CN103852101B - 飞机空速***迟滞时间测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，包括：数据输入模块；连接于数据输入模块输出端的压力源；用于连接于压力源的输出端的第一压力传感器，第一压力传感器的输出端用于连接于压力传输***的输入端，压力传输***包括压力管路；用于连接于压力传输***的输出端和第一压力传感器的输出端的延迟时间采集模块，第一压力传感器的输出端输出压力传输***的输入端的压力－时间曲线表，压力传输***的输出端输出压力传输***的输出端的压力－时间曲线表；延迟时间采集模块采集压力传输***的输入端和输出端的压力－时间曲线表，并且比较压力－时间曲线表，从而得到压力传输***的迟滞时间。

Description

飞机空速***迟滞时间测量装置

技术领域

本发明涉及一种压力传输***的迟滞时间的测量装置，尤其涉及一种飞机空速***迟滞时间的测量装置，可测量飞机空速***中的压力管路的迟滞系数，还可测量包含压力探头、压力管路、大气数据计算机的空速***的迟滞时间。

背景技术

飞机在飞行时需要获取高度,空速,升降速度,马赫数等等的数据，这些数据通过大气数据***获取。传统大气数据***由全静压传感器、全静压管路和大气数据计算机组成。全静压传感器安装在机体外部,主要用于准确收集气流的全压（总压）和静压,全压孔用来收集气流的全压,全压孔位于全静压传感器中正对气流方向,空气流至全压孔时,完全受阻,流速为零,因而得到气流的全压。静压孔用来收集气流的静压,静压孔位于机身周围没有紊流的地方,静压经静压管路进入大气数据计算机。大气数据计算机通过对全静压传感器和全静压管路收集到的全压和静压进行解算,得到飞机重要的参数如高度,空速,升降速度,马赫数等等。传统的大气数据***的缺陷也十分明显,首先全静压管路存在压力延迟,若飞机当前压力变化较快,会出现飞行指示空速或高度滞后于实际飞机空速或高度,对于民航客机,这种情况主要影响地面起飞滑跑,由于飞机起飞时,总压变化较快,管路的迟滞对起飞速度和滑跑距离有着直接的影响。

所以，对于飞机的适航取证，FAA（美国联邦航空管理局）颁布了针对于25部的飞机适航性要求的修正案25-109：运输类飞机空速指示***要求。修正案明确在1323条款中增加空速迟滞的新要求：确保空速指示***延迟的影响不会造成明显空速指示偏离（在起飞期间），或明显的误差（在起飞或加速－停止距离时）。

FAAAC25-7A中建议，按25.1323(G)的规定在起飞或加速－停止距离时，由于空速***的延迟导致飞机指示空速滞后于实际空速超过3节或者由于延迟导致实际飞机滑跑距离增加超过100英尺就是明显的。这就要求，按照25部进行适航取证的飞机必须能够获取其准确的空速***迟滞时间。

目前民用飞机主机厂进行飞机空速***的迟滞时间测量方法为：在测试之前，在飞机的全静压探头附近加装测试用总压传感器探头，直接对加装的总压传感器探头的测量结果进行抽引，从而能够实时测量飞机当前真实总压，另外在飞机驾驶舱加装座舱高速摄像头，拍摄驾驶舱空速显示器，空速显示器的数据来源于飞机的全静压探头。测试时，令飞机按照正常起飞程序进行滑跑试验，对加装的总压传感器探头与飞机全静压探头同时进行总压测量。试验后将加装的总压传感器的数值与摄像头拍摄的空速值进行对比，获取空速***迟滞时间，即加装的总压传感器获得数据的时间与驾驶舱显示器显示全静压探头的数据的时间的时间差。但是此方法需要对飞机进行测试改装，例如加装总压传感器探头和座舱高速摄像头，并且要在跑道上进行滑跑，试验成本大，试验要求高，试验所需条件苛刻。

