一種用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于靜壓探頭的技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，直接應(yīng)用于旋翼飛機懸停和低速飛行時下洗氣流速度的測量。
【背景技術(shù)】
[0002]總靜壓空速管為旋翼飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的重要組成部分?？傡o壓空速管一般安裝在旋翼飛機機前側(cè)上方，能夠感受機上總壓和靜壓并將壓力信號傳輸?shù)酱髿鈾C，經(jīng)大氣機解算成氣壓高度、指示空速、真空速、馬赫數(shù)、升降速度等大氣參數(shù)。
[0003]旋翼飛機在飛行時，氣流會被壓向斜下方，旋翼下方產(chǎn)生向下的氣流，稱為下洗氣流。旋翼飛機在飛行時，空速管位于旋翼下方，由于有旋翼下洗氣流的影響，空速管靜壓孔處的氣流速度既有飛機前飛產(chǎn)生的水平速度分量，也有下洗氣流產(chǎn)生的垂直速度分量和水平速度分量。飛機高速飛行時，下洗氣流對靜壓的測量影響可以忽略，靜壓孔可以準確地感受機身的靜壓。當旋翼飛機懸?；虻退亠w行時，靜壓孔處下洗氣流產(chǎn)生的速度分量對靜壓感受的影響占主要因素，此時空速管感受到的靜壓大于總壓，通過此數(shù)據(jù)解算出的空速為負值，飛行速度越小，負值越大，因此靜壓系統(tǒng)感受到的壓力信號不可用。
[0004]在旋翼飛機懸停或低速飛行條件時，下洗氣流對大氣參數(shù)的測量有很大的影響。由于火箭彈初速度與旋翼飛機下洗氣流具體相同的量級，下洗氣流對火箭彈產(chǎn)生很強的氣動干擾，較強的影響了火箭彈的初始彈道。因此，在飛機懸?；虻退亠w行狀態(tài)，需要測量下洗氣流速度。
[0005]傳統(tǒng)的空速管靜壓孔一般為周向開孔設(shè)計，靜壓孔一般位于等直的直線段上，為保證靜壓測量的準確度，空速管管體長度一般比較長。典型的傳統(tǒng)空速管外形和靜壓開孔圖如圖2、3所示。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明為了解決一般旋翼飛機上傳統(tǒng)空速管無法對下洗氣流作出有效的感受，同時由于下洗氣流的影響，旋翼飛機懸停和低速飛行時靜壓孔感受到的壓力不是準確的靜壓，靜壓信號不能正常使用的問題，提供了一種用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭。
[0007]本發(fā)明中的靜壓系統(tǒng)可以在旋翼飛機懸停和低速時通過靜壓孔采集壓力，由此壓力信號解算出下洗氣流速度。且此發(fā)明將旋翼飛機在懸停和低速時無法使用的靜壓信號進行有效的利用。
[0008]本發(fā)明采用如下的技術(shù)方案實現(xiàn):
用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，包括空速管，其特征在于空速管管體采用紡錘流線型面，空速管管體上開有兩個靜壓孔，兩個靜壓孔位于紡錘流線型面上且安裝方向向上。
[0009]所述的紡錘流線型面包括依次連接為一體的三段，第一段為拋物線型面段；第二段為直線錐面段，第三段為直線段。兩個靜壓孔位于直線錐面段，兩個靜壓孔中心線之間的夾角為32°，安裝時一個朝上方，一個向機身方向傾斜。
[0010]空速管安裝于機身左右兩側(cè)，距飛機旋翼槳盤中心約1/3?2/3旋翼直徑處，左空速管和右空速管位置對稱。
[0011]本發(fā)明與一般靜壓探頭相比，其數(shù)據(jù)利用率有了很大的提升。如圖1所示，在旋翼飛機速度為0?I區(qū)間，本發(fā)明可有效感受下洗氣流壓力信號，由此解算出下洗氣流速度。當速度大于^后，本發(fā)明可有效感受機身靜壓信號，解算高度和速度等參數(shù)。而傳統(tǒng)空速管在旋翼飛機速度0?V2區(qū)間，其降壓系統(tǒng)感受到的壓力信號都是不可使用的。另外通過流體仿真軟件(CFD)仿真，對速度大于V2后旋翼飛機上空速管靜壓孔的靜壓誤差值進行計算，本發(fā)明的靜壓誤差也在誤差允許范圍內(nèi)。
【附圖說明】
[0012]圖1為本發(fā)明與現(xiàn)有靜壓空速管速度曲線對比圖，
圖2為現(xiàn)有空速管外形圖，
圖3為圖2的A-A剖面圖，
圖4為本發(fā)明的型面圖，
圖5為左空速管靜壓孔開孔示意圖，
圖6為右空速管靜壓孔開孔示意圖。
【具體實施方式】
[0013]
結(jié)合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】作進一步說明。
[0014]用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，包括空速管，其特征在于空速管管體采用紡錘流線型面，空速管管體上開有兩個靜壓孔，兩個靜壓孔位于紡錘流線型面上且安裝方向向上。
