專利名稱：以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種面向飛機空速校準的以拖錐為載體的外置式空氣靜壓測量裝置。
背景技術(shù)：
大氣靜壓、動壓、迎角和側(cè)滑角是飛機最基本的四個大氣數(shù)據(jù)，其他大部分的大氣數(shù)據(jù)都可以根據(jù)這些數(shù)據(jù)計算出來。在航空領(lǐng)域中，一般可通過測量大氣靜壓及動壓來確定飛機的飛行高度、空速、馬赫數(shù)等參數(shù)。目前，飛機上普遍采用空速管測量大氣的靜壓及動壓。根據(jù)國內(nèi)外適航標準，飛機的空速系統(tǒng)需要通過試飛進行校核，而空速系統(tǒng)中最需要校核的參數(shù)是大氣靜壓。隨著航空航天業(yè)的發(fā)展，目前，國內(nèi)外已發(fā)明了雷達跟蹤法、GPS速度法、雷達-照相經(jīng)緯儀法、照相法、拖錐法、照相截時法、音速法、溫度法等試飛空速校核方法。但是考慮到受飛機繞流場影響、測量精度等因素，目前國內(nèi)外運輸類飛機常用的 空速試飛校核方法是拖錐法。目前國內(nèi)外使用的拖錐法，其測量裝置一般由收放裝置、壓力感測傳感器、信號處理裝置、帶加固鋼芯的尼龍管、靜壓管、拖錐等組成。尼龍管收放裝置、壓力感測傳感器及信號處理裝置都安置在飛機內(nèi)部，拖錐和靜壓管由尼龍管連接并由收放裝置從飛機尾部放出，靜壓管安裝在拖錐前約3米位置處，靜壓管與拖錐之間通過尼龍管連接。試飛時，通過飛機內(nèi)部收放裝置將拖錐收放到飛機尾部后設(shè)定位置，通過靜壓管上的靜壓孔將空氣引入管內(nèi)，再通過尼龍管將空氣導入到飛機內(nèi)部并由壓力感測傳感器檢測大氣靜壓。目前，國內(nèi)外采用的拖錐法都經(jīng)過長距離管道將空氣引入到飛機內(nèi)部，再進行測量，這樣能夠避免飛機繞流場對靜壓測量的影響。然而，在將空氣由飛機外部引至飛機內(nèi)部的過程中，由于尼龍管道較長，空氣易產(chǎn)生泄露和衰減，導致靜壓測量誤差增大；由于壓力感測傳感器安裝在飛機內(nèi)部，檢測到的大氣靜壓與飛機外部的大氣靜壓存在差異，使靜壓測量值產(chǎn)生位置誤差；由于系統(tǒng)的時效性、工作環(huán)境等，靜壓測量將產(chǎn)生遲滯效應(yīng)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是克服上述不足，提供一套面向飛機空速校準的以拖錐為載體的飛
機外置式空氣靜壓測量裝置。如圖I所示，為以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置，其主要由收放裝置及信號處理裝置10、傳感器信號傳遞線I、鎧裝線纜2、馬龍頭連接頭I 3、微納壓力傳感器4、微小型靜壓管5、轉(zhuǎn)接頭II 6、柔性線纜7、轉(zhuǎn)接頭III 8和拖錐9組成；所述鎧裝線纜2 —端與機尾連接，另一端通過馬龍頭連接頭I 3與微小型靜壓管5 一端連接；微小型靜壓管5另一端通過轉(zhuǎn)接頭II 6與柔性線纜7 —端連接；柔性線纜7另一端通過轉(zhuǎn)接頭III 8與拖錐9連接；所述微小型靜壓管5長度范圍為20(T400mm，在其靠近轉(zhuǎn)接頭II 6的一端布有多組周向均布的靜壓孔；
