CN116164876B - 一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，属于飞行器飞行状态参数测量装置领域，所述装置是在飞行器尖前缘上下表面布置七个测压点，每处测压点具有五个测压孔，排布方式为一孔居于中心，其余四孔于圆周均匀分布，通过七个测压点测得的压力数据解算获得所需的飞行大气参数，并于测压点设置有防冰储水装置，空气利用水气分离装置将空气中的水分储存在储水室并排出，外层加热室用于防止水气结冰并可以提高储水量，可以有效的提高嵌入式大气测量系统的稳定性和可靠性。

Description

一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置
技术领域
本发明属于飞行器飞行状态参数测量装置领域，具体涉及一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置。
背景技术
传统的大气数据传感系统是以空速管为主的探针式测量系统，用空速管测量总压和静压，迎角传感器测量迎角，侧滑角传感器测量侧滑角，测得的原始数据经由大气数据计算机，解算出其它控制系统所需要的飞行参数。随着现代飞行器技术的不断发展，对飞行器机动性、操纵性等性能要求的不断提高，传统的大气数据传感系统已经不能满足飞行器的设计要求。
嵌入式大气数据传感系统（FADS）是通过安装在飞行器表面的压力传感器阵列，通过飞行器表面压力分布与飞行器飞行状态参数之间的关系，经过预先建立的数学模型，得到飞行总压、静压、迎角和侧滑角这些基础参数，之后再通过大气数据计算机获得其它所需参数。
与传统的大气数据传感系统相比，FADS具有更高的隐身性能，减少了结构体积和重量，能更好的解决高超声速飞行和大攻角机动飞行中的大气数据测量问题。FADS的准确性与测压点的排布高度相关，对于不同形状的飞行器需要合理的测压点布置，对于钝头体飞行器，其顶端为球形或椭球形，表面压力分布平稳过渡，已有的FADS空气动力学模型也是在此基础上建立的。但是对于尖前缘外形飞行器，其上下表面过渡不连续，尖锐边缘造成压力分布突变，加之上洗气流等因素的干扰，使测得的压力分布不连续，而且尖锐的边缘使得无法在该位置布置测压孔，所以针对尖前缘外形飞行器的测压孔分布需要合理的优化，而且由于测量要求FADS采用的测压孔径都比较小，高空飞行遇到空气湿度较大时可能会产生雨水或结冰堵塞测压孔的现象，造成测压精度损失，甚至直接失效。
发明内容
本发明提供了一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，所述装置通过选择合适的测压点位置有效改善了由于尖前缘外形造成的测压数据不连续的问题，同时具有的防冰储水功能可以避免产生雨水或结冰堵塞测压孔的现象。
为实现以上目的，本发明采用以下技术方案：
一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，包括测压点，测压点数量为七个；分别分布于下表面对称轴靠近前缘处一点、下表面对称轴离前缘稍远处一点、下表面位于对称轴两侧水平位置处各一点、上表面对称轴靠近前缘处一点、上表面位于对称轴两侧水平位置处各一点；每个测压点位置布置有五个测压孔，多孔分布用于防止测压孔堵塞；
所述测压孔直径为2mm，五个测压孔中其中一孔位于测压点位置中心处并垂直于飞行器表面，其余四孔均匀分布于以中心测压孔为圆心直径10mm的圆周上并以30°斜角底部指向圆心，圆周处测压孔倾斜用于提高测量不同来流方向压力分布准度；
所述装置中每处测压点各自连接有一个储水加热元件，元件内部空腔为储水室，储水室内部设置水气分离装置，储水室外层是加热室；同一个测压点处的五个测压孔通过引气道共同接入到连接的储水加热元件的储水室顶部气孔。
储水室用来储存空气中水分聚集的液体，储水室为弧状底部，在弧状底部最低处设有排水孔，能够排除储水室内多余水分；所述水气分离装置顶部为弧状挡板，由引气道进入的空气遇到挡板后，空气中的水汽及水珠聚集沿挡板流到储水室储存或者排除；挡板之下为进气道，进气道外侧设置一圈过滤网，用于过滤空气中杂质；去除多余水分的空气经过过滤网进入进气道，气压输出管通过管道与传感器装置相连，传感器测得的气压数值输入到大气计算机中，通过提前设置的解算模型获得所需的大气数据。
所述加热室内部设有电加热丝；加热丝通电加热用于防止空气中水汽结冰堵塞进气孔，并对储水室加热，使储水室内液体加热蒸发，提高储水量。
有益效果：本发明提供了一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，与现有的嵌入式大气数据传感系统（FADS）相比，具有以下优势：
合理的测压点分布可以有效改善由于尖前缘造成的测压数据不连续的问题；
每处测压点的多个测压孔设计可以更加灵敏的测量不同方向来流的压力数值，并且具有更好的防堵塞能力；
多个测压孔中一孔位于测压点位置中心处并垂直于飞行器表面，其余孔均匀分布于以中心测压孔为圆心的圆周上并以30°斜角底部指向圆心，圆周处测压孔倾斜用于提高测量不同来流方向压力分布准度；
储水防冰装置可以储存空气多余水分防止结冰堵塞，有效地提高FADS系统的抗干扰能力和适用范围，并具有更高的准确性。
附图说明
图1为本发明实施例中飞行器表面测压点分布位置示意图；其中（a）为前缘测压点分布，（b）为前缘上表面测压点分布，（c）为前缘下表面测压点分布；
图2为本发明实施例中测压点①处五个测压孔排布示意图；
图3为本发明实施例中防冰储水装置示意图，其中：1为飞行器表面，2为测压孔，3为引气道，4为挡板，5为过滤网，6为进气道，7为排水孔，8为气压输出管，9为储水室，10为加热丝，11为加热室；
