全向大氣數據測量球形探頭的制作方法
【專利摘要】本發明提出的一種全向大氣數據測量球形探頭，旨在提供一種結構簡單,采集角度范圍大，可靠性高、體小重量輕的大氣數據測量裝置。本發明通過下述技術方案予以實現：針對不同氣流角的方向，對球體上測壓點進行分區，測壓點分區區域設置在中空球體（1）的前、后、左、右和頂端球面上，分區測壓點通過連通中空球體的壓力腔（3）和呈十字形間隔均布的壓力測量孔（2）實現；壓力測量孔通過測壓管（4）將壓力傳遞至壓力掃描閥（5），壓力掃描閥將接收到的壓力信號轉換成數字信號，同時傳輸到設置在中空球體中的解算單元（6）解算大氣參數和飛行器當前的大氣數據信息，實現不同區域對應不同氣流角的多點壓力的同時采集和全向測量。
【專利說明】
全向大氣數據測量球形探頭
技術領域
[0001] 本發明涉及一種用于測量旋翼飛行器全向矢量速度、高度、升降速度、指示空速等 各種大氣參數的大氣數據探頭。
【背景技術】
[0002] 空氣的運動產生氣流，流速是一個三維空間矢量。一般考慮為(xy平面)二維矢量： 風速一一模值，風向一一方向，一些特殊情況下，垂直運動也相當顯著，如強的對流云。氣流 場=大尺度的規則氣流+隨時間和空間隨機漲落的（中）小尺度湍流。氣流測量包括:瞬時量、 平均量兩部分。平均值:指在一定時段內的平均。瞬時值:在一個相當短的時段內的平均。瞬 時量、平均量都可以認為是"光滑值"，光滑時段的長短，取決于儀器和實際需要風速的單 位:m/s。飛機在飛行中，空氣相對于飛機就產生了氣流，在正對氣流運動方向的表面上，氣 流完全受阻，速度降低到零，氣體的動能全部轉化為壓力能和內能，因此空氣的溫度升高、 壓力增大，這個壓力叫全受阻壓力，簡稱全壓，也稱為總壓Pt。氣體未被擾動處的壓力，為大 氣壓力，叫做靜壓Ps，全壓和靜壓之差叫做動壓q。旋轉式風速計感應部分是一個固定在轉 軸上的感應風的組件。常見的有三種型式:半球形的空心杯殼組、螺旋槳葉片組、平板葉片 組。風杯風速計的感應原理:風杯由三個或四個半球形或拋物形空杯，都順一面均勻分布在 一水平支架上，支架與轉軸相連。在風力作用下，風杯繞轉軸旋轉，其轉速正比于風速。轉速 可以用電觸點、測速發電機、齒輪或光電計數器等記錄。槳葉式風速表是由若干片槳葉按一 定角度等間隔地裝置在一鉛直面內，能逆風繞水平軸轉動，其轉速正比于風速。槳葉有平板 葉片的風車式和螺旋槳式兩種。最常見的是由三葉式四葉螺旋槳，裝在形似飛機機身的流 線形風向標前部，風向標使葉片旋轉平面始始終對準風的來向。現行的超聲風速計的發射 頭和接收頭是共用的，目的是簡化整個探頭架的結構，減小對流場的干擾。沿y軸和z軸各 裝兩對發射和接收裝置，測定V在y和z方向的分量。聲學風速計陰影效應：由于繞流的作用， 迎風面的探頭，在其背后會產生一定的尾流區域，這種現象將導致聲波傳播路徑偏長，而使 計算風速值偏低，這種效應稱之為"陰影效應"。陰影效應的大小取決于探頭的外形以及風 矢量與超聲探頭軸線之間的夾角。當夾角為90度時，陰影效應為零。在大氣數據攻角和側滑 角的測量中，攻角是飛機縱軸或機翼弦線與迎面氣流角夾角，側滑角是飛機橫軸與側向氣 流間的夾角，攻角傳感器只能測量出傳感器所在處的"局部攻角"，與"真實攻角"之間有一 "攻角位置誤差"。大氣密度的解算由大氣數據大氣數據計算機，傳感器測量、靜壓傳感器、 全壓傳感器、總溫傳感器、攻角傳感器等組成。大氣數據系統也稱為大氣數據計算機處理系 統，是一種多輸入多輸出的機載綜合測量處理系統。它根據傳感器測得的基本原始信息，如 靜壓、總溫、全壓、迎角等，處理與計算出較多的與大氣數據有關的參數:飛行高度、高度偏 差、升降速度、真空速、指示空速、馬赫數。隨著現代飛機技戰術需求的日益提高，機大氣數 據系統正面臨著來自氣動、隱身和總體布局等方面的新要求。為了提高大氣數據探測的水 平以及開拓大氣數據探測的新途徑，國外已經進行了許多卓有成效的研究，其中嵌入式飛 機大氣數據系統采用的嵌入式大氣數據傳感器是美國航空航天局在20世紀60年代開始研 究的。