本發(fā)明涉及一種用于測(cè)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)的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量探頭。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有技術(shù)中，實(shí)現(xiàn)飛行自動(dòng)控制，首要的問題是如何精確地測(cè)量飛行器的飛行參數(shù)，如飛機(jī)的姿態(tài)角、角速度、飛行高度和速度等。測(cè)量這些參數(shù)的傳感器有陀螺儀、加速度計(jì)、空速管和高度傳感器等。大氣參數(shù)測(cè)量傳感器是測(cè)量飛機(jī)與大氣之間的作用力及飛機(jī)所在位置的大氣參數(shù)，并經(jīng)過飛機(jī)的全、靜壓系統(tǒng)轉(zhuǎn)換成電信號(hào)的裝置?，F(xiàn)代飛行器的飛行控制系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)和儀表顯示系統(tǒng)等需要準(zhǔn)確地靜壓、動(dòng)壓、溫度、高度、高度變化率、指示空速、真實(shí)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(cè)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(cè)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(jì)算機(jī),它既為飛行人員提供目視信號(hào)，又作為信號(hào)傳感器向飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)傳送信號(hào),它是一種綜合自動(dòng)計(jì)算裝置,是現(xiàn)代高性能飛機(jī)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(dòng)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(jī)機(jī)翼弦線與迎面氣流的夾角，迎角的大小與飛機(jī)的升力和阻力密切相關(guān)。側(cè)滑角是飛機(jī)速度矢量與飛機(jī)對(duì)稱平面間的夾角。實(shí)際情況下，在飛機(jī)上對(duì)真實(shí)迎角進(jìn)行測(cè)量是非常困難的。由于飛機(jī)外形結(jié)構(gòu)的影響，飛機(jī)機(jī)身周圍的氣流流場(chǎng)與理想流場(chǎng)存在較大差別（層流/紊流），帶來了較大干擾，實(shí)際測(cè)量誤差較大；實(shí)際測(cè)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(dòng)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(jì)算機(jī)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(shí)，各探頭分別向大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)提供真實(shí)靜壓P、壓力高度H、升降速度V′、全壓Pt、動(dòng)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(cè)量攻角αm和測(cè)量側(cè)滑角βm。這些重要的大氣參數(shù)是飛機(jī)動(dòng)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(jì)算機(jī)接收從飛機(jī)空速管來的大氣靜壓(Ps)和總壓(Pt)信號(hào),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(hào),從攻角傳感器來的指示攻角(Ⅸi)信號(hào),從屏顯或指示器來的氣壓裝訂(Pbs)信號(hào),經(jīng)過大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)解算出飛機(jī)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(jī)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(hào), 慣性導(dǎo)航信號(hào),GPS 信號(hào)等,從總溫傳感器來的總溫信號(hào)和從攻角傳感器來的局部攻角信號(hào)解算出飛行大氣參數(shù)和飛機(jī)的各種飛行參數(shù)，普遍存在重量相對(duì)較大,壓力通道太長(zhǎng),遲滯較大,動(dòng)態(tài)輸出信號(hào)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(gè)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(jì)算機(jī)在計(jì)算上述參數(shù)時(shí)，通常還要求準(zhǔn)確了解上述各種探頭的特征和探頭位置附近飛機(jī)的氣動(dòng)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(shì)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。

本發(fā)明是對(duì)現(xiàn)有技術(shù)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的進(jìn)一步改進(jìn)和發(fā)展。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是針對(duì)傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)分散復(fù)雜，可靠性低，測(cè)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(jiǎn)單，測(cè)量可靠，熱效率高，并能提高系統(tǒng)測(cè)量精度和可靠性的半圓柱形大氣數(shù)據(jù)測(cè)量探頭。

本發(fā)明的上述目的可以通過以下措施來達(dá)到，一種大氣數(shù)據(jù)測(cè)量探頭，具有一個(gè)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(tái)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4，四個(gè)獨(dú)立的壓力腔測(cè)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(cè)量通道的四組測(cè)壓孔，形成四組分別測(cè)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(jī)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。

