CN218545669U - 零压式侧滑角传感器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了零压式侧滑角传感器，其包括转轴，包括位于其径向相对端的桨叶，转轴在内部形成有彼此隔开的两个通道，各个通道包括朝桨叶定向的喷气口；进气探头，进气探头可转动地固定在转轴的第一轴向端且内部具有由第一隔板分隔的两个进气腔室，各个进气腔室均包括位于进气探头的横向侧部的进气口以及位于纵向端部的出气口，其中，各个出气口和通道一一对应连通；封闭气室，封闭气室可转动的固定在转轴上，桨叶和喷气口位于封闭气室的内部；以及角度传感器，角度传感器固定在转轴的第二轴向端以获取反馈飞行器的侧滑角的转轴转动角。本实用新型的零压式侧滑角传感器结构简单，价格低廉。

Description

零压式侧滑角传感器

技术领域

本实用新型涉及飞行器电子器件技术领域，尤其涉及一种零压式侧滑角传感器。

背景技术

侧滑角是飞机飞行姿态的重要参数，是机载测试系统一部分，为研究飞机飞行中侧滑角的实时变化，需要在飞行试验中测试侧滑角参数，测试数据准确与否和飞行安全息息相关，对飞机飞行性能评判至关重要。

现有的侧滑角检测设备多数较为复杂，价格昂贵，有必要设计一种新的零感式侧滑角传感器。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是如何简化现有的侧滑角传感器。

本实用新型是通过采用下述技术方案来解决上述技术问题的：

本实用新型提供了一种零压式侧滑角传感器，其包括：

转轴，包括位于其径向相对端的桨叶，所述转轴在内部形成有彼此隔开的两个通道，各个所述通道包括朝所述桨叶定向的喷气口；

进气探头，所述进气探头可转动地固定在所述转轴的第一轴向端且内部具有由第一隔板分隔的两个进气腔室，各个所述进气腔室均包括位于进气探头的横向侧部的进气口以及位于纵向端部的出气口，其中，各个所述出气口和所述通道一一对应连通；

封闭气室，所述封闭气室可转动的固定在所述转轴上，所述桨叶和所述喷气口位于所述封闭气室的内部；以及

角度传感器，所述角度传感器固定在所述转轴的第二轴向端以获取反馈飞行器的侧滑角的转轴转动角。

根据本实用新型的一些实施方式，所述零压式侧滑角传感器包括同轴布置的至少两个角度传感器，各个所述角度传感器独立输出信号。

根据本实用新型的一些实施方式，所述封闭气室的内表面形成有向内突起的限位突起，所述限位突起被构造成使得所述桨叶的转动角度范围为±45°，其中所述桨叶的0°转动角度与所述飞行器的0°侧滑角相对应。

根据本实用新型的一些实施方式，所述封闭气室的径向相对端分别形成有所述限位突起，并且所述封闭气室的径向相对端分别限定的中空空间的体积相同。

根据本实用新型的一些实施方式，所述进气探头的各个进气腔室均设有至少两个所述进气口，并且位于同一纵向位置的两个所述进气腔室的所述进气口的形状相同。

根据本实用新型的一些实施方式，在所述进气探头的纵向方向上，两个所述进气腔室的所述进气口对称设置。

根据本实用新型的一些实施方式，两个所述进气腔室的所述进气口位于所述转轴的径向相对端。

根据本实用新型的一些实施方式，同一个所述进气腔室的各个进气口位于同一周向位置。

根据本实用新型的一些实施方式，所述进气探头呈截头圆锥状，并且所述进气探头远离所述转轴的一端的横向截面积小于另一端的横向截面积。

根据本实用新型的一些实施方式，喷气口被定向成以与所述转轴的轴向成45°的夹角喷向所述桨叶的中心。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本实用新型各较佳实例。

本实用新型的积极进步效果在于：

根据本实用新型的零压式侧滑角传感器能够提高贴片效率。在内部接入热电传感器的情况下，电解电容元件能够实现自我检测温度的功能。

附图说明

图1为根据本实用新型的优选实施方式的零压式侧滑角传感器的示意图。

图2为根据本实用新型的优选实施方式的零压式侧滑角传感器的封闭气室处的横截面示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本实用新型的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本实用新型的限制，任何的其他类似情形也都将落入本实用新型的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本实用新型各实施例中的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

参见图1所示的根据本实用新型的优选实施方式的零压式侧滑角传感器的示意图，其中，为了清楚示出零压式侧滑角传感器100的内部结构，零压式侧滑角传感器100的进气探头20以透视的方式示出，封闭气室30的一半被隐去。如图1所示，根据本实用新型的零压式侧滑角传感器100包括转轴10、进气探头20、封闭气室30和角度传感器40等。作为零压式侧滑角传感器100的基础支撑件，转轴10包括设置于自身径向相对端的桨叶11。桨叶11可选地为图中所示的平板构造，或者未示出的螺旋桨叶11形式。转轴10在内部形成有彼此隔开的两个通道，各个通道包括朝桨叶11定向的喷气口(未示出，喷气口的喷气方向参见图1的封闭气室30内的箭头PA、PB方向)。喷气口的方向设定成斜向喷向桨叶11的中心，更优选地，喷气口的方向设定成与转轴10的轴向形成45°的夹角。如此，气体从转轴10通道的喷出口喷出后能够更高效率地作用于桨叶11，推动桨叶11转动。

进气探头20可通过轴承固定等方式可转动地固定在转轴10的第一轴向端。进气探头20的内部具有由第一隔板21分隔的两个进气腔室。各个进气腔室均包括位于进气探头20的横向侧部的进气口22(或者进气口22’)以及位于纵向端部的出气口23。各个出气口23和上述转轴10内部的通道一一对应连通；