所述微納壓力傳感器4安裝在馬龍頭連接頭I 3內(nèi)；微納壓力傳感器4的敏感元件伸到微小型靜壓管5內(nèi)；微納壓力傳感器4通過貫穿在鎧裝線纜2內(nèi)部的傳感器信號傳遞線I將感測信號傳輸?shù)斤w機內(nèi)部的信號處理裝置；收放裝置也安裝于飛機內(nèi)部，收放裝置通過控制收放鎧裝線纜2實現(xiàn)對拖錐的收放。所述以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置各部分的長度，保證拖錐9展開后，微小型靜壓管5、轉(zhuǎn)接頭II 6、柔性線纜7、轉(zhuǎn)接頭III 8和拖錐9部分位于飛機尾部后f 2倍展翼位置處。檢測大氣靜壓時，系統(tǒng)控制收放裝置對鎧裝線纜2進行自動收放，飛機外置式靜壓測量裝置展開，空氣通過靜壓孔進入到微小型靜壓管5內(nèi)，微小型靜壓管5內(nèi)的微納壓力傳感器4感測大氣靜壓，并通過信號傳遞線I將感測信號傳輸?shù)斤w機內(nèi)部信號處理裝置，實現(xiàn)對大氣靜壓的準確高精度測量。本發(fā)明的有益效果是本發(fā)明的拖錐收放管纜選用鎧裝線纜，線纜與靜壓管采用馬龍頭方式連接。該種連接方式連接牢固、可靠，能夠承受沖擊載荷，保證裝置的可靠性和·安全性。本發(fā)明在進行靜壓測量時，微納壓力傳感器和靜壓管隨拖錐一同施放到飛機尾部后廣2倍展翼位置，能完全消除飛機擾流場對靜壓測量的影響；由于靜壓測量是在靜壓管內(nèi)進行的，空氣不需要經(jīng)過長距離傳輸，因此空氣不會出現(xiàn)泄漏和衰減；同時，微納壓力傳感器感測空氣靜壓是在微小型靜壓管內(nèi)，而靜壓測量時，靜壓管隨拖錐被釋放到飛機尾部后適當位置，即微納壓力傳感器在飛機尾部后的大氣中感測空氣靜壓，故該測量裝置不存在檢測位置引起的誤差，并能大大縮短靜壓測量的遲滯效應(yīng)。因此該測量裝置能提高靜壓測量的精度及響應(yīng)性能。本發(fā)明將為國內(nèi)外飛機空速校準提供一種先進、精確的測量裝置，將促進飛機靜壓校準方法的提高和發(fā)展，進而提高軍用和民用飛機、無人機、直升機及其他微小型飛行器大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的空氣靜壓測量精度。本發(fā)明將有可能取代目前飛機試飛拖拽錐法中使用的靜壓測量裝置。


圖I為本發(fā)明提出的以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置示意中1.信號傳輸線，2.鎧裝線纜，3.馬龍頭連接頭I，4.微納壓力傳感器，5.微小型靜壓管，6.轉(zhuǎn)接頭II，7.柔性線纜，8.轉(zhuǎn)接頭III，9.拖錐，10.收放裝置及信號處理裝置。
具體實施例方式本實施例中的以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置用于一翼展為30m的飛機。如圖I所示，本實施例中以拖錐為載體的飛機外置式靜壓測量裝置，主要由收放裝置及信號處理裝置10、傳感器信號傳遞線I、鎧裝線纜2、馬龍頭連接頭I 3、微納壓力傳感器4、微小型靜壓管5、轉(zhuǎn)接頭II 6、柔性線纜7、轉(zhuǎn)接頭III 8和拖錐9組成；所述鎧裝線纜2 —端與機尾連接，另一端通過馬龍頭連接頭I 3與微小型靜壓管5 一端連接；微小型靜壓管5另一端通過轉(zhuǎn)接頭II 6與柔性線纜7 —端連接；柔性線纜7另一端通過轉(zhuǎn)接頭III 8與拖錐9連接；所述微小型靜壓管5長度為300mm，在其靠近轉(zhuǎn)接頭II 6的一端布有三組靜壓孔，每組包括周向均布的6個靜壓孔；所述微納壓力傳感器4安裝在馬龍頭連接頭I 3內(nèi)；本實施例的微納壓力傳感器4型號為PST100，微納壓力傳感器4的敏感元件伸到微小型靜壓管5內(nèi)；微納壓力傳感器4通過貫穿在鎧裝線纜2內(nèi)部的傳感器信號傳遞線I將感測信號傳輸?shù)斤w機內(nèi)部的信號處理 裝置；收放裝置也安裝于飛機內(nèi)部，收放裝置通過控制收放鎧裝線纜2實現(xiàn)對拖錐的收放。