一種用于旋翼飛機總壓測量的探頭的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空航天總壓探頭的技術(shù)領(lǐng)域,具體涉及一種用于旋翼飛機總壓測量 的探頭,適用于旋翼飛行器飛行工作過程中迎面氣流總壓信號的探測,該總壓信號用于解 算跟飛行速度相關(guān)的飛行參數(shù)。
【背景技術(shù)】
[0002] 總壓是飛行器飛行過程中的重要大氣參數(shù),通過裝于飛機蒙皮外的總壓探頭感 受,總壓探頭感受的總壓壓力信號傳輸?shù)酱髿鈹?shù)據(jù)計算機,解算出于速度相關(guān)的飛行參數(shù)。
[0003] 飛行器的總壓探頭通常采用回旋體外形設(shè)計,前端垂直開設(shè)帶有錐度的壓力感受 孔,錐角一般為60°,用于感受飛機飛行過程迎面氣流的總壓信號,來解算與速度相關(guān)的飛 行參數(shù),具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。
[0004] 目前,旋翼飛機用總壓探頭仍然采用傳統(tǒng)的回旋體外形,前端垂直開設(shè)帶有錐度 的壓力感受孔的設(shè)計,但是旋翼飛機總壓感受會受到螺旋槳轉(zhuǎn)動帶來的下洗氣流的影響, 該設(shè)計下總壓測量精度下降,前向速度越低,下洗氣流所占分量越大,總壓感受精度越差。 總壓感受點前向速度分量等于或低于下洗氣流速度分量時總壓探頭的測量完全失效。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0005] 本發(fā)明為了解決旋翼飛機的總壓探頭受下洗氣流分量的影響總壓感受精度差的 問題,尤其前向速度較低的情況下,完全無法探測大氣總壓的問題,提供了一種用于旋翼飛 機總壓測量的探頭。
[0006] 本發(fā)明采用如下的技術(shù)方案實現(xiàn): 一種用于旋翼飛機總壓測量的探頭,其特征在于采用兩個探頭在飛機上左、右對稱安 裝,裝機位置處于直升機下洗氣流的流線上,所述的探頭采用非回旋體外形,前端壓力感受 孔的前端面設(shè)計為與來流方向成斜角,前端壓力感受孔背向下洗氣流方向,前端壓力感受 孔的內(nèi)錐角小于等于30°。
[0007] 前端壓力感受孔的前端面設(shè)計與來流方向成1°~10°斜角。
[0008] 雙總壓探頭左、右對稱安裝的設(shè)計可以在一定程度上相互抵消下洗氣流分量的影 響,左、右總壓探頭的前端壓力感受孔設(shè)計與來流方向成角度,前端壓力感受孔背向下洗氣 流方向,同時設(shè)計內(nèi)錐角不超過30°,可以有效避開下洗氣流分量的影響。
[0009] 現(xiàn)有總壓探頭用于旋翼飛機,受到下洗氣流的影響,總壓感受精度差,低速情況下 總壓信號不可用。本發(fā)明相對現(xiàn)有技術(shù)有效提高了旋翼飛機上使用總壓探頭時總壓的感受 精度,增大了總壓探頭低速適用范圍。一種旋翼飛機利用本發(fā)明前后對比數(shù)據(jù)見表1。
[0010] 表1 一種旋翼飛機利用本發(fā)明前、后對比數(shù)據(jù)
【附圖說明】
[0011] 圖1為現(xiàn)有的回旋體總壓探頭示意圖, 圖2為左、右總壓探頭安裝示意圖, 圖3為非回旋體結(jié)構(gòu)示意圖, 圖4為逆時針旋轉(zhuǎn)旋翼飛機用左總壓探頭, 圖5為逆時針旋轉(zhuǎn)旋翼飛機用右總壓探頭, 圖中:1-總壓探頭前端,2-回旋體中心線,3-來流方向,4-左總壓探頭,5-右總壓探頭, 6_下洗氣流分量。
【具體實施方式】
[0012] 結(jié)合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】作進一步說明。
[0013] 旋翼飛機總壓測量的探頭安裝位置通常很難避開旋翼影響區(qū),本發(fā)明采用兩個總 壓探頭在機上對稱安裝,如圖2所示位置。安裝位置處的直升機下洗氣流的流線見圖3所示。
[0014]本發(fā)明通過雙總壓探頭左、右對稱安裝,每個探頭均采用非回旋體外形設(shè)計,前端 壓力感受孔的前端面設(shè)計與來流方向成一定角度的斜角,前端壓力感受孔背向下洗氣流方 向,同時減小前端壓力感受孔的內(nèi)錐角設(shè)計,設(shè)計內(nèi)錐角不超過30°,最大程度降低旋翼飛 機下洗氣流分量對總壓感受精度的影響。結(jié)構(gòu)示意見圖3。
[0015]每個探頭前端壓力感受孔設(shè)計與來流方向成一定角度的斜角,斜角的傾斜方向、 傾斜角度與旋翼飛機旋轉(zhuǎn)方向、旋翼翼型、探頭安裝位置密切相關(guān),通常需要根據(jù)具體應(yīng)用 飛機的實際情況開展設(shè)計,通常傾斜角度在1°~10°范圍內(nèi)。
[0016]逆時針旋轉(zhuǎn)旋翼飛機用總壓探頭結(jié)構(gòu)見圖4、5所示。
【主權(quán)項】
1. 一種用于旋翼飛機總壓測量的探頭,其特征在于采用兩個探頭在飛機上左、右對稱 安裝,裝機位置處于直升機下洗氣流的流線上,所述的探頭采用非回旋體外形,前端壓力感 受孔的前端面設(shè)計為與來流方向成斜角,前端壓力感受孔背向下洗氣流方向,前端壓力感 受孔的內(nèi)錐角小于等于30°。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于旋翼飛機總壓測量的探頭,其特征在于前端壓力感受孔 的前端面設(shè)計與來流方向成1°~10°斜角。
【專利摘要】本發(fā)明屬于航空航天總壓探頭的技術(shù)領(lǐng)域,具體涉及一種用于旋翼飛機總壓測量的探頭,解決旋翼飛機的總壓探頭受下洗氣流分量的影響總壓感受精度差的問題,尤其前向速度較低的情況下,完全無法探測大氣總壓的問題。其采用兩個探頭在飛機上左、右對稱安裝,裝機位置處于直升機下洗氣流的流線上,所述的探頭采用非回旋體外形,前端壓力感受孔的前端面設(shè)計為與來流方向成斜角,前端壓力感受孔背向下洗氣流方向,前端壓力感受孔的內(nèi)錐角小于等于30°。本發(fā)明相對現(xiàn)有技術(shù)有效提高了旋翼飛機上使用總壓探頭時總壓的感受精度,增大了總壓探頭低速適用范圍。
【IPC分類】G01L19/00
【公開號】CN105424267
【申請?zhí)枴緾N201510978086
【發(fā)明人】曹文白, 杜振宇, 張麗
【申請人】太原航空儀表有限公司
【公開日】2016年3月23日
【申請日】2015年12月23日