封闭气室30例如通过轴承可转动地固定在转轴10上。封闭气室30的内腔的周向表面为连续光滑表面。封闭气室30包围桨叶11及喷气口。在封闭气室30及桨叶11等安装就位时，桨叶11与封闭气室30的内壁面基本上贴合。

角度传感器40固定在转轴10的第二轴向端以获取反馈飞行器的侧滑角的转轴10转动角。

结合图1所示，当诸如飞机的飞行器侧向飞行时，进气探头20的不同侧将会产生压差。各侧的进气口22、22’进入各自进气腔室的空气会同步体现压差。空气进入进气腔室后，将会沿着图1的进气腔室内的箭头方向PA、PB通过出气口23进入转轴10内的对应通道。通道内的空气随后通过转轴10的喷气口喷向桨叶11(桨叶11中心)，进而推动桨叶11转动。桨叶11的转动角度通过转轴10的转动同步反馈到角度传感器40。角度传感器40监测到的角度信息由此可以换算成对应的侧滑角角度。可以理解，当飞行器不偏转飞行时，进气探头20的两侧不会出现压差，不同侧的桨叶11受到的空气喷射力相等，桨叶11不会发生转动，角度传感器40将输出0°信息。

为了避免单个的角度传感器40出现故障而使得零压式侧滑角传感器100失去功能，优选地，零压式侧滑角传感器100上可设置同轴布置的至少两个角度传感器40，各个角度传感器40独立输出信号，由此实现冗余设计。

参见图1，并结合图2所示的零压式侧滑角传感器100的封闭气室30处的横截面示意图，在一种优选实施方式中，封闭气室30的内表面形成有向内突起的限位突起31。限位突起31被构造成使得桨叶11的转动角度范围为±45°，其中桨叶11的0°转动角度与飞行器的0°侧滑角相对应。限位突起31的外表面具有连续光滑表面。

继续参见图2，限位突起31优选成对设计在封闭气室30的径向相对端，并且限位突起31封闭气室30的径向相对端分别限定的中空空间的体积相同。这种形式的封闭气室30的内腔在飞行器的两侧出现压差时，桨叶11能够做出更为精确的转动，从而提高零压式侧滑角传感器100的检测精度。

参见图1，进气探头20的各个进气腔室优选地设有至少两个进气口22、22’，并且位于同一纵向位置的两个进气腔室的进气口22、22’的形状相同。更多的进气口22、22’有利于飞行器外部的空气更易进入进气探头20。

在进气探头20的纵向方向上，两个进气腔室的进气口22、22’优选采用对称设置。两个进气腔室的进气口22位于转轴10的径向相对端。同一个进气腔室的各个进气口22、22’位于同一周向位置。这些对称式的设计，可以确保避免飞行器非侧向飞行时而在进气探头20的两侧产生不期望的压力差。

继续参见图1，进气探头20可优选设计成截头圆锥状，并且进气探头20远离转轴10的一端的横向截面积小于另一端的横向截面积。

虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，而且这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。

附图标记说明

零压式侧滑角传感器：100；

转轴：10；

桨叶：11；

进气探头：20；

第一隔板：21；

进气口：22；

出气口：23；

封闭气室：30；

限位突起：31；

角度传感器：40。

Claims (10)

1.一种零压式侧滑角传感器，其特征在于，所述零压式侧滑角传感器包括：

转轴，包括位于其径向相对端的桨叶，所述转轴在内部形成有彼此隔开的两个通道，各个所述通道包括朝所述桨叶定向的喷气口；

进气探头，所述进气探头可转动地固定在所述转轴的第一轴向端且内部具有由第一隔板分隔的两个进气腔室，各个所述进气腔室均包括位于进气探头的横向侧部的进气口以及位于纵向端部的出气口，其中，各个所述出气口和所述通道一一对应连通；

封闭气室，所述封闭气室可转动的固定在所述转轴上，所述桨叶和所述喷气口位于所述封闭气室的内部；以及

角度传感器，所述角度传感器固定在所述转轴的第二轴向端以获取反馈飞行器的侧滑角的转轴转动角。

2.如权利要求1所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，所述零压式侧滑角传感器包括同轴布置的至少两个角度传感器，各个所述角度传感器独立输出信号。

3.如权利要求1或2所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，所述封闭气室的内表面形成有向内突起的限位突起，所述限位突起被构造成使得所述桨叶的转动角度范围为±45°，其中所述桨叶的0°转动角度与所述飞行器的0°侧滑角相对应。

4.如权利要求3所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，所述封闭气室的径向相对端分别形成有所述限位突起，并且所述封闭气室的径向相对端分别限定的中空空间的体积相同。

5.如权利要求1所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，所述进气探头的各个进气腔室均设有至少两个所述进气口，并且位于同一纵向位置的两个所述进气腔室的所述进气口的形状相同。

6.如权利要求5所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，在所述进气探头的纵向方向上，两个所述进气腔室的所述进气口对称设置。

7.如权利要求5或6所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，两个所述进气腔室的所述进气口位于所述转轴的径向相对端。

8.如权利要求7所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，同一个所述进气腔室的各个进气口位于同一周向位置。

9.如权利要求1、5或6所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，所述进气探头呈截头圆锥状，并且所述进气探头远离所述转轴的一端的横向截面积小于另一端的横向截面积。

10.如权利要求1所述的零压式侧滑角传感器，其特征在于，喷气口被定向成以与所述转轴的轴向成45°的夹角喷向所述桨叶的中心。

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