所述以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置，在拖錐9展開后，微小型靜壓管5、轉(zhuǎn)接頭II 6、柔性線纜7、轉(zhuǎn)接頭III 8和拖錐9部分位于飛機尾部后30nT60m位置處。檢測大氣靜壓時，系統(tǒng)控制收放裝置對鎧裝線纜2進行自動收放，飛機外置式靜壓測量裝置展開，空氣通過靜壓孔進入到微小型靜壓管5內(nèi)，微小型靜壓管5內(nèi)的微納壓力傳感器4感測大氣靜壓，并通過信號傳遞線I將感測信號傳輸?shù)斤w機內(nèi)部信號處理裝置，實現(xiàn)對大氣靜壓的準確高精度測量。
權(quán)利要求
1.以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置，其主要由收放裝置及信號處理裝置(10)、傳感器信號傳遞線(I)、鎧裝線纜(2)、馬龍頭連接頭I (3)、微納壓力傳感器(4)、微小型靜壓管(5)、轉(zhuǎn)接頭II (6)、柔性線纜(7)、轉(zhuǎn)接頭111(8)和拖錐(9)組成； 所述鎧裝線纜(2) —端與機尾連接，另一端通過馬龍頭連接頭I (3)與微小型靜壓管(5)一端連接；微小型靜壓管(5)另一端通過轉(zhuǎn)接頭II (6)與柔性線纜(7) —端連接；柔性線纜(7)另一端通過轉(zhuǎn)接頭III(8)與拖錐(9)連接； 所述微小型靜壓管(5)長度范圍為20(T400mm，在其靠近轉(zhuǎn)接頭II (6)的一端布有多組周向均布的靜壓孔； 所述微納壓力傳感器(4)安裝在馬龍頭連接頭I (3)內(nèi)；微納壓力傳感器(4)的敏感元件伸到微小型靜壓管(5)內(nèi)；微納壓力傳感器(4)通過貫穿在鎧裝線纜(2)內(nèi)部的傳感 器信號傳遞線(I)將感測信號傳輸?shù)斤w機內(nèi)部的信號處理裝置；收放裝置也安裝于飛機內(nèi)部，收放裝置通過控制收放鎧裝線纜(2)實現(xiàn)對拖錐的收放； 所述以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置各部分的長度，保證拖錐(9)展開后，微小型靜壓管(5)、轉(zhuǎn)接頭II (6)、柔性線纜(7)、轉(zhuǎn)接頭111(8)和拖錐(9)部分位于飛機尾部后f 2倍展翼位置處。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種面向飛機空速校準以拖錐為載體的外置式空氣靜壓測量裝置。由收放裝置、信號處理裝置、管纜、微納壓力傳感器、微小型靜壓管、轉(zhuǎn)接頭、拖錐等組成。其特征是微小型靜壓管施放到飛機尾部后適當位置和微納壓力傳感器的外置方式可以規(guī)避位置誤差、縮短遲滯效應(yīng)，提高測量裝置的精度和響應(yīng)性能；鎧裝線纜的使用，可以增加電纜的機械強度、提高防腐蝕能力，適應(yīng)高空飛行環(huán)境；馬龍頭的轉(zhuǎn)接頭連接牢固、可靠，能夠承受沖擊載荷，保證裝置的可靠性和安全性。該方法及裝置，先進、科學、精度高、時效性強，適合航空等特殊環(huán)境，能滿足飛機空速靜壓校準的精確自動測量。
文檔編號G01L11/00GK102853961SQ20121037596
公開日2013年1月2日 申請日期2012年9月29日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月29日
發(fā)明者劉篤喜, 趙小軍, 覃秋霞, 王新剛, 李 浩, 朱琳 申請人:西北工業(yè)大學