專利名稱：改進(jìn)的多功能飛機(jī)探頭的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明總體上涉及一種多功能飛機(jī)傳感器探頭，它根據(jù)飛機(jī)飛行剖面的氣流壓力條件可獲得飛行數(shù)據(jù)和/或信息(例如，飛行角度，側(cè)滑，飛行速度，高度和/或垂直速度)。
背景技術(shù)：
公知的多功能飛機(jī)傳感器探頭，如在所引證的拜爾頓(Baltins)等人的`526號專利中公開的多功能飛機(jī)探頭部件。其中，拜爾頓(Baltins)等人的`526號專利中的探頭部件通常包括沿氣流方向可旋轉(zhuǎn)的探頭，其上另設(shè)有基本上位于一對氣壓測口之間的中部的動壓力測口，兩個(gè)氣壓測口相對探頭滯止線對稱。還可設(shè)有一組氣壓輸出口，且每一輸出口在探頭中與相應(yīng)的氣壓測口相通。
這樣，當(dāng)該對測口中的氣壓平衡時(shí)，在輸出口處與測口相通的氣壓基本上是P1，在寬的飛行速度范圍內(nèi)(例如從0.1馬赫到超音速)氣壓P1是靜態(tài)壓力(大氣壓)的單調(diào)函數(shù)。另一方面，當(dāng)氣壓測口中的氣壓平衡時(shí)，動壓力測口直接測量氣流壓力。其結(jié)果，與動壓力測口相通的動壓力輸出口顯示最大氣流壓力P0，P0在飛行速度寬的范圍內(nèi)是總壓力(沖壓)的單調(diào)函數(shù)。這些壓力P1和P0能夠數(shù)學(xué)地轉(zhuǎn)換成不帶有任何依飛機(jī)的飛行角度和/或側(cè)滑而定的誤差的實(shí)際的總壓力(沖壓)和純粹的靜態(tài)壓力(大氣壓)，能夠利用探頭獲得飛行角度和/或側(cè)滑等飛行數(shù)據(jù)信息，及主要飛行數(shù)據(jù)如飛行速度、高度和/或垂直速度。
已公開的拜爾頓(Baltins)等人`526號專利中的多功能探頭通過在圓周上分開地設(shè)置一對測口而被改進(jìn)，該對測口相應(yīng)地具有測量飛行角度的功能和測量空氣壓力數(shù)據(jù)的功能。依照本發(fā)明設(shè)計(jì)的探頭，尤其適合減少復(fù)雜撞擊系統(tǒng)的影響，開發(fā)超音速飛行的探頭，因此，隨之改進(jìn)了氣流壓力測量的性能。

發(fā)明內(nèi)容
所以，在本發(fā)明的一個(gè)方面中，多功能飛機(jī)探頭設(shè)有一個(gè)遠(yuǎn)端的探頭部件，它從飛機(jī)表面向外突出，與其可操作地連接并相對其突出軸旋轉(zhuǎn)地安裝。在探頭部件設(shè)有位于中心(即，基本上與探頭的滯止線成一直線)的動壓力測口，和在圓周上彼此和相對動壓力測口對稱地分開的一對內(nèi)、外氣壓測口。最好是，每一外氣壓測口從中心的動壓力測口在圓周上相互分開90°(即，在圓周上互相分開180°使得彼此的緯度相對)，同時(shí)，每一內(nèi)氣壓測口從中心的動壓力測口在圓周上相互分開45°(即，在圓周上互相分開90°)，在這種方式下，完全保持了飛行角度的功能而不依賴探頭組件的空氣壓力數(shù)據(jù)測量的功能。
具體地，本發(fā)明提出一種飛機(jī)探頭組件包括一中空的大體上為圓錐形的其中設(shè)有壓力測口的探頭部件；大體上為三角形的分離葉片，具有導(dǎo)向邊緣和后沿，且套入所述探頭部件中；其中所述分離葉片包括沿其所述導(dǎo)向邊緣的凹槽形通道并且與所述探頭部件中的所述壓力測口流體連通。
本發(fā)明的這些和其他方面和改進(jìn)可結(jié)合下面的最佳實(shí)施例詳加描述即可清楚明了。
參照下面給出的附圖，其中不同附圖中相同的標(biāo)號指示相同的部件，其中，