发明内容

本发明要解决的技术问题是低成本获取精确的飞机空速***迟滞时间。

为此，提供一种用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，所述测量装置包括：数据输入模块；输入端连接于所述数据输入模块输出端的压力源，所述压力源根据输入所述数据输入模块中的数据形成预定的压力；输入端连接于所述压力源的输出端的第一压力传感器，所述第一压力传感器的输出端用于连接于所述压力传输***的输入端，所述压力传输***包括压力管路；以及输入端用于连接于所述压力传输***的输出端和第一压力传感器的输出端的延迟时间采集模块；其中所述第一压力传感器检测所述压力传输***的输入端的压力－时间曲线表，所述压力传输***的输出端输出压力传输***的输出端的压力－时间曲线表；所述数据输入模块、所述压力源、所述第一压力传感器、所述压力传输***和所述延迟时间采集模块被激通以形成压力传输***测试通路；在压力传输***测试通路中，所述延迟时间采集模块采集所述压力传输***的输入端和输出端的压力－时间曲线表，并且比较压力传输***的输入端和输出端的压力－时间曲线表，从而得到压力传输***的迟滞时间。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述压力传输***为飞机的被测空速***，所述数据输入模块为飞行数据输入模块。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述被测空速***包括被测飞机压力探头和被测大气计算机，所述压力管路包括被测压力管路，所述大气计算机输出所述压力传输***的输出端的压力－时间曲线表。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，还包括用于连接在所述被测大气计算机与所述延迟时间采集模块之间的ARINC总线采集模块，用于对所述大气数据计算机的输出数据进行采集解码。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，还包括：

输入端连接于所述压力源输出端的气室；输入端连接于所述气室输出端的第二压力传感器，所述第二压力传感器的输出端用于连接于压力管路的输入端和所述延迟时间采集模块的输入端；输入端用于连接于所述压力管路的输出端的第三压力传感器，第三压力传感器的输出端用于连接于所述延迟时间采集模块的输入端；所述气室的容积大于所述压力管路的内容积,并能够向压力管路输出预设的阶跃压力；所述第二压力传感器检测所述压力管路的输入端的压力－时间曲线表，所述第三压力传感器检测所述压力管路的输出端的压力－时间曲线表；所述数据输入模块、所述压力源、所述气室、所述第二压力传感器、所述压力管路，所述第三压力传感器和所述延迟时间采集模块被激通以形成压力管路测试通路；在压力管路测试通路中，所述延迟时间采集模块采集所述压力管路的输入端和输出端的压力－时间曲线表，并且比较所述输入端和输出端的压力－时间曲线表，从而得到压力管路的迟滞时间。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，在所述气室和第二压力传感器之间有一个可控制的阀门，用于隔离气室和压力管路之间的气体连通，通过控制压力源使闭合的阀门两边达到所需阶跃压力差，阀门打开后在所述压力管路的输入端形成具有所需阶跃压力差的阶跃压力。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述气室的容积大于或等于100倍的所述压力管路内容积。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述延迟时间采集模块输出在压力管路的输出端的压力－时间曲线表中在阶跃压力压差的63.2％处的迟滞时间为所述压力管路的迟滞系数。

根据上述的压力传输***的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述延迟时间采集模块输出所述压力传输***的迟滞时间的五分之一的数值为所述压力管路的迟滞系数。

根据本发明的技术原理，还提供一种用于测量压力传输***中的压力管路的迟滞时间的测量装置，所述测量装置包括：数据输入模块；输入端连接于所述数据输入模块输出端的压力源；输入端连接于所述压力源输出端的气室；输入端连接于所述气室输出端的第一压力传感器，所述第一压力传感器的输出端用于连接于所述压力管路的输入端；输入端用于连接于所述压力管路的输出端的第二压力传感器；输入端连接于所述第一压力传感器的输出端和所述第二压力传感器的输出端的延迟时间采集模块；所述气室的容积大于所述压力管路的内容积,并能够向所述压力管路输出预设的阶跃压力；所述第一压力传感器检测所述压力管路的输入端的压力－时间曲线表，所述第二压力传感器检测所述压力管路的输出端的压力－时间曲线表；所述数据输入模块、所述压力源、所述气室、所述第一压力传感器、所述压力管路、所述第二压力传感器和所述延迟时间采集模块被激通以形成压力管路测试通路；所述延迟时间采集模块采集所述压力管路的输入端和输出端的压力－时间曲线表，并且比较输入端和输出端的压力－时间曲线表，从而得到所述压力管路的迟滞时间。

