本實用新型涉及一種用于測量固定翼飛行器馬赫數(shù)、高度、攻角、側(cè)滑角、升降速度、指示空速等各種大氣參數(shù)的半圓柱形半圓柱形大氣數(shù)據(jù)測量探頭。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有技術(shù)中，實現(xiàn)飛行自動控制，首要的問題是如何精確地測量飛行器的飛行參數(shù)，如飛機的姿態(tài)角、角速度、飛行高度和速度等。測量這些參數(shù)的傳感器有陀螺儀、加速度計、空速管和高度傳感器等。大氣參數(shù)測量傳感器是測量飛機與大氣之間的作用力及飛機所在位置的大氣參數(shù)，并經(jīng)過飛機的全、靜壓系統(tǒng)轉(zhuǎn)換成電信號的裝置?，F(xiàn)代飛行器的飛行控制系統(tǒng)、發(fā)動機控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)和儀表顯示系統(tǒng)等需要準確地靜壓、動壓、溫度、高度、高度變化率、指示空速、真實空速等信息，而上述的這些參數(shù)是空氣總壓、靜壓、總溫的函數(shù)。測量大氣數(shù)據(jù)的精度關(guān)系到飛行控制的性能和飛行安全。用于測量大氣總壓、靜壓、攻角和側(cè)滑角的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)又稱高度速度中心儀或大氣數(shù)據(jù)計算機,它既為飛行人員提供目視信號，又作為信號傳感器向飛機相關(guān)系統(tǒng)傳送信號,它是一種綜合自動計算裝置,是現(xiàn)代高性能飛機所必需的特種設(shè)備之一,能夠提供有關(guān)飛行的大氣所有信息參數(shù):動壓、靜溫、高度、高度偏差、高度變化率、指示空速、真空速、Ma、迎角、Ma的變化率等。迎角是飛機機翼弦線與迎面氣流的夾角，迎角的大小與飛機的升力和阻力密切相關(guān)。側(cè)滑角是飛機速度矢量與飛機對稱平面間的夾角。實際情況下，在飛機上對真實迎角進行測量是非常困難的。由于飛機外形結(jié)構(gòu)的影響，飛機機身周圍的氣流流場與理想流場存在較大差別（層流/紊流），帶來了較大干擾，實際測量誤差較大；實際測量到的夾角是迎角傳感器與周圍某狀態(tài)氣流的夾角，且波動較大。傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由全靜壓傳感器、全靜壓管路和大氣數(shù)據(jù)計算機及其總、靜壓探頭、總溫探頭、攻角探頭、側(cè)滑角探頭幾部分組成的。每種探頭都設(shè)有各自的防冰、除冰系統(tǒng)。工作時，各探頭分別向大氣數(shù)據(jù)計算機提供真實靜壓P、壓力高度H、升降速度V′、全壓Pt、動壓qc=( Pt-P)、校正空速Vc=f（qc）、馬赫數(shù)M=f（Pt .P）、總溫TT、靜溫TS=（TT .M）、真空速Vt=f( M. TT)、測量攻角αm和測量側(cè)滑角βm。這些重要的大氣參數(shù)是飛機動力系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、指示系統(tǒng)等不可缺少的信息。大氣數(shù)據(jù)計算機接收從飛機空速管來的大氣靜壓(Ps)和總壓(Pt)信號,從大氣溫度傳感器來的與總溫(Tt)成函數(shù)關(guān)系的總溫電阻信號,從攻角傳感器來的指示攻角(Ⅸi)信號,從屏顯或指示器來的氣壓裝訂(Pbs)信號,經(jīng)過大氣數(shù)據(jù)計算機解算出飛機系統(tǒng)所需要的各種大氣參數(shù),然后以數(shù)字量,模擬量,開關(guān)量等形式向飛機上有關(guān)的交聯(lián)設(shè)備和系統(tǒng)提供修正氣壓高度(Hc),指示空速(Vi), 真空速(Vt),馬赫數(shù)(M),大氣密度比(P/Po)，而且還要接收飛控傳感器信號, 慣性導(dǎo)航信號,GPS 信號等,從總溫傳感器來的總溫信號和從攻角傳感器來的局部攻角信號解算出飛行大氣參數(shù)和飛機的各種飛行參數(shù)，普遍存在重量相對較大,壓力通道太長,遲滯較大,動態(tài)輸出信號誤差較大的問題。由此可以看出，傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)組成是一個復(fù)雜系統(tǒng)，系統(tǒng)復(fù)雜導(dǎo)致的結(jié)果是可靠性低。而且計算機在計算上述參數(shù)時，通常還要求準確了解上述各種探頭的特征和探頭位置附近飛機的氣動壓力特性。此外，傳統(tǒng)總、靜壓的加熱器布局方式技術(shù)落后，加熱效率低。它的總、靜壓探頭是將加熱電纜纏繞于金屬或陶瓷芯棒上，再通過焊接的方式將芯棒固定在探頭內(nèi)部以提供熱源。由于加熱電纜與被加熱表面有一定距離，熱量通過金屬或空氣傳導(dǎo)至探頭表面，因此加熱效率低下。其次是加熱電纜布局結(jié)構(gòu)復(fù)雜。加熱電纜要纏繞于金屬或陶瓷芯棒上，勢必導(dǎo)致探頭內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，增大焊接工藝難度。

