低速飛行器空速實時測量裝置的製作方法

2023-06-08 23:43:56

專利名稱：低速飛行器空速實時測量裝置的製作方法
技術領域：
本實用新型屬於航空測控技術領域，尤其涉及一種低速飛行器空速實時測量裝置。
背景技術：
低速飛行器包括飛艇、浮升一體飛行器、氣球等浮空器以及直升機、滑翔機、動力傘、動力三角翼等飛行器。低速飛行器的飛行性能受風的影響很大，對空速(飛行器相對大氣的速度)進行準確的測量是提高飛行品質和飛行安全的關鍵。傳統航空領域採用皮托管測量動壓，即總壓和靜壓的差值，因為低速時動壓△ P與空速Va之間滿足下式Ιψ =^pV2a (1)進而可通過式(1)得出空速。其中P為大氣密度。由於低速飛行器的飛行速度較小，產生的動壓也較小。隨著飛行高度的增加，大氣密度將減小，該問題變得尤為突出。例如在海拔20km高度上，大氣密度只有海平面的7%左右。不同高度上10米/秒的空速對應的動壓如表1所示表1不同高度不同空速所對應的動壓(Pa)
1 (m/s)2 (m/s)5 (m/s)10(m/s)20(m/s)0(km)0. 61252. 4515. 31361. 25245l(km)0. 5562. 22413. 955. 6222. 42 (km)0. 50352. 01412. 58850. 35201. 45 (km)0. 3681. 4729. 236. 8147. 210 (km)0. 2070. 8285. 17520. 782. 820(km)0. 0440. 1781. 11144.445517. 782在海平面，10m/s的空速時只有61Pa的動壓，空速小於5m/s時，動壓只有15Pa。 而到了 20km高度，10m/s的空速時更只有4. 4Pa,空速小於5米時僅有1. IPa0在需要精確測量小範圍內空速的場合，利用傳統的皮托管獲得的信號過於微弱，且噪聲較大，準確提取空速很困難。航空儀表之外的其他裝置例如超聲波風速計、熱線\熱球風速儀雖然也可用於空速測量，但成本較高，校準和維護困難，而且對使用環境要求較為苛刻，通常只能用於低空測速，而無法在高空應用。

