进行计算即可得到风速。
但是，飞机结构会干扰其附近的流场，流场变化会干扰静压与总压的测量，且这种影响会随飞机表面的相对位置与来流角发生剧烈变化。因此，在测量大气参数时须选取合适的测量方式以尽可能在不同飞行条件下减小测量值的误差。
一般情况，飞机前方的流场所受飞机影响最小，空速管管体较长，一般安装于飞机机头并前探至飞机前方，以在尽可能小的误差下测量飞机机身前方的大气参数。在理想条件、即空速管平行于气流方向时，空速管测量值的误差较小。然而，当飞机来流角不为零时，气流便会在管体表面发生分离。这种分离随着来流角方向与空速改变而变化，进而影响空速管压力测量的准确度。因为空速管的准确度对于来流角(迎角、侧滑角)的角度与方向尤为敏感，其设计目标之一便是尽可能在飞行器许用的迎角、侧滑角角度内减小测量误差。
发明专利CN102944375B中公开了一种圆柱状空速管，其所测量的静压在飞机无侧滑、小迎角飞行时对流场的干扰较小，有较高的准确度；但是当迎角增大时，该干扰会致使测量误差明显增大
因此，迫切需要一种新型的空速管结构，以解决现有技术中所存在的上述问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种空速管及空速管系统，以解决现有技术中所存在的上述问题，能够提高空速管在大迎角、大侧滑角时静压测量的准确度。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明提供一种空速管，包括管体、总压管和静压管，所述管体内设置静压腔，所述管体的两端密封连接有前堵头和后堵头，所述静压管的一端穿过所述后堵头，并与所述静压腔连接，所述前堵头上设置有总压孔，所述总压管的第一端与所述总压孔连接，第二端穿过所述后堵头，并伸出所述管体；所述管体的管壁上沿周向间隔分布有多个静压孔，多个所述静压孔的测量误差能够相互抵消。
优选的，多个所述静压孔均位于所述管体的下半部上。
优选的，所述静压孔设置有两组，两组所述静压孔关于中心平面左右对称设置；其中，所述管体的轴线位于所述中心平面上，且所述中心平面与所述水平面垂直。
优选的，每组所述静压孔均设置有5个。
优选的，每组的5个所述静压孔的轴线与所述中心平面的夹角分别为5°、14.8°、23.3°、44.9°以及56.7°。
优选的，所述总压孔为锥形口，所述总压管的第一端焊接于所述前堵头的后端，并与所述锥形口的后端连通。
优选的，所述前堵头的侧壁上沿周向设置有第一凹槽，所述第一凹槽内套装有密封圈，用于与所述管体的内壁密封连接。
优选的，所述前堵头的侧壁与所述管体的内壁的连接处还涂有密封胶。
优选的，所述后堵头的后端沿周向设置有第二凹槽，所述第二凹槽内填充有密封胶，用于与所述管体的内壁密封连接。
本发明还提供一种空速管系统，包括大气数据计算机以及上述的空速管，所述空速管的所述总压管以及所述静压管均与所述大气数据计算机连接。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
本发明管体的管壁上沿周向间隔分布有多个静压孔，多个静压孔的测量误差能够相互抵消，基于各静压孔测量误差相互抵消的补偿原理设置的多个静压孔布局，相比于现有专利的上四下六设计，其不敏感角范围明显增大且平均相对误差有一定程度的减小，能够提高空速管在大迎角、大侧滑角时静压测量的准确度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例所公开的空速管的剖视图；
图2为图1的C-C剖面图；
图3为本发明实施例所公开的空速管系统的结构示意图；
图4为不同侧滑角β下，静压误差系数随迎角α的变化曲线图；
图5为现有技术与本发明技术的许用角度范围对比示意图。
附图标记说明：1、管体；2、前堵头；3、后堵头；4、总压管；5、静压管；6、大气数据计算机；7、O型圈。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种空速管及空速管系统，以解决现有技术中所存在的上述问题，能够提高空速管在大迎角、大侧滑角时静压测量的准确度。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1-图2所示，本实施例提供一种空速管，包括管体1、总压管4和静压管5，管体1优选采用圆柱形管体，管体1内设置静压腔，管体1的两端密封连接有前堵头2和后堵头3，静压管5的一端穿过后堵头3，并与静压腔连接，前堵头2上设置有总压孔，总压管4的第一端与总压孔连接，第二端穿过后堵头3，并伸出管体1；管体1的管壁上沿周向间隔分布有多个静压孔，多个静压孔的测量误差能够相互抵消。
在本实施例中，多个静压孔优选均位于管体1的下半部上。
在本实施例中，静压孔设置有两组，两组静压孔优选关于中心平面左右对称设置；其中，管体1的轴线位于中心平面上，且中心平面与水平面垂直。
在本实施例中，每组静压孔均设置有5个，两组总共10个静压孔，形成十孔空速管；每组的5个静压孔的轴线与中心平面上相对应的线的夹角φ分别为5°、14.8°、23.3°、44.9°以及56.7°；其中，多个静压孔的轴线均在同一个圆面上，中心平面上相对应的线即为其在该圆面上的线。
进一步地，以中心平面的位置为0°位置，则10个静压孔的轴线所在的周向角度分别为：5°，14.8°，23.3°，44.9°，56.7°，-5°，-14.8°，-23.3°，-44.9°和-56.7°。
