專利名稱：低速飛行器空速實(shí)時(shí)測量裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空測控技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及ー種低速飛行器空速實(shí)時(shí)測量裝置。
背景技術(shù)：
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(jī)、滑翔機(jī)、動(dòng)カ傘、動(dòng)カ三角翼等飛行器。低速飛行器的飛行性能受風(fēng)的影響很大，對空速(飛行器相對大氣的速度)進(jìn)行準(zhǔn)確的測量是提高飛行品質(zhì)和飛行安全的關(guān)鍵。傳統(tǒng)航空領(lǐng)域采用皮托管測量動(dòng)壓，即總壓和靜壓的差值，因?yàn)榈退贂r(shí)動(dòng)壓Ap與空速Va之間滿足下式Ap =^pVa2(I)進(jìn)而可通過式(I)得出空速。其中P為大氣密度。由于低速飛行器的飛行速度較小，產(chǎn)生的動(dòng)壓也較小。隨著飛行高度的増加，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(yīng)的動(dòng)壓如表I所示表I不同高度不同空速所對應(yīng)的動(dòng)壓(Pa)
I (m/s) 2 (m/s) 5 (m/s) 10 (m/s) 20 (m/s)
0(km) 0.6125. 2.45 15.313 61.25245 .
1(km) 0.556 . 2.224 13.9 55.6222.4 .
2(km) 0.5035. 2.014 12. 588 50. 35201.4 .
5 (km) 0.368 . 1.472 9.2 36.8147.2 .
10 (km) 0.207 . 0.828 5. 175 20. 782.8 .
20 (km) 0.044 . 0. 178 I. 1114 4.445517. 782 .在海平面，lOm/s的空速時(shí)只有61Pa的動(dòng)壓，空速小于5m/s時(shí)，動(dòng)壓只有15Pa。而到了 20km高度，10m/s的空速時(shí)更只有4. 4Pa，空速小于5米時(shí)僅有I. IPa0在需要精確測量小范圍內(nèi)空速的場合，利用傳統(tǒng)的皮托管獲得的信號(hào)過于微弱，且噪聲較大，準(zhǔn)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(fēng)速計(jì)、熱線\熱球風(fēng)速儀雖然也可用于空速測量，但成本較高，校準(zhǔn)和維護(hù)困難，而且對使用環(huán)境要求較為苛刻，通常只能用于低空測速，而無法在高空應(yīng)用
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種壓差信號(hào)大，從而在低空速下可獲得更高的測速精度空速實(shí)時(shí)測量裝置。本發(fā)明提供了一種空速實(shí)時(shí)測量裝置，包括I)增速管，包括收縮段、喉部和擴(kuò)壓段，其中收縮段的直徑逐漸縮小，喉部為直管狀，擴(kuò)壓段管徑由喉部直徑逐漸増大至出ロ直徑；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(fù)壓測量端。壓差傳感器位于飛行器艙內(nèi)，壓差傳感器的正壓測量端連通于當(dāng)?shù)仂o壓。
根據(jù)本發(fā)明提供的空速實(shí)時(shí)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(jù)本發(fā)明提供的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中收縮段和擴(kuò)壓段采用流線型設(shè)計(jì)，或?yàn)殄F管形。根據(jù)本發(fā)明提供的空速實(shí)時(shí)測量裝置，還包括氣壓計(jì)和溫度傳感器，用于提供大氣密度數(shù)據(jù)，還包括微處理器。根據(jù)本發(fā)明提供的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中增速管收縮段的半錐角Θ i的范圍是
19° 24°，擴(kuò)壓段的半錐角范圍是6° 12。，收縮段的最大直徑與喉部直徑的比值f
d2
在2 3之間，擴(kuò)壓段的最大直徑與收縮段的最大直徑的比值f在O. 85 O. 9之間，根據(jù)本發(fā)明提供的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中增速管喉部上的測壓孔的直徑d4< I. 5mm,喉部的長度I2約為測壓孔的直徑的4倍。本發(fā)明提供的空速實(shí)時(shí)測量裝置可在不同大氣環(huán)境下(地面到平流層)實(shí)現(xiàn)低速情況下空速的實(shí)時(shí)、準(zhǔn)確測量。該裝置具有以下優(yōu)點(diǎn)I、簡單可靠、易于實(shí)現(xiàn)、成本低廉；2、與傳統(tǒng)的皮托管空速計(jì)相比，同樣空速下的信號(hào)強(qiáng)度遠(yuǎn)高于前者，且信號(hào)噪聲和脈動(dòng)量較??；3、適用性強(qiáng)，既可用于低空測速，也可用于高空測速。


以下參照附圖對本發(fā)明實(shí)施例作進(jìn)ー步說明，其中圖I為根據(jù)本發(fā)明的空速實(shí)時(shí)測量裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2為根據(jù)本發(fā)明的空速實(shí)時(shí)測量裝置的增速管的結(jié)構(gòu)示意圖。圖3為根據(jù)本發(fā)明的空速實(shí)時(shí)測量裝置的在飛行器上的安裝示意圖。圖4為根據(jù)一個(gè)實(shí)施例的空速實(shí)時(shí)測量裝置安裝時(shí)的實(shí)物圖。圖5為根據(jù)本發(fā)明的空速實(shí)時(shí)測量裝置的工作過程示意圖。圖6為根據(jù)本發(fā)明的空速實(shí)時(shí)測量裝置的測量方法的示意性方框圖。圖7為增速管關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)的示意圖。
