CN102692521A - 低速飞行器空速实时测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种空速实时测量装置，包括：增速管，包括静压段、收缩段、喉部和扩压段，静压段和喉部为直管状，静压段的截面积比喉部大，收缩段的直径逐渐缩小以连接静压段和喉部，扩压段管径由喉部直径逐渐增大至出口直径；连通管；压差传感器。其中，静压段和喉部分别具有测压孔，静压段的测压孔通过连接管连接到压差传感器的正压测量端、喉部的测压孔通过连通管连接压差传感器的负压测量端。

Description

低速飞行器空速实时测量装置

技术领域

本发明属于航空测控技术领域，尤其涉及一种低速飞行器空速实时测量装置。

背景技术

低速飞行器包括飞艇、浮升一体飞行器、气球等浮空器以及直升机、滑翔机、动力伞、动力三角翼等飞行器。低速飞行器的飞行性能受风的影响很大，对空速(飞行器相对大气的速度)进行准确的测量是提高飞行品质和飞行安全的关键。传统航空领域采用皮托管测量动压，即总压和静压的差值，因为低速时动压Δp与空速V_a之间满足下式：

$\mathrm{\Δp}=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}_a^2---\left(1\right)$

进而可通过式(1)得出空速。其中ρ为大气密度。

由于低速飞行器的飞行速度较小，产生的动压也较小。随着飞行高度的增加，大气密度将减小，该问题变得尤为突出。例如在海拔20km高度上，大气密度只有海平面的7％左右。不同高度上10米/秒的空速对应的动压如表1所示

表1不同高度不同空速所对应的动压(Pa)

	1(m/s)	2(m/s)	5(m/s)	10(m/s)	20(m/s)
						0(km)	0.6125	2.45	15.313	61.25	245
1(km)	0.556	2.224	13.9	55.6	222.4
						2(km)	0.5035	2.014	12.588	50.35	201.4
5(km)	0.368	1.472	9.2	36.8	147.2
						10(km)	0.207	0.828	5.175	20.7	82.8
20(km)	0.044	0.178	1.1114	4.4455	17.782

在海平面，10m/s的空速时只有61Pa的动压，空速小于5m/s时，动压只有15Pa。而到了20km高度，10m/s的空速时更只有4.4Pa，空速小于5米时仅有1.1Pa。在需要精确测量小范围内空速的场合，利用传统的皮托管获得的信号过于微弱，且噪声较大，准确提取空速很困难。

航空仪表之外的其他装置例如超声波风速计、热线\热球风速仪虽然也可用于空速测量，但成本较高，校准和维护困难，而且对使用环境要求较为苛刻，通常只能用于低空测速，而无法在高空应用。

发明内容

本发明的目的是提供一种压差信号大，从而在低空速下可获得更高的测速精度空速实时测量装置。

本发明提供了一种空速实时测量装置，包括：

1)增速管，包括收缩段、喉部和扩压段，其中收缩段的直径逐渐缩小，喉部为直管状，扩压段管径由喉部直径逐渐增大至出口直径；

2)连通管；

3)压差传感器，

其中，喉部具有测压孔，喉部的测压孔通过连通管连接压差传感器的负压测量端。压差传感器位于飞行器舱内，压差传感器的正压测量端连通于当地静压。

根据本发明提供的空速实时测量装置，还包括直管状的静压段，其直径比喉部大，与收缩段直径较大的一端相连接。静压段具有测压孔，该测压孔通过连接管被连接到压差传感器的正压测量端。

