CN208476955U - 飞机空速管组件 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种飞机空速管组件，包括：空速管，一端与飞机的机身连接，另一端的外周面上设置有外螺纹段；保护套，能拆卸地套设在空速管外，保护套的内表面具有与外螺纹段相配合的内螺纹段，且内螺纹段的长度与外螺纹段的长度相适配，内螺纹段的位置与外螺纹段的位置相对应。本实用新型的有益效果是，设置外螺纹段和内螺纹段，在安装保护套时，保护套与空速管采用旋拧方式连接，可以避免保护套快速推入而导致空速管内压力骤变，进而防止因压力骤变导致的膜盒损毁问题。

Description

飞机空速管组件

技术领域

本实用新型涉及航空装置飞行速度测量仪器，具体涉及一种飞机空速管组件。

背景技术

空速管是飞机重要的大气数据传感器，其利用皮托管原理来精确测量飞行时的大气总压和静压，数据计算机再通过伯努利全静压方程等计算式来换算得飞行控制所需的飞行速度、升降速度和大气压力等数据。为了防止空速管前端小孔在飞行中结冰堵塞，一般飞机上的空速管都有电加温装置。当飞机向前飞行时，气流冲进空速管，在空速管末端的感应器会感受到气流的冲击力量，即动压。飞机飞得越快，动压就越大。如果将空气静止时的压力即静压和动压相比就可以知道冲进来的空气有多快，也就是飞机飞得有多快。比较两种压力的工具是一个用上下两片很薄的金属片制成的表面带波纹的空心圆形盒子，称为膜盒。

现有飞机空速管在飞机降落后只能通过触碰方式感知其表面温度，容易造成人员烫伤。若在空速管高温状态下安装空速管保护套，易造成空速管保护套高温变形，损害保护套。且飞机勤务工作中在将空速管保护套推入空速管过程中，由于推进速度过快可能导致空速管内部感知压力的膜盒受损。

实用新型内容

本实用新型提供了一种飞机空速管组件，以达到防止膜盒受损的目的。

本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：一种飞机空速管组件，包括：空速管，一端与飞机的机身连接，另一端的外周面上设置有外螺纹段；保护套，能拆卸地套设在空速管外，保护套的内表面具有与外螺纹段相配合的内螺纹段，且内螺纹段的长度与外螺纹段的长度相适配，内螺纹段的位置与外螺纹段的位置相对应。

进一步地，空速管的外螺纹段与空速管一端之间的外周面上涂设有感温变色涂料层。

进一步地，保护套的一端设置有用于旋拧保护套的把手。

进一步地，保护套上设置有至少两条径向通槽，每条径向通槽的延伸方向均与保护套的轴线方向平行，至少两条径向通槽间隔设置在保护套的外周面上。

进一步地，每条径向通槽均由保护套的另一端延伸至内螺纹段处。

进一步地，把手上设置有用于悬挂的悬挂孔。

进一步地，保护套具有大径段和小径段，内螺纹段设置在小径段内表面，大径段的内径大于小径段的内径，且大径段的内径大于空速管的外径。

进一步地，大径段的位置与感温变色涂两层的位置对应。

本实用新型的有益效果是，设置外螺纹段和内螺纹段，在安装保护套时，保护套与空速管采用旋拧方式连接，可以避免保护套快速推入而导致空速管内压力骤变，进而防止因压力骤变导致的膜盒损毁问题。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为空速管的结构示意图；

图2为保护套的结构示意图；

图3为保护套的局部放大图。

图中附图标记：10、空速管；11、外螺纹段；12、感温变色涂料层；20、保护套；21、内螺纹段；22、把手；23、径向通槽；24、悬挂孔。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本实用新型。

如图1至图3所示，本实用新型实施例提供了一种飞机空速管组件，包括空速管10和保护套20。空速管10的一端与飞机的机身连接，另一端的外周面上设置有外螺纹段11。保护套20能拆卸地套设在空速管10外，保护套20的内表面具有与外螺纹段11相配合的内螺纹段21，且内螺纹段21的长度与外螺纹段11的长度相适配，内螺纹段21的位置与外螺纹段11的位置相对应。

设置外螺纹段11和内螺纹段21，在安装保护套20时，保护套20与空速管10采用旋拧方式连接，可以避免保护套快速推入而导致空速管10内压力骤变，进而防止因压力骤变导致的膜盒损毁问题。