圖1是按照本發(fā)明最佳傳感器部件在飛機(jī)前端的局部透視圖；圖2是本發(fā)明最佳傳感器部件通過飛機(jī)機(jī)身沿圖1中的2-2線從靠近氣流流動所以察到的放大的局部剖視圖；圖2A是圖2中所示的最佳傳感器部件的背部局部透視圖；圖3是圖2中所示本發(fā)明最佳傳感器部件局部分解的透視圖；圖4是在本發(fā)明最佳傳感器部件中所用的旋轉(zhuǎn)氣壓測量葉片的側(cè)面放大透視圖；圖5是圖4中的旋轉(zhuǎn)氣壓測量葉片的放大的正透視圖；圖6是圖4中旋轉(zhuǎn)氣壓測量葉片的頂視圖；圖7是圖4中旋轉(zhuǎn)氣壓測量葉片分開的透視圖。
具體實(shí)施例方式
參照圖1所示是按照本發(fā)明連接在前機(jī)身部分FS的具有飛機(jī)傳感器探頭部件10的飛機(jī)AC的局部透視圖。該探頭部件沿突出軸Ap突出于飛機(jī)機(jī)身FS的表面，使其與飛行氣流垂直。這時(shí)，盡管由圖1所示的飛機(jī)傳感器探頭部件10從飛機(jī)AC向下突出，但是可以理解如果需要，探頭部件也可從飛機(jī)AC的側(cè)面突出。這樣，象拜爾頓(Baltins)等人`526號專利中所公開和要求保護(hù)的傳感器部件一樣，本發(fā)明的探頭部件10可以任何想要的方向突出于飛機(jī)，以減小飛機(jī)多軸旋轉(zhuǎn)的影響。這樣，如果在盡可能減小飛機(jī)側(cè)滑角度的影響時(shí)測量飛行的角度，則可要求將探頭部件10設(shè)計(jì)成側(cè)向突出。擇一地，如果在盡可能減小飛機(jī)飛行角度的影響時(shí)測量飛機(jī)的側(cè)滑角度，則可要求將探頭部件設(shè)計(jì)成如圖中所示的向下突出。
由本發(fā)明的探頭部件10獲得的氣流方向/壓力的數(shù)據(jù)可通過與傳感器殼體14(如圖2)連接的普通電子/氣動路線傳輸給飛機(jī)上的飛行儀器和/或飛行指揮系統(tǒng)。因此，殼體14的內(nèi)部結(jié)構(gòu)和作用可依照拜爾頓(Baltins)等人的`526號專利中描述的，且在此省略了相同的詳細(xì)說明。
如圖2和3可清楚看到，探頭部件10通常包括殼體14，普通的圓錐形中空的探頭部件16，安裝邊緣14-1和分離葉片18。設(shè)置安裝邊緣14-1以使探頭部件10可安裝在與飛機(jī)的機(jī)身FS連接的支撐構(gòu)件S上，這樣殼體14設(shè)在機(jī)身FS中并且探頭部件16沿突出軸Ap向外延伸。分離葉片18全部位于探頭部件16的空腔中，并且與探頭部件16作為一個(gè)單元以繞突出軸Ap旋轉(zhuǎn)的方式固定在其上。
圓錐形中空的探頭部件16繞探頭突出軸Ap樞轉(zhuǎn)地安裝在殼體14上。探頭部件16設(shè)有中心的動壓力測口20，其與探頭部件的滯止線在一條直線上(或在探頭部件表面最大氣流壓力處)，且與探頭部件的突出軸Ap一致。測口20最好是一延長的狹縫，其延長的軸線通常處于與突出軸Ap的方向一致。
一對設(shè)在近端的和一對設(shè)在遠(yuǎn)端的氣壓測口22和24對應(yīng)地設(shè)在探頭部件16上，并且從中心的動壓力測口20處在圓周上對稱地分開。這時(shí)，每一測口22，24最好從測口20處在圓周上對稱地分開45°(即，以使該對在近端的和在遠(yuǎn)端的內(nèi)壓力測口22和24在圓周上相應(yīng)互相分開90°)。每一測口22，24最好是一延長的狹縫，其縱向延伸的方向通常與突出軸Ap的方向一致。另外，如圖2的部分所示，在近端和在遠(yuǎn)端的測口22，24在縱向互相在一條直線上。