根据本发明提供的空速实时测量装置，其中收缩段和扩压段采用流线型设计，或为锥管形。

根据本发明提供的空速实时测量装置，还包括气压计和温度传感器，用于提供大气密度数据，还包括微处理器。

根据本发明提供的空速实时测量装置，其中增速管收缩段的半锥角θ₁的范围是19°～24°，扩压段的半锥角范围是6°～12°，收缩段的最大直径与喉部直径的比值

在2～3之间，扩压段的最大直径与收缩段的最大直径的比值在0.85～0.9之间，

根据本发明提供的空速实时测量装置，其中增速管喉部上的测压孔的直径d₄＜1.5mm，喉部的长度l₂约为测压孔的直径的4倍。

本发明提供的空速实时测量装置可在不同大气环境下(地面到平流层)实现低速情况下空速的实时、准确测量。该装置具有以下优点：

1、简单可靠、易于实现、成本低廉；

2、与传统的皮托管空速计相比，同样空速下的信号强度远高于

前者，且信号噪声和脉动量较小；

3、适用性强，既可用于低空测速，也可用于高空测速。

附图说明

以下参照附图对本发明实施例作进一步说明，其中：

图1为根据本发明的空速实时测量装置的结构示意图。

图2为根据本发明的空速实时测量装置的增速管的结构示意图。

图3为根据本发明的空速实时测量装置的在飞行器上的安装示意图。

图4为根据一个实施例的空速实时测量装置安装时的实物图。

图5为根据本发明的空速实时测量装置的工作过程示意图。

图6为根据本发明的空速实时测量装置的测量方法的示意性方框图。

图7为增速管关键设计参数的示意图。

图8为简化后的空速实时测量装置的增速管的结构示意图。

具体实施方式

根据本发明的一个实施例，提供了一种空速实时测量装置(如图1所示)，包括：

1)增速管U2；

2)压差传感器U1；

3)微处理器U4；

4)气压计和温度传感器U5；

5)连通管，用于连通增速管和压差传感器。

其中增速管U2的结构如图2所示，包括静压段、收缩段、喉部和扩压段，静压段为直径保持不变的直管状，收缩段为近似锥形，连接截面积较大的静压段和截面积较小的喉部，喉部段为直径保持不变的直管，扩压段管径由喉部直径逐渐增大至出口直径。

其中，静压段和喉部分别具有测压孔101和测压孔102，分别经连通管连接到压差传感器的正、负压测量端。

增速管U2在飞艇上安装时，如图3所示，要求增速管与飞行器纵轴平行放置，静压段朝向前进的方向，且前方无遮挡。图4示出了根据本发明一个实施例的空速实时测量装置安装时的实物图。

增速管U2中的静压段用于平稳来流并测量气压，收缩段用于使来流加速，喉部用于测量加速后的当地气压，扩压段用于使静压段和喉部气流保持稳定，以避免气流在增速管出口处产生射流干扰。当空气流经增速管时，喉部气流因加速而压强下降，在压差传感器两端产生压差。

根据压差的大小和增速管设计参数，即可推算出飞行器飞行空速：如图5所示，记增速管入口截面积为A₁，喉部截面积为A₂。在低速情况下，可将气体作为不可压流处理。由伯努利方程，在入口截面和喉部截面，有：

$p_1+\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{v}_1^2=p_2+\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{v}_2^2=p_0---\left(2\right)$

其中ρ为当地大气密度，p₀为总压，p₁和p₂为入口截面、喉部截面气压，v₁和v₂分别为入口截面流速(即空速)、喉部截面流速。

再由气体连续方程，有：

v₁A₁＝v₂A₂                (3)

其中A₁、A₂分别为入口截面、喉部截面的截面积。

双极型压差计所测到的压差为：

Δp＝p₁-p₂                (4)

由式(2)、(3)，

$\mathrm{\Δp}=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{v}_1^2(A_1^2/A_2^2-1)=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{v}_1^2(d_1^4/d_2^4-1)---\left(5\right)$

$v_1=\sqrt{\frac{2\mathrm{\Δp}}{\mathrm{\ρ}(A_1^2/A_2^2-1)}}=\mathrm{c\γ}\sqrt{\frac{2\mathrm{\Δp}}{\mathrm{\ρ}}}---\left(6\right)$

其中

$c=\frac{1}{\sqrt{{\left(\frac{A_1}{A_2}\right)}^2-1}}=\frac{1}{\sqrt{{\left(\frac{d_1}{d_2}\right)}^4-1}}---\left(7\right)$

γ≤1为综合考虑空气粘性、摩擦以及与加工等因素影响的修正系数。理想条件下γ＝1。c为与增速管的结构参数相关的常数。因此，通过测量压差Δp和大气密度ρ，可根据式(6)计算出空速v₁。

根据本发明的一个实施例的空速实时测量装置的测量方法的示意性框图如图6所示。通过压差传感器测出增速管的入口截面和喉部截面上的压差Δp，并与大气数据传感器提供的大气密度数据一起输入ADC(模数转换器)，然后经过微处理器U4计算，得到空速。

其中大气密度ρ数据可以通过飞行器中已有的大气数据传感器获得，也可通过包括在该空速实时测量装置内的气压计和温度传感器U5获得，还可以通过任何本领域技术人员公知的测量大气密度的方法获得。

