CN114987789A - 用于指示飞机速度状态机头空速管及其位置误差配置方法 - Google Patents

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何光洪
徐路
詹光
刘艳华
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Abstract

本申请属于用于指示飞机速度状态的仪表配置技术领域，具体涉及一种用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，包括：以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量；以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量；将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性位置误差影响量、飞机扰流位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管位置误差，基于此对飞机机头空速管位置误差进行配置。此外，本申请涉及一种用于指示飞机速度状态机头空速管，其位置误差，采用上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法进行配置。

Description

用于指示飞机速度状态机头空速管及其位置误差配置方法
技术领域
本申请属于用于指示飞机速度状态的仪表及其配置技术领域，具体涉及一种用于指示飞机速度状态机头空速管及其位置误差配置方法，其位置误差基于风洞试验及其仿真试验进行确定、配置。
背景技术
当前，通常在飞机机头位置安装空速管测量获得飞机飞行速度，但受到自身特性和飞机扰流的影响，飞机机头空速管测量获得飞机飞行速度存在明显的位置误差，由此需要对飞机机头空速管位置误差进行确定、配置，修正飞机飞行速度，保证测量获得飞机飞行速度的准确性。
目前，对于飞机机头空速管位置误差，多是完全依赖风洞试验进行确定、配置，其具体实施方式是，将空速管在飞机机头，将空速管连同飞机机头一起进行风洞试验，确定空速管位置误差，进行位置误差配置，以准确测量飞机飞行速度，如图1所示，以该种技术方案对飞机机头空速管位置误差进行确定，并基于此对飞机机头空速管位置误差进行配置，需耗费大量的人力、物力，周期长，效率低。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种用于指示飞机速度状态机头空速管及其位置误差配置方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一方面提供一种用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，包括：
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量；
将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性位置误差影响量、飞机扰流位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管位置误差，基于此对飞机机头空速管位置误差进行配置。
根据本申请的至少一个实施例，上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法中，所述以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量，具体包括：
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的总压测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的静压测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的迎角测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的侧滑角测量位置误差影响量。
根据本申请的至少一个实施例，上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量，具体包括：
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的静压测量飞机扰流位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的迎角测量飞机扰流位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的侧滑角测量飞机扰流位置误差影响量。
根据本申请的至少一个实施例，上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量，具体为：
以CFD仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量。
另一方面提供一种用于指示飞机速度状态机头空速管，其位置误差，采用任一上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法进行配置。
本申请至少存在以下有益技术效果：
一方面提供一种用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，其将飞机机头空速管位置误差分为自身特性位置误差影响量、飞机扰流位置误差影响量，在不同风速下，分别以风洞试验、仿真试验的方式进行确定，基于此对飞机机头空速管位置误差进行配置，在保证准确性的同时，具有较高的效率，可节省大量的人力、物力；
另一方面提供一种用于指示飞机速度状态机头空速管，其位置误差，采用上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法进行配置，所能够达到的技术效果可参照上述用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法进行理解。
附图说明
图1是完全依赖风洞试验对用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差进行确定、配置的示意图；
图2是本申请实施例提供的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法的示意图；
图3是本申请实施例提供的以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量的示意图；
图4是本申请实施例提供的以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量的示意图。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。
一方面一种用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，包括：
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量；
将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性位置误差影响量、飞机扰流位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管位置误差，基于此对飞机机头空速管位置误差进行配置。
在一些可选的实施例中，上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法中，所述以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量，具体包括：
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的总压测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的静压测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的迎角测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的侧滑角测量位置误差影响量。
在一些可选的实施例中，上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量，具体包括：
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的静压测量飞机扰流位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的迎角测量飞机扰流位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的侧滑角测量飞机扰流位置误差影响量。
在一些可选的实施例中，上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量，具体为：
以CFD仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量。
对于上述实施例公开的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，领域内技术人员可以理解的是，飞机机头空速管受自身特性影响的位置误差影响量，主要跟空速管的总压孔几何外形、静压孔布置位置、空速管外形、迎角风标位置、侧滑角风标位置、几何尺寸等参数相关，很难以仿真的形式进行准确确定，对此，以风洞试验，对飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量进行确定，可保证其准确性，此外，由于仅是对飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量进行确定，进行风洞试验时，仅需要将飞机机头空速管以固定装置固定在风洞中，进行不同风速下的试验即可，而不需要连同飞机机头一起进行风洞试验，如图3所示，具有较高的效率，可节约大量的人力、物力。
对于上述实施例公开的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，领域内技术人员还可以理解的是，飞机机头空速管位于飞机机头前端，在较大迎角、飞机侧滑时，飞机机头上气流分离不大，空间位置的扰动量，受飞机机头壁面扰动量的粘性影响小，通过仿真试验，可较为准确确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量，其主要是在不同风速下，确定不同飞机扰流对飞机机头空速管静压孔测量位置、迎角风标测量位置、侧滑角风标测量位置的影响量，如图4所示，具有较高的效率，可节约大量的人力、物力。
对于上述实施例公开的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，领域内技术人员可以理解的是，其将飞机机头空速管位置误差分为自身特性位置误差影响量、飞机扰流位置误差影响量，在不同风速下，分别以风洞试验、仿真试验的方式进行确定，基于此对飞机机头空速管位置误差进行配置，在保证准确性的同时，具有较高的效率，可节省大量的人力、物力。
另一方面提供一种用于指示飞机速度状态机头空速管，其位置误差，采用任一上述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法进行配置，其所能够达到的技术效果可参照上述用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法进行理解，在此，不再进行更细致的说明。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，其特征在于，包括：
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量；
将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性位置误差影响量、飞机扰流位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管位置误差，基于此对飞机机头空速管位置误差进行配置。
2.根据权利要求1所述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，其特征在于，
所述以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性位置误差影响量，具体包括：
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的总压测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的静压测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的迎角测量位置误差影响量；
以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的侧滑角测量位置误差影响量。
3.根据权利要求1所述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，其特征在于，
所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量，具体包括：
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的静压测量飞机扰流位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的迎角测量飞机扰流位置误差影响量；
以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的侧滑角测量飞机扰流位置误差影响量。
4.根据权利要求1所述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法，其特征在于，
所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量，具体为：
以CFD仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流位置误差影响量。
5.一种用于指示飞机速度状态机头空速管，其特征在于，该用于指示飞机速度状态机头空速管的位置误差，采用权利要求1-4任一所述的用于指示飞机速度状态机头空速管位置误差配置方法进行配置。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101246078B (zh) * 2008-03-18 2010-11-24 北京航空航天大学 应用于低速无人机上总静压受感器位置误差的修正方法
FR3005356B1 (fr) * 2013-05-03 2015-05-15 Thales Sa Procede et systeme de determination d'une vitesse par rapport a l'air d'un aeronef
CN112379115A (zh) * 2020-11-02 2021-02-19 何海涛 一种可自动除冰的空速管结构
CN112697380B (zh) * 2020-12-10 2023-04-07 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种标准空速管位置误差的标校结构
CN112881004A (zh) * 2021-01-11 2021-06-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种空速管风洞校核试验装置及校核试验方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115042994A (zh) * 2022-05-26 2022-09-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法

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