一對外氣壓測口26也設(shè)在探頭部件16上。最好是，每一外壓力測口26從中心的動壓力測口20處在圓周上對稱地分開90°(即，使壓力測口26實(shí)際上在探頭部件16的外表面上彼此的緯度相對)。如圖2所示，該對外壓力測口26相對多個(gè)置于遠(yuǎn)端的成對測口22和24鄰近地位于探頭部件16的外表面上。如前面討論的測口20、22和24一樣，測口26最好是延長的狹縫，其縱向延伸的方向通常與突出軸Ap的方向一致。因此，每一測口20、22和24最好是錐形的且朝向圓錐形探頭部件16的尖頂端。就是測口20、22和24是錐形延伸的，以至具有基本上恒定的夾角，也就是說，其錐度與探頭部件16的錐度相同。
分離葉片18如圖4-7可更清楚地表示。其中，分離葉片18最好呈整塊的三角形的形狀結(jié)構(gòu)，其尺寸和大小在其匯聚的導(dǎo)向邊緣和后沿32，34之間，相應(yīng)地，使其緊密地固定在探頭部件16圓錐形的內(nèi)部。因而，分離葉片18的尖頂端設(shè)有圓錐形部分30，它與探頭部件16在其相應(yīng)尖頂端的內(nèi)表面相對。
分離葉片18的導(dǎo)向邊緣32設(shè)有伸長的槽形導(dǎo)向邊緣通道36，當(dāng)分離葉片18與探頭部件16接合時(shí)該通道36與中心的壓力測口20在一條直線上且流體連通。在導(dǎo)向邊緣通道36中的壓力狀況通過通道36-1與壓力檢測部件(例如，要么包含在殼體14中，和/或包含在飛機(jī)上的飛行系統(tǒng)中)相通。因此，管狀導(dǎo)管36-2最好插入通道36-1中以便于與未示出的有關(guān)的壓力檢測元件連接。
在其導(dǎo)向邊緣和后沿32、34之間設(shè)有一對相對的從分離葉片18的每一側(cè)壁向外延伸的側(cè)突塊38。側(cè)突塊38的外表面是凸圓曲線表面38-1，其母線與圓錐形探頭部件16內(nèi)表面的一致。尤其是，當(dāng)分離葉片18安裝探頭部件16中時(shí)，突塊38的表面38-1與探頭部件16內(nèi)部接觸。在終止的凸圓曲線表面38-1和探頭部件16之間的接觸容許電阻產(chǎn)生的熱傳導(dǎo)給探頭部件16，以防止在飛行過程中在測口26附近積冰。
側(cè)突塊38共同形成了大體上為三角形的通孔38-2，它在兩表面38-1之間相對分離葉片38的平面橫著延伸(即在相對導(dǎo)向邊緣和后沿32、34之間)。當(dāng)分離葉片18位于中空的探頭部件16中時(shí)，外壓力口26與通孔38-2在一條直線上且流體連通。由外壓力口26檢測并且存在于此流體連通的通孔38-2內(nèi)的壓力狀況，可通過管狀導(dǎo)管38-3(如圖7所示)傳輸給飛機(jī)上有關(guān)的壓力傳感器和/或壓力儀器。
一對平面?zhèn)热~片40基本上垂直于分離葉片18兩側(cè)延伸。其終止邊緣40-1是凸圓弧形曲線，以使其與鄰探頭部件16的圓錐形內(nèi)表面的母線相一致。因此，當(dāng)分離葉片18套入探頭部件中時(shí)，這些凸圓弧形的終止邊緣40-1與中空探頭部件16的內(nèi)表面相接觸。終止邊緣40-1和探頭部件16之間的接觸允許電阻產(chǎn)生的熱傳導(dǎo)給探頭部件16，以防止測口22和/或24附近積冰。另外，顯然側(cè)葉片40位于探頭部件16中的鄰近氣壓測口22的下部。
在分離葉片18三角形基體附近設(shè)有帶排泄凹槽42的導(dǎo)向邊緣通道36。設(shè)在靠近分離葉片18的后沿處的一對對稱的側(cè)向延伸的楔形部件44包括相應(yīng)的排泄通道46。每一排泄通道具有一個(gè)開口于排泄凹槽42中的端口46-1(如圖7所示)，和一個(gè)鄰近端口46-2(如圖6所示)，與在探頭部件16的尾側(cè)(如圖2A所示)的排出孔48在一條直線上。