图7给出了增速管的关键设计参数，其中：

收缩段的半锥角θ₁：19°～24°；

扩压段的半锥角θ₂：6°～12°；

收缩段的最大直径与喉部直径的比值

2～3；

扩压段的最大直径与收缩段的最大直径的比值

：0.85～0.9；

喉部上的测压孔102的直径d₄＜1.5mm，喉部的长度l₂≈10d₄。

其中静压段和喉部为直管，原则上收缩段和扩压段最好采用流线型设计。但为了降低设计和加工难度，收缩段和扩压段也可采用锥管近似。

根据本发明的一个实施例，其中当根据本发明飞空速实时测量装置用于小型飞行器时，增速管的静压段也可以被去掉，只包括收缩段、喉部和扩压段以简化结构，如图8所示，此时压差传感器位于飞行器舱内，压差传感器的正压测量端连通于当地静压，飞行过程中，舱内静止的大气与外界连通，故压差传感器的正压测量端上的压强仍然为p₁。

由于存在摩擦、粘性和热传导等因素的影响，增速管的速度计算修正系数γ≠1。使用前，需对增速管进行标定，以确定出修正系数。

标定修正系数可采用下述方法：

其一、通过风洞试验，测出给定来流速度v下的增速管压差Δp，由下式标定出γ；

$\mathrm{\γ}=\frac{v}{c}\sqrt{\frac{\mathrm{\ρ}}{2\mathrm{\Δp}}}---\left(8\right)$

其二、通过和皮托管对比，确定出修正系数。

$\mathrm{\γ}=\frac{f}{c}\sqrt{\frac{\mathrm{\Δ}{p}^{\′}}{\mathrm{\Δp}}}---\left(9\right)$

其中，Δp和Δp′分别为增速管和皮托管所测压差，f为皮托管修正系数。

与常规的皮托管式空速计所测的动压信号相比，该装置所测的压差信号远大于前者，从而在低空速下可获得更高的测速精度。传统皮托管式空速计直接测量总压和入口截面处静压之差，即Δp′＝p₀-p₁。由式(2)可得，

$\mathrm{\Δ}{p}^{\′}=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{v}_1^2---\left(10\right)$

故传统皮托管式空速计的计算方法为

$v_1=\sqrt{2\mathrm{\Δ}{p}^{\′}/\mathrm{\ρ}}---\left(11\right)$

对比式(5)和式(10)，则

$\frac{\mathrm{\Δp}}{\mathrm{\Δ}{p}^{\′}}=(A_1^2/A_2^2-1)---\left(12\right)$

设增速管入口截面、喉部截面处直径分别为d₁和d₂，令截面直径比

k＝d₁/d₂                  (13)

则

$\frac{\mathrm{\Δp}}{\mathrm{\Δ}{p}^{\′}}=(k^4-1)---\left(14\right)$

即相同空速下，本发明所测量的理论压差为传统皮托管式空速计理论压差的(k⁴-1)倍。以k＝2为例，则本发明所测得的理论压差为传统空速计的15倍。

表2给出了，采用增速管(k＝2)后的理论压差值。对比表1可看出，采用增速管后，可显著提升低速下的压差值。

表2 k＝2时不同高度不同空速所对应的压差(Pa)

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1.一种空速实时测量装置，包括：

1)增速管，包括收缩段、喉部和扩压段，其中收缩段的直径逐渐缩小，喉部为直管状，扩压段管径由喉部直径逐渐增大至出口直径；

2)连通管；

3)压差传感器，

其中，喉部具有测压孔，喉部的测压孔通过连通管连接压差传感器的负压测量端。

2.根据权利要求1所述的空速实时测量装置，其中压差传感器位于飞行器舱内，压差传感器的正压测量端连通于当地静压。

3.根据权利要求1所述的空速实时测量装置，还包括直管状的静压段，其直径比喉部大，与收缩段直径较大的一端相连接。

4.根据权利要求3所述的空速实时测量装置，静压段具有测压孔，该测压孔通过连接管被连接到压差传感器的正压测量端。

5.根据权利要求1或3所述的空速实时测量装置，其中收缩段和扩压段采用流线型设计。

6.根据权利要求1或3所述的空速实时测量装置，其中收缩段和扩压段为锥管形。

7.根据权利要求1或3所述的空速实时测量装置，还包括气压计和温度传感器，用于提供大气密度数据。

8.根据权利要求1或3所述的空速实时测量装置，还包括微处理器。

9.根据权利要求1或3所述的空速实时测量装置，其中收缩段的半锥角θ₁的范围是19°～24°，扩压段的半锥角范围是6°～12°，收缩段的最大直径与喉部直径的比值 在2～3之间，扩压段的最大直径与收缩段的最大直径的比值 

在0.85～0.9之间。

10.根据权利要求1或3所述的空速实时测量装置，其中喉部上的测压孔的直径d₄＜1.5mm，喉部的长度l₂约为测压孔的直径的4倍。 

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