根据上述的压力管路的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述压力传输***为飞机的被测空速***，所述压力管路包括被测压力管路，所述数据输入模块为飞行数据输入模块。

根据上述的压力管路的迟滞时间的测量装置，较佳地，在所述气室和第一压力传感器之间有一个可控制的阀门，用于隔离气室和压力管路之间的气体连通，通过控制压力源使闭合的阀门两边达到所需阶跃压力差，阀门打开后在所述压力管路的输入端形成具有所需阶跃压力差的阶跃压力。

根据上述的压力管路的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述气室的容积大于或等于100倍的所述压力管路内容积。

根据上述的压力管路的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述延迟时间采集模块输出在压力管路的输出端的压力－时间曲线表中在阶跃压力压差的63.2％处的迟滞时间为所述压力管路的迟滞系数。

根据上述的压力管路的迟滞时间的测量装置，较佳地，所述延迟时间采集模块输出所述压力管路的迟滞系数的5倍的数值为所述压力传输***的迟滞时间。

附图说明

图1是根据本发明的第一实施例的示意框图；

图2是根据本发明的第二实施例的示意框图；

图3是根据本发明的第三实施例的示意框图；

图4是示出了根据本发明的实施例中的气室所产生的阶跃压力和所述阶跃压力所形成的压力管路输出端的压力。

具体实施方式

如图1所示，被测的空速***是飞机本身的一部分的装置。被测的压力管路将被测的飞机压力探头处的压力传导到被测的大气计算机，由计算机检测和计算出飞机压力探头处的压力－时间曲线表。

如图1所示，该图示出了本发明的空速***迟滞时间测量装置的模块图。该测量装置包括飞行数据输入模块、压力源、气室、压力传感器1、压力传感器2、压力传感器3、ARINC总线采集模块和延迟时间采集模块。该测量装置可被分别连接于飞机的被测空速***和被测压力管路，根据不同的通路被激通可用来分别测量空速***迟滞时间和压力管路的迟滞系数。

如图2所示，该图黑线部分示出了本发明的测量装置用于测量空速***迟滞时间的模块图。飞行数据输入模块连接于压力源，压力源连接于压力传感器1，压力传感器1和ARINC总线采集模块分别连接于延迟时间采集模块，这样构造的通路20用来测量空速***迟滞时间，此时，将被测空速***连接在压力传感器1和ARINC总线采集模块之间。

如图3所示，该图黑线部分示出了本发明的测量装置用于测量压力管路的迟滞系数的模块图。飞行数据输入模块连接于压力源，压力源连接于气室，气室连接于压力传感器2，压力传感器2和压力传感器3分别连接于延迟时间采集模块，这样构造的通路30用来测量压力管路的迟滞系数，此时，将被测压力管路连接在压力传感器2和压力传感器3之间。

测量装置的模块

飞行数据输入模块可将飞机上以任意频率采集的飞机高度、速度数据转换为控制信号对压力源进行控制,使压力源根据设定的目标总压、静压压力值大小、压力变化率输出总压和静压。设置在压力源上游的飞行数据输入模块可根据人工设置的空速、高度数据，自动转换为压力源所能处理的压力控制信号，使压力源能够输出所需压力，由此压力源模拟产生等同于飞行数据的压力变化输出。设置在压力管路测量通路30中的气室是一个容积大于被测***的压力管路内容积的气罐，例如，气室的容积大于或等于100倍被测***的压力管路内容积。气室和压力源可共同产生接近于理想阶跃压力的压力输出。压力传感器1用于测量被测空速***的输入端的压力，压力传感器2用于测量被测压力管路输入端的压力，压力传感器3用于测量被测压力管路输出端的压力。由于大气数据计算机是通过ARINC总线（ARINC是航空领域常用的总线协议，AeronauticalRadioIncorporated）输出数据，所以测试装置还设置ARINC总线采集模块对大气数据计算机的输出数据进行采集解码，采集模块用于记录被测大气计算机的总线输出的数据。延迟时间采集模块用于采集被测压力管路或者被测空速***的输入端和输出端的压力-时间曲线，并进行比较，获取压力变化全过程中任一点的延迟时间，即同一压力值出现在输入端和输出端的时间差。