目前國內外正在探索研究無突出探頭的嵌入式大氣數據系統。直升機空速測試發展 到今天還很不完善。主要是以旋轉式結構為主，結構復雜，難以維護，進口的空速測試裝置 成本很高，造價昂貴，幾萬美元一套，而國內的精度，穩定性不高，以至于許多民用直升機 沒有安裝空速測試系統。單向以二維空速測試系統為主。現有技術中，直升機的大氣數據一 般通過兩種測量系統實現的。一種是由多個不同LRU安裝在飛機不同位置實現大氣參數測 量的傳統分布式大氣數據系統，它們包括總壓受感器、靜壓受感器、攻角傳感器、側滑角傳 感器和靜溫傳感器。另一種是將總壓、靜壓、攻角、側滑角、靜溫等大氣參數的采集全部集中 在一臺設備的機械式全向速度矢量傳感器，該系統利用頭部空速管采集總壓、靜壓，利用內 置的旋轉機構及角度傳感器測量攻角、側滑角，利用內置的靜溫傳感器測量靜溫。矢量傳感 器使用風標結構感受氣流方向通過齒輪傳動機構帶動內置的旋轉變壓器產生電壓信號，實 現氣流角度測量，同時通過風標前端的空速管采集總壓和靜壓壓力實現速度和高度的測 量。以上兩種測量方式均存在不同的缺陷，第一種測量方式由于其攻角、側滑角傳感器的測 量范圍有限，且受安裝位置影響很大，而不能實現全向大氣數據參數的采集。其次是構成復 雜，LRU數量繁多，內部線纜、氣路交聯雜亂，總重量和總體積過大。第二種測量方式集成了 第一種方式的所有功能，但其缺陷在于由于該傳感器為機械式傳感器，內部結構復雜，存在 大量機械傳動部件，其可靠性較低，另外由于其管路與機械轉動結構交聯，需要良好的動密 封技術，而目前的動密封技術需要進行定期更換密封液，使用及維護成本較大。
【發明內容】
[0003] 本發明的目的是針對上述現有技術存在的不足之處，提供一種結構簡單，采集 角度范圍大，可靠性高、體積小重量輕的大氣數據測量裝置。
[0004] 本發明的上述目的可以通過以下措施來達到，一種全向大氣數據測量球形探頭， 具有一個帶有連接柄的中空球體1，其特征在于:針對不同氣流角的方向，對球體上測壓點 進行分區，測壓點分區區域設置在中空球體1的前、后、左、右和頂端球面上，分區測壓點通 過連通中空球體1的壓力腔3和呈十字形間隔均布的壓力測量孔2實現;壓力測量孔2通過測 壓管4將壓力傳遞至壓力掃描閥5,壓力掃描閥5將接收到的壓力信號轉換成數字信號，同時 傳輸到設置在中空球體1中的解算單元6解算大氣參數和飛行器當前的大氣數據信息，實現 不同區域對應不同氣流角的多點壓力的同時采集和全向測量。
[0005] 解算單元6內置解算模型解算大氣參數，根據來自壓力掃描閥5輸送的多組壓力 信號，運用解算單元內置算法程序軟件計算出飛行器當前的大氣數據信息。
[0006] 本發明相比于傳統的空速管及矢量傳感器具有如下有益效果。
[0007] 結構簡單。本發明采用帶有連接柄的中空球體1作為壓力受感結構，通過殼體內部 的壓力轉換腔3及導氣管路4將壓力傳遞至球體內部放置的多通道壓力掃描閥5,壓力掃描 閥將壓力信號轉換成數字信號傳遞至球體內部放置的解算單元6,結構簡單。通過算法程序 軟件的計算方法，將測量到的壓力信號解算出飛行器所需要的高度、速度、氣流偏角等參 數，解決了現有技術構成復雜，LRU數量繁多，內部線纜、氣路交聯雜亂，總重量和總體積過 大的缺陷。
[0008] 采集角度范圍大。本發明采用在中空球體1的前、后、左、右和頂端球面上，分別制 有連通中空球體1壓力腔3和呈十字形間隔均布的壓力測量孔2,可以實現水平和垂直兩個 方向270°范圍內的氣流角度測量。采用多通道掃描閥壓力采集設備，可以同時針對不同氣 流角的方向，通過對球體上測壓點進行分區，實現不同區域對應不同氣流角的多點壓力的 同時采集和全向測量。這種采用球形外形全方位測量多點壓力的測量方式，使得壓力的采 集角度范圍大大增加。
[0009] 可靠性高，本發明通過內置多通道壓力傳感器測量解算氣流總、靜壓及三軸向氣 流速度的大氣數據，通過17個分布安裝的測壓點實時采集大氣壓力，使用特定的算法程序 軟件計算方法，解算出與矢量傳感器精度相當的大氣參數。相較于使用風標結構感受氣流 方向通過齒輪傳動機構帶動內置的旋轉變壓器產生電壓信號，實現氣流角度測量的矢量傳 感器，取消了后者的轉動機械裝置和動密封裝置，其可靠性得到大幅提高。