分離葉片18的基體上設(shè)有一長形鍵50，它在導(dǎo)向邊緣和后沿32，34之間延伸。鍵50的尺寸和裝配與和其連接的罩在基體14中的內(nèi)部的有關(guān)部件的對應(yīng)狹槽(未示出)相配合。
值得一提的是在分離葉片18和中空的圓錐形探頭部件的內(nèi)表面之間形成的壓力腔與內(nèi)氣壓測口22、24流體連通。該腔由未示出的裝置經(jīng)殼體14與飛機(jī)上的壓力傳感器/壓力儀器連接。以類似的方式，由導(dǎo)向邊緣通道36和通孔38-2形成的腔可經(jīng)殼體14與飛機(jī)上的壓力傳感器/壓力儀器連接。探頭部件的旋轉(zhuǎn)的電信號指示同樣也可通過普通的電纜連接，其類似的方式已在上述拜爾頓(Baltins)等人`526號專利中描述。
本發(fā)明的傳感器探頭組件10以普通的圓錐幾何結(jié)構(gòu)被圖示和描述的同時(shí)，可以理解這是本發(fā)明的最佳實(shí)施例，并不作為對本發(fā)明的限制。本發(fā)明的傳感器探頭組件10可設(shè)計(jì)成其它非圓錐形幾何結(jié)構(gòu)，如圓柱形，三維曲線的結(jié)構(gòu)等等。本領(lǐng)域的技術(shù)人員根據(jù)所需探頭的用途環(huán)境和/或作用在滿足上述條件下可選擇精確的幾何形式設(shè)計(jì)探頭組件10。
因此，依照多次試驗(yàn)和最佳實(shí)施例描述本發(fā)明的同時(shí)，可以理解本發(fā)明不限于公開的實(shí)施例，相反，想要進(jìn)行的各種改進(jìn)和等同的裝置包括在附加的權(quán)利要求的構(gòu)思和范圍中。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)探頭組件包括一中空的大體上為圓錐形的其中設(shè)有壓力測口的探頭部件；大體上為三角形的分離葉片，具有導(dǎo)向邊緣和后沿，且套入所述探頭部件中；其中所述分離葉片包括沿其所述導(dǎo)向邊緣的凹槽形通道并且與所述探頭部件中的所述壓力測口流體連通。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)探頭組件，其中所述探頭部件包括排出孔，且其中所述分離葉片包括開口于所述沿邊通道中的排泄凹槽，且排泄通道一端與所述排泄凹槽相通而另一端與所述排出孔相通。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)探頭組件，其中所述探頭部件包括一對在圓周上分開的氣壓測口，且其中所述分離葉片包括一對側(cè)向延伸的突塊，其形成一與所述外氣壓測口相通的通孔。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)探頭組件，其中所述通孔大體上是三角形的。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)探頭組件，其中所述分離葉片大體上是三角平面結(jié)構(gòu)，具有基體和匯聚的導(dǎo)向邊緣和后沿，其中所述突塊從所述分離葉片的相應(yīng)側(cè)壁向外側(cè)延伸。
全文摘要
本發(fā)明提出一種飛機(jī)探頭組件包括一中空的大體上為圓錐形的其中設(shè)有壓力測口的探頭部件；大體上為三角形的分離葉片，具有導(dǎo)向邊緣和后沿，且套入所述探頭部件中；其中所述分離葉片包括沿其所述導(dǎo)向邊緣的凹槽形通道并且與所述探頭部件中的所述壓力測口流體連通。
文檔編號G01C23/00GK1618699SQ20041009748
公開日2005年5月25日 申請日期1999年6月24日 優(yōu)先權(quán)日1998年7月2日
發(fā)明者M·A·門茲斯, G·U·巴爾廷斯, D·N·馬丁 申請人:航空電子特制品有限公司