在图2中，压力传感器1和被测飞机压力探头分别用于实时测量被测压力管路的输入压力值，压力探头获得的输入压力值通过压力管路传输到大气计算机。在图3中，压力传感器2和3分别用于实时测量被测压力管路的输入压力值和输出压力值。

使用该装置，可实现在地面模拟进行压力延迟时间测量试验，无需在飞机上进行测试改装及滑跑或飞行试验，可节省大量的试验成本，且该装置测量精度高，误差小，保证测量的精确性。其次，该装置可将实际飞机滑跑或飞行的飞行数据进行处理，按照飞机飞行数据模拟真实飞机飞行环境压力变化情况，保证该装置测量结果的真实性，第三，该测试装置还可产生阶跃压力输入，用于测量管路迟滞系数。迟滞系数是反映压力在管路中传导快慢特性的参数，压力管路的总迟滞时间基本上为5倍的迟滞系数。

下面通过实施例来描述图2所示的空速***测试通路20和图3所示的压力管路测试通路30。

在对空速***进行迟滞时间测量时，首先如图2所示将飞机的被测空速***连接到该测试装置，被测空速***包括全静压探头（即图中的被测飞机压力探头）、飞机全静压管路（即图中的被测压力管路）、飞机大气数据计算机（即图中的被测大气计算机），由此形成从飞行数据输入模块、压力源、压力传感器1、被测飞机压力探头、被测压力管路、被测大气计算机、ARINC总线采集模块、至延迟时间采集模块以及压力传感器1另外还连接于延迟时间采集模块的空速***测试通路20，如图2所示。然后，将实际飞行数据（比如飞机上以4HZ频率采集的飞机飞行某阶段的飞行数据）以数据表格形式输入飞行数据输入模块，启动测试装置，被测空速***测试通路20被激活，如图2所示，延迟时间采集模块将在测量结束后，输出分别由压力传感器1和大气计算机获取的被测空速***输入和输出端的压力-时间曲线，操作人可输入试验中任意时刻或任意空速，即可获取该时刻或空速处的延迟时间。

在对压力管路进行迟滞系数测量时，首先将飞机压力管路连接到该测试装置，由此形成从飞行数据输入模块、压力源、气室、压力传感器2、被测压力管路、压力传感器3、至延迟时间采集模块以及压力传感器2另外还连接于延迟时间采集模块的压力管路测试通路30，如图3所示。将起始压力值和阶跃压力值输入到飞行数据输入模块，启动测试装置，被测压力管路测试通路30被激活，如图3所示，测试装置会通过气室向被测压力管路输出预设的阶跃压力。延迟时间采集模块在测量结束后，输出被测压力管路分别由压力传感器2和压力传感器3获取的输入和输出端的压力-时间曲线，并同时输出该被测压力管路的迟滞系数值，较佳地，该迟滞系数值是输出端的压力-时间曲线中在起始压力值和阶跃压力值的压差的63.2%处的延迟时间。