[0010] 體積小重量輕。本發明采用的多通道壓力傳感器可同時測量17個壓力參數，避免 了安裝17個壓力傳感器造成的成本浪費和重量增加的缺陷。
【附圖說明】
[0011] 圖1是本發明全向大氣數據測量球形探頭外形示意圖。
[0012]圖2是圖1的主視圖。
[0013]圖3是圖2的A-A向剖視圖。
[0014] 圖4是本發明全向大氣數據測量球形探的分解示意圖。
[0015] 圖5是圖4解算單元6內置解算模型示意圖。
[0016] 圖6是球形探頭的測壓點一組測壓點示意圖。
[0017]圖中：1·中空球體，2.壓力測量孔，3.壓力腔，4.測壓管，5.壓力掃描閥，6.解算單 元，7.連柄安裝載體，8.半球殼體。
【具體實施方式】
[0018] 參閱圖1-圖4。在以下描述的實施例中，一種全向大氣數據測量球形探頭具有一個 連接飛機安裝接口的連柄安裝載體7的中空球體1。連柄安裝載體7與半球殼體8之間通過螺 釘連接安裝，形成規則的球體形狀。探頭主體為直徑200~300mm的球體外形，在其外表面可 以開設17個直徑為1.8mm-3mm的壓力測量孔2。
[0019] 中空球體1由上下兩個規則的半球殼體8對合組成。針對不同氣流角的方向，對球 體上測壓點進行分區，測壓點分區區域設置在中空球體1的前、后、左、右和頂端球面上，分 區測壓點通過連通中空球體1壓力腔3和呈十字形間隔均布的壓力測量孔2實現。壓力測量 孔2分布在中空球體1的前、后、左、右和頂端球面上，呈十字形間隔均布的，且分別連通中空 球體1的壓力腔3,并通過測壓管4將壓力傳遞至壓力掃描閥5。每兩個壓力測量孔2之間的夾 角為30°~45°，壓力測量孔2通過測壓管4將壓力傳遞至壓力掃描閥5,壓力掃描閥5將接收 到的壓力信號轉換成數字信號，同時傳輸到設置在中空球體1中的解算單元6。解算單元6內 置解算模型解算大氣參數，根據來自壓力掃描閥5輸送的多組壓力信號，運用解算單元6內 置算法程序軟件計算出飛行器當前的大氣數據信息。即通過包含多壓力解算大氣參數的解 算模型及相應算法程序軟件的解算單元6根據來自壓力掃描閥5輸送的多組壓力信號，計算 出飛行器當前的大氣數據信息。大氣數據信息包括氣流速度、高度、攻角和側滑角。
[0020] 壓力掃描閥5和解算單元6設置在圖4所示連柄安裝載體7的半球殼體8底部的基座 上。基座上制有連接壓力掃描閥5的裝配連接柱。壓力掃描閥5對應解算單元6連接多通道壓 力傳感器。至少三個解算單元6依次裝配在壓力掃描閥5上。中空球體1劃分為5個前、后、左、 右和球頂五個正對的測壓區域，中空球體1表面五個測壓分區測壓點均勻分布了 17個壓力 測量孔2,壓力測量孔2在球體X、Y、Z三個剖面上均勻分布。分布在每個壓力測量點上的壓力 測量孔2可能同時屬于多個測壓區域，包含了同屬于多個測壓區域的壓力測量點，每個測壓 區域均布有呈十字形間隔45°的5個壓力測量孔2,形成有效采集氣流任意角度方向的壓力 測量點。壓力掃描閥5通過5個測壓區域上各自分布的5個壓力測量點進行壓力采集，解算單 元6選擇不同氣流方向測壓區域的來解算大氣參數。解算單元6均能選擇氣流方向任意角度 一個方向上的5個壓力測量孔進行氣流偏角計算。解算單元6根據判斷條件和選擇的具體方 向，確定測壓工作區域，確定完測壓區域后，通過3點法計算出五個測壓區域局部5個壓力測 量孔氣流角度和氣流相對于整個球形探頭的矢量方向，進一步計算出當前的氣流攻角、側 滑角、總壓和靜壓參數。解算單元6同一時刻選擇一個測壓區域的壓力值為有效值。
[0021]壓力掃描閥5根據17個壓力測量孔2的壓力大小確定初步氣流方向，將接收到的17 組壓力信號同時傳遞至解算單元6,解算單元6從選定的方向中，根據所選5個測壓區域壓力 測量孔2的壓力值，采用3點法計算局部氣流角度，然后根據計算的局部氣流角度和選擇的 氣流方向計算飛行器的三軸向氣流角，再根據氣流角選擇合適的壓力測量孔作為總壓孔和 靜壓孔，解算出總、靜壓的壓力，依據氣流角總、靜壓的壓力解算出飛行器飛行高度、速度、 攻角、側滑角及全向矢量速度。