本實用新型是對現(xiàn)有技術(shù)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的進一步改進和發(fā)展。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本實用新型的目的是針對傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)分散復(fù)雜，可靠性低，測量精度差的問題和大氣數(shù)據(jù)探頭存在加熱效率低、加熱電纜布局結(jié)構(gòu)復(fù)雜的不足之處，提供一種結(jié)構(gòu)布局簡單，測量可靠，熱效率高，并能提高系統(tǒng)測量精度和可靠性的半圓柱形大氣數(shù)據(jù)測量探頭。

本實用新型的上述目的可以通過以下措施來達到，一種半圓柱形大氣數(shù)據(jù)測量探頭，具有一個垂直法蘭盤中心的圓柱體和提供熱源的加熱棒，其特征在于，在圓柱體的底圓根部圓臺9延伸體上制有沿柱高延伸的半徑截面半圓柱，在半圓柱弓形截面與直徑平行的玄線上，過圓弧直徑連心線的垂徑上制有加熱棒安裝孔，四個獨立的壓力腔測量通道圍繞所述加熱棒安裝孔呈扇形分布，沿所述半圓柱體的軸向貫通于圓柱體的底圓，并在半圓柱外表面的母線上分布連通上述壓力腔測量通道的四組測壓孔，形成四組分別測量總壓Pt、靜壓P、攻角壓力上Pα1和攻角壓力下Pα2的多氣壓采集通道；將總、靜壓探頭、攻角探頭、側(cè)滑角探頭的功能集成在半圓柱形體上氣壓采集通道所感受飛機的總壓、靜壓、上下壓力通過氣壓管路傳遞至后端壓力傳感器。

本實用新型相比于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)探頭具有如下有益效果。

結(jié)構(gòu)布局簡單。本實用新型在半圓柱外表面的母線上采用分布連通壓力腔測量通道的四組測壓孔形成的多氣壓采集通道，將總、靜壓探頭、攻角探頭、側(cè)滑角探頭的功能集成在一個半圓柱形體上，用簡潔而集中的合理布局，滿足了大氣數(shù)據(jù)探頭四組獨立的壓力測量通道的需求，結(jié)構(gòu)相對簡化，只需在飛機前機身處對稱位置,安裝本實用新型半圓柱形大氣數(shù)據(jù)測量探頭和總溫探頭進而提高了系統(tǒng)的可靠性和維護性。

簡化大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)構(gòu)型。探頭的總壓壓力通過前端的導(dǎo)管傳遞至后端壓力傳感器，智能地通過半圓弧上90°位置處的測壓孔和直線段中點位置處的測壓孔氣流采集感受飛機的總壓、靜壓，并通過45°、135°位置處的測壓孔采集上下壓力差，利用剖面直線段中點位置處測壓孔采集靜壓，通過多氣壓采集通道以形式上的總、靜壓探頭、攻角探頭、側(cè)滑角探頭的功能集成方式，經(jīng)大氣數(shù)據(jù)計算機解算飛機的攻角，通過兩個探頭在飛機上的對稱安裝解算側(cè)滑角，解決了傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)分散復(fù)雜，可靠性低，測量精度差的問題。

提高系統(tǒng)測量精度和可靠性。本實用新型在半圓柱外表面上設(shè)置連通半圓柱內(nèi)四個獨立壓力腔測量通道的四組分布測壓孔，連通后端壓力傳感器計算局部氣流角度，進一步簡化了計算，提高了系統(tǒng)的測量精度。解決了傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的復(fù)雜結(jié)構(gòu)布局問題。

熱效率高，本實用新型將裝配圓柱形加熱棒的安裝孔圍繞在呈扇形分布的四個獨立壓力腔測量通道中，改進了探頭的加熱器布局方式，縮短了被加熱表面的距離。而且由于取消了攻角傳感器、側(cè)滑角傳感器，減少了系統(tǒng)加熱器功率，減小了系統(tǒng)的加熱功耗。采用圓柱形加熱棒，使其加熱效率得以最大程度的發(fā)揮。不僅增加了加熱器的加熱效率，而且還使整個結(jié)構(gòu)簡化，加工工藝難度大大降低。克服了現(xiàn)有技術(shù)加熱電纜要纏繞于金屬或陶瓷芯棒上，熱量通過金屬或空氣傳導(dǎo)至探頭表面，加熱電纜布局結(jié)構(gòu)復(fù)雜，加熱效率低下的缺陷。