圖8為簡化后的空速實(shí)時(shí)測量裝置的增速管的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施例方式根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，提供了一種空速實(shí)時(shí)測量裝置(如圖I所示)，包括I)增速管 U2 ；2)壓差傳感器Ul;
3)微處理器U4 ；4)氣壓計(jì)和溫度傳感器U5 ；5)連通管，用于連通增速管和壓差傳感器。其中增速管U2的結(jié)構(gòu)如圖2所示，包括靜壓段、收縮段、喉部和擴(kuò)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(kuò)壓段管徑由喉部直徑逐漸増大至出口直徑。其中，靜壓段和喉部分別具有測壓孔101和測壓孔102，分別經(jīng)連通管連接到壓差傳感器的正、負(fù)壓測量端。增速管U2在飛艇上安裝吋，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(jìn)的方向，且前方無遮擋。圖4示出了根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的空速實(shí)時(shí)測量裝置安裝時(shí)的實(shí)物圖。增速管U2中的靜壓段用于平穩(wěn)來流并測量氣壓，收縮段用于使來流加速，喉部用于測量加速后的當(dāng)?shù)貧鈮海瑪U(kuò)壓段用于使靜壓段和喉部氣流保持穩(wěn)定，以避免氣流在增速管出口處產(chǎn)生射流干擾。當(dāng)空氣流經(jīng)增速管時(shí)，喉部氣流因加速而壓強(qiáng)下降，在壓差傳感器兩端產(chǎn)生壓差。根據(jù)壓差的大小和增速管設(shè)計(jì)參數(shù)，即可推算出飛行器飛行空速如圖5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
I 2I 2P1+-PV1 =Pi+-PvI = Po(2)其中P為當(dāng)?shù)卮髿饷芏?，P0為總壓，P1和P2為入口截面、喉部截面氣壓，V1和V2分別為入口截面流速(即空速)、喉部截面流速。再由氣體連續(xù)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(jì)所測到的壓差為Δ P = P1-P2(4)由式⑵、⑶，Ap = —PV12 ^12 /Λ2 _ l) = ~Pvi /^2 _ l)(5)(6)其中
權(quán)利要求
1.一種空速實(shí)時(shí)測量裝置，包括 1)增速管，包括收縮段、喉部和擴(kuò)壓段，其中收縮段的直徑逐漸縮小，喉部為直管狀，擴(kuò)壓段管徑由喉部直徑逐漸増大至出ロ直徑； 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(fù)壓測量端。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中壓差傳感器位于飛行器艙內(nèi)，壓差傳感器的正壓測量端連通于當(dāng)?shù)仂o壓。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的空速實(shí)時(shí)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。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，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(jù)權(quán)利要求I或3所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中收縮段和擴(kuò)壓段采用流線型設(shè)計(jì)。
6.根據(jù)權(quán)利要求I或3所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中收縮段和擴(kuò)壓段為錐管形。
7.根據(jù)權(quán)利要求I或3所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，還包括氣壓計(jì)和溫度傳感器，用于提供大氣密度數(shù)據(jù)。
8.根據(jù)權(quán)利要求I或3所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，還包括微處理器。
9.根據(jù)權(quán)利要求I或3所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中收縮段的半錐角Q1的范圍是19° 24°，擴(kuò)壓段的半錐角范圍是6° 12°，收縮段的最大直徑與喉部直徑的比值fd2在2 3之間，擴(kuò)壓段的最大直徑與收縮段的最大直徑的比值I在O. 85 O. 9之間。
10.根據(jù)權(quán)利要求I或3所述的空速實(shí)時(shí)測量裝置，其中喉部上的測壓孔的直徑d4< I. 5mm,喉部的長度I2約為測壓孔的直徑的4倍。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種空速實(shí)時(shí)測量裝置，包括增速管，包括靜壓段、收縮段、喉部和擴(kuò)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(kuò)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(fù)壓測量端。
文檔編號(hào)G01P5/14GK102692521SQ20111006945
公開日2012年9月26日 申請日期2011年3月22日 優(yōu)先權(quán)日2011年3月22日
發(fā)明者周江華, 祝榕辰, 苗景剛 申請人:中國科學(xué)院光電研究院