CN220137165U - 一种安装于无人机上的多功能空速管 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及航空器的机载设备领域，公开了一种安装于无人机上的多功能空速管，包括：管头、管座与底座；管头端部设有总压孔，总压孔连接有总压导管，管头的壁面上设有静压孔，静压孔连接有静压导管；管座包括小径面段、锥面段与大径面段，锥面段上设有差压孔，差压孔连接有差压管；总压导管、静压导管、差压管的末端均设有气体压力传感器。本实用新型的空速管在锥面段上开设有四个差压孔，通过四个差压孔之间的压力差值可以实现攻角和侧滑角的测算，取代了传统的风标结构，提高了攻角、侧滑角测算的精度，也减轻了装置的重量，而且在空速管的内部腔室中设置了电热阻丝，通过电热阻丝加热可以防止空速管结冰，保证在低温条件下也可正常使用。

Description

一种安装于无人机上的多功能空速管

技术领域

本实用新型涉及航空器的机载设备领域，尤其涉及一种安装于无人机上的多功能空速管。

背景技术

空速管是感受气流总压(也称全压)、静压和飞行姿态角的机载设备，可以通过压力管路和金属电缆，将测得的压力信号和角度信号传送给后端大气数据计算机或是飞机仪表盘等设备使用。

根据飞行器对攻角、侧滑角等飞行参数的测量显示需求，传统空速管一般会配备攻角和侧滑角风标，通过风标始终对准来流方向的特征来计算飞行攻角和侧滑角。但是，根据风标自身的气动特性，在低速条件下，来流气动力矩难以抵消摩擦力矩，致使风标的跟随性降低，严重影响了角度的测量精度。且风标极易受到空速管主支撑杆的气动干扰，输出角度会存在一定的波动性，不利于飞机的使用。此外，采用风标增加了空速管的器件数量，在重量和可靠性方面均有所不足。无人机巡航速度低，使用风标型空速管难以满足攻角及侧滑角的测量精度需求。而且，在配备时需要考虑无人机对设备重量的要求，因此需要设计一种适用于无人机的空速管，满足攻角及侧滑角测量。

实用新型内容

本实用新型提供了一种安装于无人机上的多功能空速管，解决传统风标型空速管不适用于无人机的问题。

一种安装于无人机上的多功能空速管，包括：管头、管座与底座，管头与管座连接，管座安装在底座上；

管头的端部设有总压孔，总压孔连接有总压导管，管头的壁面上设有静压孔，静压孔连接有静压导管；

管座包括小径面段、锥面段与大径面段，锥面段上设有差压孔，差压孔连接有差压管；

总压导管、静压导管、差压管的末端均设置有气体压力传感器，各个气体压力传感器分别与大气数据计算机通信连接。

进一步地，上述管座的锥面段的锥度为15°。

进一步地，上述差压孔包括四个，相邻两个差压孔的夹角为90°。

进一步地，上述总压导管或静压导管或差压管的外侧套设有用于加热的电热阻丝。

进一步地，上述底座上设有电连接器，电连接器与电热阻丝电连接。

进一步地，上述静压孔包括八个，分别以管头的管径为对称轴设置。

本实用新型具有以下有益效果：本实用新型的空速管通过在管座上设置锥面段，并在锥面上开设有四个差压孔，通过四个差压孔之间的压力差值可以实现攻角和侧滑角的测算，取代了传统的风标结构设计，提高了攻角、侧滑角测算的精度，同时也减轻了整体装置的重量，特别适宜于无人机的使用；而且在空速管的内部腔室中设置了电热阻丝，通过电热阻丝加热可以防止空速管结冰，保证在低温气象条件下也可以正常使用。

附图说明

图1为本实用新型空速管的内部结构示意图；

图2为本实用新型空速管的整体结构示意图；

图3为本实用新型中静压孔的分布位置示意图；

图4为本实用新型空速管的交联原理图；

图5为本实用新型实施例二中的尺寸参数。

图中：10-管头；101-总压孔；102-静压孔；103-总压导管；104-静压导管；105-电热阻丝；20-管座；201-锥面段；202-差压孔；203-差压管；30-底座；301-电连接器；40-气体压力传感器。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本实用新型，并非用于限定本实用新型的范围。

实施例一

参考图1、图2与图4，本实用新型提供了一种安装于无人机上的多功能空速管，包括：管头10、管座20与底座30；

管头10整体为圆管状，其头端开设有锥形孔，用作总压孔101，总压孔101连接有总压导管103，总压导管103的末端连接有气体压力传感器40；总压孔101将来流气体的动压和静压形成总压阻滞并通过气体压力传感器40对总压进行数据采集，采集的数据传输至大气数据计算机。