[0015]所述的紡錘流線型面包括依次連接為一體的三段，第一段為拋物線型面段；第二段為直線錐面段，第三段為直線段。兩個靜壓孔位于直線錐面段，兩個靜壓孔中心線之間的夾角為32°，安裝時一個朝上方，一個向機身方向傾斜。
[0016]空速管安裝于機身左右兩側(cè)，距飛機旋翼槳盤中心約1/3?2/3旋翼直徑處，左空速管和右空速管位置對稱。
[0017]實施例:在某類旋翼飛機上，我們通過分析某類旋翼飛機的機身影響和旋翼氣流影響，對空速管進行了如圖3所示的型面改進，使用本發(fā)明的型面及開孔位置、方式。
[0018]根據(jù)旋翼飛機的機身影響和旋翼氣流影響，空速管管體采用了獨特的紡錘流線型面，該型面獨特的空氣動力效應(yīng)可以在較短單位外形上實現(xiàn)較低單位靜壓誤差，有效縮短管體長度并減重。
[0019]空速管紡錘流線型面如圖3所示，第一段為拋物線型面段，第二段為直線斜面段，第三段為正常直線段。
[0020]第一段拋物線型面L1的型面公式如下:Φ?= (a+bX+cX2+dX3+eX4+......) X 2，
(0 ^ X ^ 81),
a=3.7530997、b=0.15652095、c=-0.0019875442、d=3.0398042X10 5、e=_5.057283ΧΙΟ 7ο
[0021]第二段直線斜面段L2: (i>D=(a+bx)X2，(81 彡 X 彡 103)， a=2.7272451、b=0.07006917。
[0022]第三段為正常直線段L3: Φ?=19.88，(103彡X彡171)。
[0023]空速管靜壓孔人如圖5、6所示，空速管靜壓孔位于紡錘型面上并將傳統(tǒng)的圓周開孔改進為僅上方開孔，開孔的角度應(yīng)依據(jù)靜壓孔處旋翼產(chǎn)生的下洗氣流速度矢量進行設(shè)計，兩個靜壓孔中心線之間的夾角為32°，兩個靜壓孔可以有效避免單個孔被堵時出現(xiàn)的壓力感受信號錯誤?？账俟馨惭b于機身上側(cè)受旋翼下洗氣流影響較大且距離旋翼較近的位置，左空速管和右空速管位置對稱，左、右空速管不同的開孔方向為旋翼飛機本身機身和旋翼氣流影響確定。
[0024]使用流體仿真軟件(CFD)對旋翼飛機懸停狀態(tài)流場進行仿真，可以得到流場中靜壓孔位置的壓力，經(jīng)解算可以得到有效的下洗氣流速度值。
【主權(quán)項】
1.一種用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，包括空速管，其特征在于空速管管體采用紡錘流線型面，空速管管體上開有兩個靜壓孔，兩個靜壓孔位于紡錘流線型面上且安裝方向向上。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，其特征在于所述的紡錘流線型面包括依次連接為一體的三段，第一段為拋物線型面段；第二段為直線錐面段，第二段為直線段。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，其特征在于所述的兩個靜壓孔位于直線錐面段，兩個靜壓孔中心線之間的夾角為32°，安裝時一個朝上方，一個向機身方向傾斜。4.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的一種用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，其特征在于所述的空速管安裝于機身左右兩側(cè)，距飛機旋翼槳盤中心約1/3?2/3旋翼直徑處，左空速管和右空速管位置對稱。
【專利摘要】本發(fā)明屬于靜壓探頭的技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于旋翼飛機小速度測量的靜壓探頭，解決了一般旋翼飛機上傳統(tǒng)空速管無法對下洗氣流作出有效的感受，同時由于下洗氣流的影響，旋翼飛機懸停和低速飛行時靜壓孔感受到的壓力不是準確的靜壓，靜壓信號不能正常使用的問題。其包括空速管,空速管管體采用紡錘流線型面，空速管管體上開有兩個靜壓孔，兩個靜壓孔位于紡錘流線型面上且安裝方向向上。本發(fā)明與一般靜壓探頭相比，其數(shù)據(jù)利用率有了很大的提升。在旋翼飛機速度為0～V1區(qū)間，本發(fā)明可有效感受下洗氣流壓力信號，由此解算出下洗氣流速度。當速度大于V2后，本發(fā)明可有效感受機身靜壓信號，解算高度和速度等參數(shù)。
【IPC分類】G01P5/00
【公開號】CN105424971
【申請?zhí)枴緾N201510983863
【發(fā)明人】石巖, 杜振宇, 張慧鑫, 段瑞
【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24日