本發(fā)明相比于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)探頭具有如下有益效果。

結(jié)構(gòu)布局簡(jiǎn)單。本發(fā)明在半圓柱外表面的母線上采用分布連通壓力腔測(cè)量通道的四組測(cè)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(gè)半圓柱形體上，用簡(jiǎn)潔而集中的合理布局，滿足了大氣數(shù)據(jù)探頭四組獨(dú)立的壓力測(cè)量通道的需求，結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)化，只需在飛機(jī)前機(jī)身處對(duì)稱位置,安裝本發(fā)明大氣數(shù)據(jù)測(cè)量探頭和總溫探頭進(jìn)而提高了系統(tǒng)的可靠性和維護(hù)性。

簡(jiǎn)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(cè)壓孔和直線段中點(diǎn)位置處的測(cè)壓孔氣流采集感受飛機(jī)的總壓、靜壓，并通過45°、135°位置處的測(cè)壓孔采集上下壓力差，利用剖面直線段中點(diǎn)位置處測(cè)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(jì)算機(jī)解算飛機(jī)的攻角，通過兩個(gè)探頭在飛機(jī)上的對(duì)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(cè)量精度差的問題。

提高系統(tǒng)測(cè)量精度和可靠性。本發(fā)明在半圓柱外表面上設(shè)置連通半圓柱內(nèi)四個(gè)獨(dú)立壓力腔測(cè)量通道的四組分布測(cè)壓孔，連通后端壓力傳感器計(jì)算局部氣流角度，進(jìn)一步簡(jiǎn)化了計(jì)算，提高了系統(tǒng)的測(cè)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。本發(fā)明將裝配圓柱形加熱棒的安裝孔圍繞在呈扇形分布的四個(gè)獨(dú)立壓力腔測(cè)量通道中，改進(jìn)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(gè)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化，加工工藝難度大大降低?？朔爽F(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是本發(fā)明大氣數(shù)據(jù)測(cè)量探頭的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是圖1的壓力腔測(cè)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，4加熱棒安裝孔，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(tái)，10圓柱型電加熱棒。

具體實(shí)施方式

參閱圖1。在以下描述的實(shí)施例中，一種大氣數(shù)據(jù)測(cè)量探頭具有一個(gè)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(tái)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4，四個(gè)獨(dú)立的壓力腔測(cè)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(cè)量通道的四組測(cè)壓孔，形成四組分別測(cè)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(jī)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(jìn)行安裝，安裝方式采用4個(gè)螺釘孔均布安裝。半圓柱3為壓力受感部主體，總長(zhǎng)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(zhǎng)度剖面上分布的壓力腔測(cè)量通道，四條壓力腔測(cè)量通道通過端面上的四個(gè)壓力測(cè)量孔采集大氣壓力。四組壓力測(cè)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(cè)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(diǎn)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(jì)算局部氣流角度，利用剖面直線段中點(diǎn)位置處?kù)o壓孔6采集靜壓?？倝?、靜壓、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(cè)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(diǎn)位置。四組測(cè)壓孔連通四個(gè)獨(dú)立的壓力腔測(cè)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(jìn)行填充固化，露出兩根電源導(dǎo)線用于接受28V直流電源。

本發(fā)明的工作原理是：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(huì)感受到不同的壓力值，兩者之間會(huì)有一個(gè)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(cè)得，通過ΔP_α、Pt、Ps∞可以得到一個(gè)壓差系數(shù)Cp=ΔP_α/（Pt-Ps∞）。

馬赫數(shù)M數(shù)的計(jì)算公式為：

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

在不同側(cè)滑角的情況下，安裝在飛機(jī)左右兩側(cè)的受感器會(huì)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(gè)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(jì)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(jìn)行計(jì)算。