管头10的壁面上设有静压孔102，静压孔102连接有静压导管104，静压导管104的末端设置有气体压力传感器40，用于测量静压；参考图3，静压孔102包括八个，分别以管头10竖直和水平所在直径面为对称轴，将管头10分为四个象限，第一象限与第二象限的四个静压孔102关于竖直直径面对称，第三象限与第四象限的四个静压孔102关于水平直径面对称；其中，第一象限中孔一与竖直直径面的夹角β为18.2°，孔二与孔一的夹角α为21.6°。

管座20包括小径面段、锥面段201与大径面段，锥面段201位于小径面段与大径面段之间，管座20整体为一体成型；小径面段一端与管头10螺纹连接，连接处设置有密封垫圈，大径面段一端安装在底座30上。

管座20的锥面段201的锥度为15°，管座20的锥度设计直接影响空速管对表面压力测量，通过CFD仿真分析和差压分析，确定管座锥度为15°，既能保证空速管对表面压力的感受敏感度，又不会过多对前端静压测量带来波动。

锥面段201上设有差压孔202，差压孔202连接有差压管203，差压管203的末端均设置有气体压力传感器40，用于测量气流的动压。差压孔202包括同心设置的四个，分别设置在锥面的顶面、底面、左侧面和右侧面，相邻两个差压孔202的夹角为90°；当无人机处于不同的攻角和侧滑角状态时，大气数据计算机可以通过上、下两个差压孔202的压差变化解算出气流局部攻角变化，通过左、右两侧而定差压孔202的压差变化解算出局部侧滑角变化。

空速管一般安装于无人机的机头正前方，该处温度较低，空速管外侧会结冰，因此为保证空速管的在低温条件下也可正常工作，在

总压导管103或静压导管104或差压管203的外侧套设有用于加热的电热阻丝105，电热阻丝105通过导线连接有电连接器301，通过电加热除冰和防结冰，电连接器301设置在底座30上。

实施例二

一种无人机，其巡航速度为130km/h至180km/h，对多功能空速管的重量要求不大于700g。基于上述要求，安装于此无人机上的多功能空速管，主要由管头10、管座20以及底座30组成。

具体地，空速管管头10的等直径段外径为16mm，静压孔102距前端距离116mm，管座20的大径面段外径为42mm，锥面段201的锥度为15°；管座20的末端到管头10的头端长455mm，管座20的安装点到管头10的头端距离430mm，空速管管体长度495mm，总长度575mm，如图5。该空速管通过差压孔202代替风标，对内部结构空间进行了简化设计，在保证强度和性能的前提下，整个多功能空速管总重量为650g，满足无人机对空速管质量不大于700g的要求。

本实用新型的空速管利用管座锥面段的四个压差孔测量压差，实现攻角、侧滑角的解算，取消了传统的风标设计，提高了产品低速性能，减轻设计复杂度和制造重量，提高了产品攻角侧滑角测量精度。

以上所述仅为本实用新型的较优实施例，这些实施例不代表本实用新型的所有可能形式，本实用新型的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。根据本实用新型公开的这些技术启示做出各种不脱离本实用新型实质的其它各种变形与改进，这些变形与改进仍然在本实用新型的保护范围内。

Claims (6)

1.一种安装于无人机上的多功能空速管，其特征在于，包括：管头(10)、管座(20)与底座(30)，所述管头(10)与管座(20)连接，所述管座(20)安装在底座(30)上；

所述管头(10)的端部设有总压孔(101)，所述总压孔(101)连接有总压导管(103)，所述管头(10)的壁面上设有静压孔(102)，所述静压孔(102)连接有静压导管(104)；

所述管座(20)包括小径面段、锥面段(201)与大径面段，所述锥面段(201)上设有差压孔(202)，所述差压孔(202)连接有差压管(203)；

所述总压导管(103)、静压导管(104)、差压管(203)的末端均设置有气体压力传感器(40)，各个所述气体压力传感器(40)分别与大气数据计算机通信连接。

2.根据权利要求1所述的安装于无人机上的多功能空速管，其特征在于：所述管座(20)的锥面段(201)的锥度为15°。

3.根据权利要求1所述的安装于无人机上的多功能空速管，其特征在于：所述差压孔(202)包括四个，相邻两个差压孔(202)的夹角为90°。

4.根据权利要求1所述的安装于无人机上的多功能空速管，其特征在于：所述总压导管(103)或静压导管(104)或差压管(203)的外侧套设有用于加热的电热阻丝(105)。

5.根据权利要求4所述的安装于无人机上的多功能空速管，其特征在于：所述底座(30)上设有电连接器(301)，所述电连接器(301)与所述电热阻丝(105)电连接。

6.根据权利要求1至5任一项所述的安装于无人机上的多功能空速管，其特征在于：所述静压孔(102)包括八个，分别以管头(10)的管径为对称轴设置。