图3所示的通路30中压力输入数据有两个，起始压力值和阶跃压力值。先输入起始压力值，即起始压力值是阶跃压力的起点。在气室和压力传感器2之间有一个电子控制的阀门，用于隔离气室和压力管路之间的气体连通，通过控制压力源使闭合的阀门两边达到所需阶跃压力差，阀门打开后在所述压力管路的输入端形成具有所需阶跃压力差的阶跃压力。例如在测试开始前，在被测压力管路中充入一个较低的压力(为了理解方便，假设是1千帕的压力，如图4所示，实际上并不一定是这个数据，甚至也可以是零)，然后在气室中充入较高的压力（同样假设3千帕的压力，如图4所示），压力源与气室之间用电子控制的阀门隔离，这个阀门可通过计算机瞬间打开，然后在被测压力管路的输入端就瞬间形成了具有一个压力差（该假设为2千帕，如图4所示）的阶跃压力。由于气室的容积远远大于被测压力管路的内容积，所以最终气室和被测压力管路的压力平衡后，整个***中的压力还能基本保持上述的较大压力。最后，对图4所示的阶跃压力而言，延迟时间采集模块在测量结束后，输出被测压力管路分别由压力传感器2和压力传感器3获取的输入端的压力-时间曲线（如图4中输入端阶跃压力曲线所示）和输出端的压力-时间曲线（如图4中输出端压力曲线所示），并同时输出该被测压力管路的迟滞系数值。在输出端的压力-时间曲线中，在起始压力值和阶跃压力值的压力差的63.2％处的时间或时间差为最精确的迟滞系数。总迟滞时间T基本上等于5倍的该迟滞系数t。

由此，图2所示通路20可以测试飞机完整空速***的迟滞时间，可用于验证飞机是否满足FAA适航规章的要求。图3所示通路30可以测试飞机压力管路的迟滞系数，可用于研究物理管路的延迟特性。

从上述说明中可以得知总迟滞时间T与迟滞系数t的关系，即

T＝5t。

上述示例性的实施例示出了解决本发明要解决的技术问题的技术方案中的一个实施例。在该实施例的示例下，其它符合本发明原理的等效和类似的手段都属于本发明保护的范围中。本发明的原理是，不需要对飞机进行测试改装，在测试场地测试被测压力管路的输入端和输出端的时间－压力曲线，来获取空速***的迟滞时间和压力管路的迟滞系数。例如，从上文中得知，空速***的迟滞时间和压力管路的迟滞系数的两个测试可以在图2所示的空速***测试通路20中完成，也可以在图3所示的压力管路测试通路30中完成。这也在发明的范围之内。

Claims (15)

1.一种用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，所述测量装置包括：

数据输入模块；

输入端连接于所述数据输入模块输出端的压力源，所述压力源根据输入所述数据输入模块中的数据形成预定的压力；

输入端连接于所述压力源的输出端的第一压力传感器，所述第一压力传感器的输出端用于连接于所述压力传输***的输入端，所述压力传输***包括压力管路；以及

输入端用于连接于所述压力传输***的输出端和第一压力传感器的输出端的延迟时间采集模块；其中所述第一压力传感器检测所述压力传输***的输入端的压力－时间曲线表，所述压力传输***的输出端输出压力传输***的输出端的压力－时间曲线表；所述数据输入模块、所述压力源、所述第一压力传感器、所述压力传输***和所述延迟时间采集模块被激通以形成压力传输***测试通路(20)；

在压力传输***测试通路(20)中，所述延迟时间采集模块采集所述压力传输***的输入端和输出端的压力－时间曲线表，并且比较压力传输***的输入端和输出端的压力－时间曲线表，从而得到压力传输***的迟滞时间。

2.如权利要求1所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述压力传输***为飞机的被测空速***，所述数据输入模块为飞行数据输入模块。

3.如权利要求2所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述被测空速***包括被测飞机压力探头和被测大气计算机，所述压力管路包括被测压力管路，所述大气计算机输出所述压力传输***的输出端的压力－时间曲线表。

4.如权利要求3所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，还包括用于连接在所述大气计算机与所述延迟时间采集模块之间的ARINC总线采集模块，用于对所述大气计算机的输出数据进行采集解码。