空速管10的外螺纹段11与空速管10一端之间的外周面上涂设有感温变色涂料层12。具体该感温变色涂料层12可以为四碘合汞酸银，该材料可以在温度高于50.7℃时变为红褐色，当温度低于该值时恢复原色。或者可以采用由氯化钙，氯化铁、氯化铜、大豆胶黏剂等组成的变色涂料(现有技术)，该涂料在高于30℃时呈淡紫色，在低于30℃时颜色恢复原色。

设置感温变色涂料层12，可以根据颜色判断空速管10的温度，避免操作人员烫伤或者因温度过高而导致保护套20变形。

如图2和图3所示，保护套20上设置有至少两条径向通槽23，每条径向通槽23的延伸方向均与保护套20的轴线方向平行，至少两条径向通槽23间隔设置在保护套20的外周面上。每条径向通槽23均由保护套20的另一端延伸至内螺纹段21处。

设置径向通槽23目的是为了在将保护套20套设在空速管10上时，可以通过径向通槽23排出内部气体，防止压力过大而导致膜盒损毁。另外一个目的是设置径向通槽23来增加保护套20的扩张性能，使保护套20在套设在空速管10上时不会磨损感温变色涂料层12。

优选地，保护套20的一端设置有用于旋拧保护套20的把手22。设置把手22，可以便于保护套20进行旋拧或者插拔操作，使保护套20更加便于安装。

进一步地，把手22上设置有用于悬挂的悬挂孔24。在保护套20不进行使用时，可以通过该悬挂孔24固定设置保护套20。

本实用新型还提供了另外一种实施例，在该实施例中，保护套具有大径段和小径段，内螺纹段21设置在小径段内表面，大径段的内径大于小径段的内径，且大径段的内径大于空速管10的外径。大径段的位置与感温变色涂料层12的位置对应。

在空速管10的一端(图1左侧)设置有外周面呈椎状的入口，上述外螺纹段11和感温变色涂料层12均设置在等径圆柱形主体上，在空速管10的另一端(图1中右侧)设置有用于与机身连接的连接盘，上述大径段的直径大于等径圆柱形主体的外径，即大径段内表面与等径圆柱形主体外周面不接触，这样可以避免二者产生摩擦而损坏感温变色涂料层12。

从以上的描述中，可以看出，本实用新型上述的实施例实现了如下技术效果：设置外螺纹段11和内螺纹段21，在安装保护套20时，保护套20与空速管10采用旋拧方式连接，可以避免保护套快速推入而导致空速管10内压力骤变，进而防止因压力骤变导致的膜盒损毁问题。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施例，不能以其限定实用新型实施的范围，所以其等同组件的置换，或依本实用新型专利保护范围所作的等同变化与修饰，都应仍属于本专利涵盖的范畴。另外，本实用新型中的技术特征与技术特征之间、技术特征与技术方案之间、技术方案与技术方案之间均可以自由组合使用。

Claims (8)

1.一种飞机空速管组件，其特征在于，包括：

空速管(10)，一端与飞机的机身连接，另一端的外周面上设置有外螺纹段(11)；

保护套(20)，能拆卸地套设在空速管(10)外，保护套(20)的内表面具有与外螺纹段(11)相配合的内螺纹段(21)，且内螺纹段(21)的长度与外螺纹段(11)的长度相适配，内螺纹段(21)的位置与外螺纹段(11)的位置相对应。

2.根据权利要求1所述的飞机空速管组件，其特征在于，空速管(10)的外螺纹段(11)与空速管(10)一端之间的外周面上涂设有感温变色涂料层(12)。

3.根据权利要求1所述的飞机空速管组件，其特征在于，保护套(20)的一端设置有用于旋拧保护套(20)的把手(22)。

4.根据权利要求3所述的飞机空速管组件，其特征在于，保护套(20)上设置有至少两条径向通槽(23)，每条径向通槽(23)的延伸方向均与保护套(20)的轴线方向平行，至少两条径向通槽(23)间隔设置在保护套(20)的外周面上。

5.根据权利要求4所述的飞机空速管组件，其特征在于，每条径向通槽(23)均由保护套(20)的另一端延伸至内螺纹段(21)处。

6.根据权利要求3所述的飞机空速管组件，其特征在于，把手(22)上设置有用于悬挂的悬挂孔(24)。

7.根据权利要求2所述的飞机空速管组件，其特征在于，保护套(20)具有大径段和小径段，内螺纹段(21)设置在所述小径段内表面，所述大径段的内径大于所述小径段的内径，且所述大径段的内径大于空速管(10)的外径。

8.根据权利要求7所述的飞机空速管组件，其特征在于，所述大径段的位置与感温变色涂料层(12)的位置对应。