附圖說明

圖1是本實用新型半圓柱形大氣數(shù)據(jù)測量探頭的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是圖1的壓力腔測量通道的分布示意圖。

圖3是圖2的A-A剖視圖。

圖4是圖1的剖視圖。

圖中：1法蘭安裝孔，2法蘭盤，3半圓柱， 5上壓差孔，6靜壓孔，7總壓孔，8下壓差孔，9底圓根部圓臺，10圓柱型電加熱棒。

具體實施方式

參閱圖1。在以下描述的實施例中，一種半圓柱形大氣數(shù)據(jù)測量探頭具有一個垂直法蘭盤1中心的圓柱體和提供熱源的圓柱型電加熱棒。在圓柱體的底圓根部圓臺延伸體上制有沿柱高延伸的半徑截面半圓柱，在半圓柱3弓形截面與直徑平行的玄線上，過圓弧直徑連心線的垂徑上制有加熱棒安裝孔，四個獨立的壓力腔測量通道圍繞所述加熱棒安裝孔4呈扇形分布，沿所述半圓柱體的軸向貫通于圓柱體的底圓，并在半圓柱外表面的母線上分布連通上述壓力腔測量通道的四組測壓孔，形成四組分別測量總壓Pt、靜壓P、攻角壓力上Pα1和攻角壓力下Pα2的多氣壓采集通道；將總、靜壓探頭、攻角探頭、側(cè)滑角探頭的功能集成在半圓柱形體上氣壓采集通道所感受飛機的總壓、靜壓、上下壓力通過氣壓管路傳遞至后端壓力傳感器。

半圓柱探頭采用圓盤形的法蘭盤2及其分布在所述法蘭盤2上法蘭安裝孔1進行安裝，安裝方式采用4個螺釘孔均布安裝。半圓柱3為壓力受感部主體，總長度可以是80mm-100mm，半徑為8mm-10mm。

參閱圖2、圖3、圖4。半圓柱同一長度剖面上分布的壓力腔測量通道，四條壓力腔測量通道通過端面上的四個壓力測量孔采集大氣壓力。四組壓力測量孔分別為：上壓差孔（5）、靜壓孔（6）、采集氣流總壓的總壓孔（7）和下壓差孔（8）。測壓孔在其半圓柱3剖面半圓弧上采用45°、90°、135°圓心角的布局方式，其中，靜壓孔6設(shè)置在剖面直線段中點位置，采集氣流總壓的總壓孔7位于半圓弧上90°圓心角位置，采集上下壓力差的下壓差孔8和上壓差孔5位于半圓柱3剖面45°、135°圓心角位置，用于計算局部氣流角度，利用剖面直線段中點位置處靜壓孔6采集靜壓?？倝骸㈧o壓、上下壓力通過氣壓管路傳遞至后端壓力傳感器。分別用于測量總壓Pt、靜壓P、攻角壓力上Pα1，攻角壓力下Pα2的一組上壓差孔5、下壓差孔8、靜壓孔6和總壓孔7的開孔截面，距法蘭盤64mm處和70mm，靜壓孔6剖面設(shè)置在直線段中點位置。四組測壓孔連通四個獨立的壓力腔測量通道通過壓力管道傳遞至安裝法蘭底面，可以與后端的傳感器連接。

圓柱型電加熱棒為PTC電加熱器，直流28V供電，功率約為30W，圓柱型電加熱棒從半圓柱3底部圓孔插入，使用環(huán)氧膠將其間隙進行填充固化，露出兩根電源導(dǎo)線用于接受28V直流電源。

本實用新型的工作原理是：在不同的攻角α、馬赫數(shù)M情況下，探頭上壓差孔5和下壓差孔8會感受到不同的壓力值，兩者之間會有一個壓力差ΔP_α= P_α1- P_α2，總壓Pt和大氣靜壓Ps∞分別通過總壓孔7和靜壓孔6測得，通過ΔP_α、Pt、Ps∞可以得到一個壓差系數(shù)Cp=ΔP_α/（Pt-Ps∞）。

馬赫數(shù)M數(shù)的計算公式為：

通過風(fēng)洞試驗和試飛驗證可以得到Cp與攻角α、馬赫數(shù)M的一個函數(shù)關(guān)系α=f（Cp，M），通過該公式，可以計算出攻角α。

在不同側(cè)滑角的情況下，安裝在飛機左右兩側(cè)的受感器會感受到不同的Cp，根據(jù)兩者差異ΔCp，以及馬赫數(shù)M的數(shù)值可以建立一個關(guān)于側(cè)滑角β的函數(shù)關(guān)系β=f（ΔCp，M），通過該公式，可以計算出側(cè)滑角β。

關(guān)于高度、升降速度、指示空速等大氣參數(shù)，可以通過總壓Pt、靜壓Ps∞采用已有的算法進行計算。