[發明專利]以拖錐為載體的飛機外置式空氣靜壓測量裝置

無效

• 申請號: 201210375966.4
• 申請日: 2012-09-29
• 公開（公告）號: CN102853961A
• 公開（公告）日: 2013-01-02
• 發明（設計）人: 劉篤喜;趙小軍;覃秋霞;王新剛;李浩;朱琳
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G01L11/00
• 分類號: G01L11/00
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 呂湘連

技術領域

本發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

大氣靜壓、動壓、迎角和側滑角是飛機最基本的四個大氣數據，其他大部分的大氣數據都可以根據這些數據計算出來。在航空領域中，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、馬赫數等參數。目前，飛機上普遍采用空速管測量大氣的靜壓及動壓。

根據國內外適航標準，飛機的空速系統需要通過試飛進行校核，而空速系統中最需要校核的參數是大氣靜壓。隨著航空航天業的發展，目前,國內外已發明了雷達跟蹤法、GPS速度法、雷達-照相經緯儀法、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，通過飛機內部收放裝置將拖錐收放到飛機尾部后設定位置，通過靜壓管上的靜壓孔將空氣引入管內，再通過尼龍管將空氣導入到飛機內部并由壓力感測傳感器檢測大氣靜壓。

目前，國內外采用的拖錐法都經過長距離管道將空氣引入到飛機內部，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部的過程中，由于尼龍管道較長，空氣易產生泄露和衰減，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，使靜壓測量值產生位置誤差；由于系統的時效性、工作環境等，靜壓測量將產生遲滯效應。

發明內容

本發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1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1、鎧裝線纜2、馬龍頭連接頭Ⅰ3、微納壓力傳感器4、微小型靜壓管5、轉接頭Ⅱ6、柔性線纜7、轉接頭Ⅲ8和拖錐9組成；

所述鎧裝線纜2一端與機尾連接，另一端通過馬龍頭連接頭Ⅰ3與微小型靜壓管5一端連接；微小型靜壓管5另一端通過轉接頭Ⅱ6與柔性線纜7一端連接；柔性線纜7另一端通過轉接頭Ⅲ8與拖錐9連接；

所述微小型靜壓管5長度范圍為200~400mm，在其靠近轉接頭Ⅱ6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Ⅰ3內；微納壓力傳感器4的敏感元件伸到微小型靜壓管5內；微納壓力傳感器4通過貫穿在鎧裝線纜2內部的傳感器信號傳遞線1將感測信號傳輸到飛機內部的信號處理裝置；收放裝置也安裝于飛機內部，收放裝置通過控制收放鎧裝線纜2實現對拖錐的收放。

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、轉接頭Ⅱ6、柔性線纜7、轉接頭Ⅲ8和拖錐9部分位于飛機尾部后1~2倍展翼位置處。

檢測大氣靜壓時，系統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，微小型靜壓管5內的微納壓力傳感器4感測大氣靜壓，并通過信號傳遞線1將感測信號傳輸到飛機內部信號處理裝置，實現對大氣靜壓的準確高精度測量。

本發明的有益效果是：本發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1~2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進行的，空氣不需要經過長距離傳輸，因此空氣不會出現泄漏和衰減；同時，微納壓力傳感器感測空氣靜壓是在微小型靜壓管內，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。因此該測量裝置能提高靜壓測量的精度及響應性能。