图4为本发明实施例中飞行器表面测压孔截面示意图；
图5为本发明实施例中储水室结构示意图；
图6为本发明实施例中水气分离装置示意图；
图7为本发明实施例中加热室示意图；
图8为本发明实施例中测压点⑤、①位置压力系数差随迎角的分布图；
图9为本发明实施例中测压点⑥、⑦位置压力系数差不同马赫数下随侧滑角的分布图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细描述：
一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，包括测压点、防冰储水室、传感器；如图1所示，在具有尖前缘外形的飞行器表面选择合适的测压孔位置,测压点数量为七个；分别分布于下表面对称轴靠近前缘处一点、下表面对称轴离前缘稍远处一点、下表面位于对称轴两侧水平位置处各一点、上表面对称轴靠近前缘处一点、上表面位于对称轴两侧水平位置处各一点；每个测压点位置布置有五个测压孔，多孔分布用于防止测压孔堵塞；所述测压孔直径为2mm，五个测压孔中一孔位于测压点位置中心处并垂直于飞行器表面，其余四孔均匀分布于以中心测压孔为圆心直径10mm的圆周上并以30度斜角底部指向圆心，圆周处测压孔倾斜用于提高测量不同来流方向压力分布准度；
如图3所示，所述装置中每处测压点各自连接有一个储水加热元件，元件内部空腔为储水室，储水室内部设置水气分离装置，储水室外层是加热室；同一个测压点处的五个测压孔通过引气道共同接入到连接的储水加热元件的储水室顶部气孔；如图5所示，所述储水室为弧状底部，在弧状底部最低处设有排水孔，能够排除储水室内多余水分；如图6所示，所述水气分离装置顶部为弧状挡板，由引气道进入的空气遇到挡板后，空气中的水汽及水珠聚集沿挡板流到储水室储存或者排除；水气分离装置挡板之下为进气道；进气道外侧设置一圈过滤网，用于过滤空气中杂质；去除多余水分的空气经过过滤网进入进气道，通过气压输出管导入传感器装置，测得气压数值；如图7所示，所述加热室内部设有电加热丝；加热丝通电加热用于防止空气中水汽结冰堵塞进气空，并对储水室加热，使储水室内液体加热蒸发，提高储水量。
FADS的原理是通过所测压力得到飞行参数，所以测压孔的设置位置要对所求的飞行参数敏感，这样测得的压力数据才能对飞行参数的微小变化足够灵敏，提高测量系统的准确性，如图8-9所示，通过对飞行器表面的压力仿真可以得到选择的测压点位置的压力与飞行参数变化量具有良好的线性关系，所以选择该位置为FADS测压点位置能够准确测量压力；根据测压点测得飞行器表面压力分布，大气压力数据通过总线传给大气数据计算机，根据飞行前预设的算法模型得到飞行状态参数总压、静压、迎角和侧滑角，如最小二乘法、三点法或神经网络法。选取总压分量最大的测压点作为近似总压；选取总压分量最小的测压点作为近似静压；根据测压点测得的飞行器表面压力分布，得到飞行状态参数总压、静压、迎角和侧滑角；选取总压分量最大的测压点作为近似总压；选取总压分量最小的测压点作为近似静压；通过位于同一水平位置的下表面对称轴两侧的两个测压点或上表面对称轴两侧的两个测压点数据确定侧滑角，如/>；通过同一竖直方向位于上下表面对称轴上的三个测压点数据确定迎角/>，其中/>是迎角、/>是侧滑角、/>是对应测压点压力、/>是飞行动压、/>是第i与第j处测压点之间的压力系数。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，其特征在于，所述测量装置设置在飞行器表面的测压点为七个；分别分布于下表面对称轴靠近前缘处一点、下表面对称轴离前缘稍远处一点、下表面位于对称轴两侧水平位置处各一点、上表面对称轴靠近前缘处一点、上表面位于对称轴两侧水平位置处各一点；每个测压点位置布置有五个测压孔，五个测压孔中其中一孔位于测压点位置中心处并垂直于飞行器表面，其余四孔均匀分布于以中心测压孔为圆心的圆周上；圆周上的测压孔以30°斜角底部指向圆心；每处测压点各自连接有一个储水加热元件，元件内部空腔为储水室，同一个测压点处的五个测压孔通过引气道共同接入到储水室顶部气孔，储存空气多余水分防止结冰堵塞测压孔，再通过储水室底部气压输出管导入传感器装置。
2.根据权利要求1所述的适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，其特征在于，所述圆周的直径为10mm。
3.根据权利要求1所述的适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，其特征在于，所述储水室为弧状底部，在弧状底部最低处设有排水孔。
4.根据权利要求1或3所述的适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，其特征在于，所述储水室内部设有水气分离装置。
5.根据权利要求4所述的适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，其特征在于，所述水气分离装置顶部为弧状挡板，由引气道进入的空气遇到挡板后，空气中的水汽及水珠聚集沿挡板流到储水室储存或者排除；所述挡板之下为进气道；所述进气道外侧设置一圈过滤网，用于过滤空气中杂质；去除多余水分的空气经过过滤网进入进气道，通过气压输出管导入传感器装置。
6.根据权利要求1或3所述的适用于尖前缘外形飞行器的嵌入式大气测量装置，其特征在于，所述储水室的外侧设置加热室。
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