5.如权利要求1－4中的任何一项所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，还包括：

输入端连接于所述压力源输出端的气室；

输入端连接于所述气室输出端的第二压力传感器，所述第二压力传感器的输出端用于连接于所述压力管路的输入端和所述延迟时间采集模块的输入端；

输入端用于连接于所述压力管路的输出端的第三压力传感器，第三压力传感器的输出端用于连接于所述延迟时间采集模块的输入端；

所述气室的容积大于所述压力管路的内容积,并能够向所述压力管路输出预设的阶跃压力；

所述第二压力传感器检测所述压力管路的输入端的压力－时间曲线表，所述第三压力传感器(3)检测所述压力管路的输出端的压力－时间曲线表；

所述数据输入模块、所述压力源、所述气室、所述第二压力传感器、所述压力管路，所述第三压力传感器和所述延迟时间采集模块被激通以形成压力管路测试通路(30)；

在压力管路测试通路(30)中，所述延迟时间采集模块采集所述压力管路的输入端和输出端的压力－时间曲线表，并且比较所述输入端和输出端的压力－时间曲线表，从而得到所述压力管路的迟滞时间。

6.如权利要求5所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，在所述气室和第二压力传感器之间有一个可控制的阀门，用于隔离所述气室和所述压力管路之间的气体连通，通过控制压力源使闭合的阀门两边达到所需阶跃压力差，阀门打开后在所述压力管路的输入端形成具有所需阶跃压力差的阶跃压力。

7.如权利要求6所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述气室的容积大于或等于100倍的所述压力管路内容积。

8.如权利要求7所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述延迟时间采集模块输出在所述压力管路的输出端的压力－时间曲线表中在阶跃压力压差的63.2％处的迟滞时间为所述压力管路的迟滞系数。

9.如权利要求1－4中的任何一项所述的用于测量压力传输***的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述延迟时间采集模块输出所述压力传输***的迟滞时间的五分之一的数值为所述压力管路的迟滞系数。

10.一种用于测量压力传输***中的压力管路的迟滞时间的测量装置，所述测量装置包括：

数据输入模块；

输入端连接于所述数据输入模块输出端的压力源；

输入端连接于所述压力源输出端的气室；

输入端连接于所述气室输出端的第一压力传感器，所述第一压力传感器的输出端用于连接于所述压力管路的输入端；

输入端用于连接于所述压力管路的输出端的第二压力传感器；

输入端连接于所述第一压力传感器的输出端和所述第二压力传感器的输出端的延迟时间采集模块；

所述气室的容积大于所述压力管路的内容积,并能够向所述压力管路输出预设的阶跃压力；

所述第一压力传感器检测所述压力管路的输入端的压力－时间曲线表，所述第二压力传感器检测所述压力管路的输出端的压力－时间曲线表；

所述数据输入模块、所述压力源、所述气室、所述第一压力传感器、所述压力管路、所述第二压力传感器和所述延迟时间采集模块被激通以形成压力管路测试通路(30)；

所述延迟时间采集模块采集所述压力管路的输入端和输出端的压力－时间曲线表，并且比较输入端和输出端的压力－时间曲线表，从而得到所述压力管路的迟滞时间。

11.如权利要求10所述的压力管路的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述压力传输***为飞机的被测空速***，所述压力管路包括被测压力管路，所述数据输入模块为飞行数据输入模块。

12.如权利要求11所述的压力管路的迟滞时间的测量装置，其特征在于，在所述气室和第一压力传感器之间有一个可控制的阀门，用于隔离气室和压力管路之间的气体连通，通过控制压力源使闭合的阀门两边达到所需阶跃压力差，阀门打开后在所述压力管路的输入端形成具有所需阶跃压力差的阶跃压力。

13.如权利要求12所述的压力管路的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述气室的容积大于或等于100倍的所述压力管路内容积。

14.如权利要求10－13任何一项所述的压力管路的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述延迟时间采集模块输出在压力管路的输出端的压力－时间曲线表中在阶跃压力压差的63.2％处的迟滞时间为所述压力管路的迟滞系数。

15.如权利要求14所述的压力管路的迟滞时间的测量装置，其特征在于，所述延迟时间采集模块输出所述压力管路的迟滞系数的5倍的数值为所述压力传输***的迟滞时间。