在本实施例中，空速管须面向来流方向安装于飞机机头或者机翼前缘、机尾等其它位置；当空速管安装完成后，多个静压孔优选位于空速管的下半部，中心平面优选垂直于水平面设置。
在本实施例中，前堵头2上的总压孔可探测来流总压，管体1侧面的静压孔可探测来流静压；基于各静压孔测量误差相互抵消的补偿原理，十个不同位置的静压孔被开设在管体1侧壁表面的指定周向位置，相比于传统的上四下六设计，其不敏感角范围明显增大且平均相对误差有一定程度的减小。其中，不敏感角为满足误差标准的迎角与侧滑角范围；相互抵消即为：部分静压孔测的压力有正误差，部分静压孔测的压力则有负误差，正负相消。
进一步，静压孔的数量以及设置位置也可以根据具体工作需要进行选择，两组静压孔亦可以不用对称设置，只要能够满足各静压孔测量误差相互抵消即可。
在本实施例中，总压孔为锥形口，总压管4的第一端焊接于前堵头2的后端，并与锥形口的后端连通；在后堵头3上设置有两个圆形通孔，用于使总压管4和静压管5穿过。
在本实施例中，前堵头2的侧壁上沿周向设置有第一凹槽，第一凹槽内套装有密封圈，用于与管体1的内壁密封连接；其中，密封圈优选采用O型圈7；进一步地，在前堵头2的侧壁与管体1的内壁的连接处还涂有密封胶，进行双重密封，使前堵头2与管体1间实现径向活塞静密封。
在本实施例中，后堵头3的后端沿周向设置有第二凹槽，第二凹槽内填充有密封胶，用于与管体1的内壁密封连接；或者，亦可以采用密封圈与密封胶双重密封。
其中，前堵头2的侧壁与管体1的内壁的连接处涂的密封胶采用密封树脂，而第二凹槽内填充的密封胶为光敏树脂，通过其固化，以实现后堵头3与管体1间的径向活塞静密封；或者，密封胶的种类可以根据具体工作需要进行选择。
在本实施例中，还提供一种空速管系统，包括大气数据计算机6以及上述的空速管，空速管的总压管4以及静压管5的后端均通过软管与大气数据计算机6连接；大气数据计算机6基于所测总压值与静压值计算得到飞行时当地的环境参数与飞机的飞行参数，以供飞行员参考与飞控程序的状态反馈。
静压误差δPS一般会随着q增大而增大。因此在分析时，一般以除以q的无量纲数-相对静压误差为分析对象。
此处定义相对静压误差为
Figure BDA0003580116630000051
其中，δP为相对静压误差，即静压测量值与实际值之差；PS 测量为大气压力测量值；PS 真实为大气压力真实值；q为动压，即总压与静压之差。
本实施例将现有技术方案与本实施例技术方案的样品进行了风洞实验对比。
风洞实验条件为：风速40m/s，湿度41％，大气压102.21kPa，环境气温10℃。
如图4所示，为不同侧滑角β下，静压误差系数随迎角α的变化曲线。其中，现有技术方案的图注为Origin，本实施例技术方案图注为Optimized。可以看到，本实施例技术方案在大迎角、大侧滑角下的误差明显降低，在15°侧滑角、25°迎角时，误差由-0.16降低至0.05，在0°侧滑角、25°迎角时，误差由-0.05降低至0.02左右。
在本实施例中，定义许用范围内的相对静压误差须小于0.05；在此标准上，绘制了现有技术方案与本实施例技术方案的许用角度范围，如图5所示。由于飞机常用迎角均在-15°至25°，常用侧滑角在-15°至15°，因此只分析该范围内的许用角度范围。
可以发现，本实施例技术方案的许用角度范围在负迎角方向上的边界略小于现有技术方案，但是在大迎角、大侧滑角的许用角度范围远大于现有技术方案。
本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种空速管，包括管体、总压管和静压管，所述管体内设置静压腔，所述管体的两端密封连接有前堵头和后堵头，所述静压管的一端穿过所述后堵头，并与所述静压腔连接，所述前堵头上设置有总压孔，所述总压管的第一端与所述总压孔连接，第二端穿过所述后堵头，并伸出所述管体；其特征在于，所述管体的管壁上沿周向间隔分布有多个静压孔，多个所述静压孔的测量误差能够相互抵消。
2.根据权利要求1所述的空速管，其特征在于，多个所述静压孔均位于所述管体的下半部上。
3.根据权利要求2所述的空速管，其特征在于，所述静压孔设置有两组，两组所述静压孔关于中心平面左右对称设置；其中，所述管体的轴线位于所述中心平面上，且所述中心平面与水平面垂直。
4.根据权利要求3所述的空速管，其特征在于，每组所述静压孔均设置有5个。
5.根据权利要求4所述的空速管，其特征在于，每组的5个所述静压孔的轴线与所述中心平面的夹角分别为5°、14.8°、23.3°、44.9°以及56.7°。
6.根据权利要求1所述的空速管，其特征在于，所述总压孔为锥形口，所述总压管的第一端焊接于所述前堵头的后端，并与所述锥形口的后端连通。
7.根据权利要求1所述的空速管，其特征在于，所述前堵头的侧壁上沿周向设置有第一凹槽，所述第一凹槽内套装有密封圈，用于与所述管体的内壁密封连接。
8.根据权利要求7所述的空速管，其特征在于，所述前堵头的侧壁与所述管体的内壁的连接处还涂有密封胶。
9.根据权利要求1所述的空速管，其特征在于，所述后堵头的后端沿周向设置有第二凹槽，所述第二凹槽内填充有密封胶，用于与所述管体的内壁密封连接。
10.一种空速管系统，其特征在于，包括大气数据计算机以及如权利要求1-9任一项所述的空速管，所述空速管的所述总压管以及所述静压管均与所述大气数据计算机连接。
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