實用新型內容本實用新型的目的是提供一種壓差信號大，從而在低空速下可獲得更高的測速精度空速實時測量裝置。本實用新型提供了一種空速實時測量裝置，包括1)增速管，包括收縮段、喉部和擴壓段，其中收縮段的直徑逐漸縮小，喉部為直管狀，擴壓段管徑由喉部直徑逐漸增大至出口直徑；[0013]2)連通管；3)壓差傳感器，其中，喉部具有測壓孔，喉部的測壓孔通過連通管連接壓差傳感器的負壓測量端。 壓差傳感器位於飛行器艙內，壓差傳感器的正壓測量端連通於當地靜壓。根據本實用新型提供的空速實時測量裝置，還包括直管狀的靜壓段，其直徑比喉部大，與收縮段直徑較大的一端相連接。靜壓段具有測壓孔，該測壓孔通過連接管被連接到壓差傳感器的正壓測量端。根據本實用新型提供的空速實時測量裝置，其中收縮段和擴壓段採用流線型設計，或為錐管形。根據本實用新型提供的空速實時測量裝置，還包括氣壓計和溫度傳感器，用於提供大氣密度數據，還包括微處理器。根據本實用新型提供的空速實時測量裝置，其中增速管收縮段的半錐角θ工的範圍是19° 24°，擴壓段的半錐角範圍是6° 12°，收縮段的最大直徑與喉部直徑的比值
I在2 3之間，擴壓段的最大直徑與收縮段的最大直徑的比值■^在0. 85 0. 9之間，根據本實用新型提供的空速實時測量裝置，其中增速管喉部上的測壓孔的直徑(14 < 1. 5mm,喉部的長度I2約為測壓孔的直徑的4倍。本實用新型提供的空速實時測量裝置可在不同大氣環境下(地面到平流層)實現低速情況下空速的實時、準確測量。該裝置具有以下優點1、簡單可靠、易於實現、成本低廉；2、與傳統的皮托管空速計相比，同樣空速下的信號強度遠高於前者，且信號噪聲和脈動量較小；3、適用性強，既可用於低空測速，也可用於高空測速。
以下參照附圖對本實用新型實施例作進一步說明，其中圖1為根據本實用新型的空速實時測量裝置的結構示意圖。圖2為根據本實用新型的空速實時測量裝置的增速管的結構示意圖。圖3為根據本實用新型的空速實時測量裝置的在飛行器上的安裝示意圖。圖4為根據本實用新型的空速實時測量裝置的工作過程示意圖。圖5為根據本實用新型的空速實時測量裝置的測量方法的示意性方框圖。圖6為增速管關鍵設計參數的示意圖。圖7為簡化後的空速實時測量裝置的增速管的結構示意圖。
具體實施方式
根據本實用新型的一個實施例，提供了一種空速實時測量裝置(如圖1所示)，包括1)增速管 U2 ；2)壓差傳感器Ul ；
4[0036]3)微處理器U4 ；4)氣壓計和溫度傳感器U5 ；5)連通管，用於連通增速管和壓差傳感器。其中增速管U2的結構如圖2所示，包括靜壓段、收縮段、喉部和擴壓段，靜壓段為直徑保持不變的直管狀，收縮段為近似錐形，連接截面積較大的靜壓段和截面積較小的喉部，喉部段為直徑保持不變的直管，擴壓段管徑由喉部直徑逐漸增大至出口直徑。其中，靜壓段和喉部分別具有測壓孔101和測壓孔102，分別經連通管連接到壓差傳感器的正、負壓測量端。增速管U2在飛艇上安裝時，如圖3所示，要求增速管與飛行器縱軸平行放置，靜壓段朝向前進的方向，且前方無遮擋。增速管U2中的靜壓段用於平穩來流並測量氣壓，收縮段用於使來流加速，喉部用於測量加速後的當地氣壓，擴壓段用於使靜壓段和喉部氣流保持穩定，以避免氣流在增速管出口處產生射流幹擾。當空氣流經增速管時，喉部氣流因加速而壓強下降，在壓差傳感器兩端產生壓差。根據壓差的大小和增速管設計參數，即可推算出飛行器飛行空速如圖4所示，記增速管入口截面積為A1,喉部截面積為A2。在低速情況下，可將氣體作為不可壓流處理。由伯努利方程，在入口截面和喉部截面，有P1+^ PV21 =P2+\PvI = P0(2)其中P為當地大氣密度，Ptl為總壓，P1和P2為入口截面、喉部截面氣壓，力和 分別為入口截面流速(即空速)、喉部截面流速。再由氣體連續方程，有V1A1 = V2A2(3)其中ApA2分別為入口截面、喉部截面的截面積。雙極型壓差計所測到的壓差為
權利要求1.一種空速實時測量裝置，包括1)增速管，包括收縮段、喉部和擴壓段，其中收縮段的直徑逐漸縮小，喉部為直管狀，擴壓段管徑由喉部直徑逐漸增大至出口直徑；2)連通管；3)壓差傳感器，其中，喉部具有測壓孔，喉部的測壓孔通過連通管連接壓差傳感器的負壓測量端。
2.根據權利要求1所述的空速實時測量裝置，其特徵在於壓差傳感器位於飛行器艙內，壓差傳感器的正壓測量端連通於當地靜壓。
3.根據權利要求1所述的空速實時測量裝置，其特徵在於還包括直管狀的靜壓段，其直徑比喉部大，與收縮段直徑較大的一端相連接。
4.根據權利要求3所述的空速實時測量裝置，其特徵在於靜壓段具有測壓孔，該測壓孔通過連接管被連接到壓差傳感器的正壓測量端。
5.根據權利要求1或3所述的空速實時測量裝置，其特徵在於收縮段和擴壓段採用流線型設計。
6.根據權利要求1或3所述的空速實時測量裝置，其特徵在於收縮段和擴壓段為錐管形。
7.根據權利要求1或3所述的空速實時測量裝置，其特徵在於還包括氣壓計和溫度傳感器，用於提供大氣密度數據。
8.根據權利要求1或3所述的空速實時測量裝置，其特徵在於還包括微處理器。
9.根據權利要求1或3所述的空速實時測量裝置，其特徵在於收縮段的半錐角Q1的範圍是19° M°，擴壓段的半錐角範圍是6° 12°，收縮段的最大直徑與喉部直徑的比值；^在2 3之間，擴壓段的最大直徑與收縮段的最大直徑的比值■^在0.85 0.9之間。
10.根據權利要求1或3所述的空速實時測量裝置，其特徵在於喉部上的測壓孔的直徑 d4 < 1. 5mm,喉部的長度I2約為測壓孔的直徑的4倍。
專利摘要本實用新型提供了一種空速實時測量裝置，包括增速管，包括靜壓段、收縮段、喉部和擴壓段，靜壓段和喉部為直管狀，靜壓段的截面積比喉部大，收縮段的直徑逐漸縮小以連接靜壓段和喉部，擴壓段管徑由喉部直徑逐漸增大至出口直徑；連通管；壓差傳感器。其中，靜壓段和喉部分別具有測壓孔，靜壓段的測壓孔通過連接管連接到壓差傳感器的正壓測量端、喉部的測壓孔通過連通管連接壓差傳感器的負壓測量端。
文檔編號G01P5/14GK202149906SQ201120076798
公開日2012年2月22日 申請日期2011年3月22日 優先權日2011年3月22日
發明者周江華, 祝榕辰, 苗景剛 申請人:中國科學院光電研究院