[0022]算法描述。
[0023] 1.參數定義 參閱圖5。解算單元6內置解算模型解算大氣參數，采用五點提取法，即選擇中心點后， 左右、上下各取距離相同的兩點。所選取的5點分別為λ=〇、φ =〇 (Ρ中心），λ=45、Φ =0 (Ρ下），λ =45、Φ =90(Ρ左），λ=45、Φ =180(Ρ上），λ=45、Φ =270(Ρ右）；其中λ為張角，φ 為圓周角； 參閱圖6,球形探頭的測壓點根據不同的方向分為5組，以其中一組測壓點進行分析，其 它組原理相同。
[0024] 2.計算模型： Pj ·!· ) ?- .......................................(1) 其中Pi表示第i點的壓強，Ρ~表示靜壓，qc表示動壓，Θ表示入射角，
α表示迎角，β表示側滑角;錐角(λ)是關于機頭整流罩縱軸的表面構成的法線的總角， 時鐘角（Φ )是面向機尾圍繞在由機身底部出發的對稱軸的順時針角。
[0025] 3.算法： a)區域選定 由于每個方向均有5點分布，因此在流場中，考察5個中心點的壓強，若其中一個點的壓 強值最大，則可以確定，駐點在以此中心點為中心的攻角±45°、側滑角±45°的范圍內；然 后我們選定該區域的5個點作為計算后續大氣數據解算的參數； b)攻角算法
當Φ=0°或180°時在方程式3中沿垂直經線分布的壓力可使定域攻角從定域側滑角中 分離出來。在幾何結構設置中，方程式3不適用于側滑角條件。當| α | <45°，α的計算方法如 下：
【主權項】
1. 一種全向大氣數據測量球形探頭，具有一個帶有連接柄的中空球體1，其特征在于： 針對不同氣流角的方向，對球體上測壓點進行分區，測壓點分區區域設置在中空球體(1)的 前、后、左、右和頂端球面上，分區測壓點通過連通中空球體（1)的壓力腔（3)和呈十字形間 隔均布的壓力測量孔（2)實現；壓力測量孔（2)通過測壓管（4)將壓力傳遞至壓力掃描閥 (5) ，壓力掃描閥（5)將接收到的壓力信號轉換成數字信號，同時傳輸到設置在中空球體(1) 中的解算單元(6)解算大氣參數和飛行器當前的大氣數據信息，實現不同區域對應不同氣 流角的多點壓力的同時采集和全向測量。2. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，解算單元(6)內置解 算模型根據來自壓力掃描閥（5)輸送的多組壓力信號，解算大氣參數。3. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，解算單元(6)根據來 自壓力掃描閥（5)輸送的多組壓力信號，運用內置算法程序軟件計算出飛行器當前的大氣 數據信息。4. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，每兩個壓力測量孔 (2)之間的夾角為30°-45°。5. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，壓力掃描閥（5)和解 算單元(6)設置在連柄安裝載體(7)的半球殼體(8)底部的基座上。6. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，壓力掃描閥（5)對應 解算單元(6)連接多通道壓力傳感器。7. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，至少三個解算單元 (6) 依次裝配在壓力掃描閥（5)上。8. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，中空球體（1)劃分為5 個前、后、左、右和球頂五個正對的測壓區域，中空球體1表面五個測壓分區測壓點均勻分布 了17個壓力測量孔(2)，壓力測量孔(2)在球體X、Y、Z三個剖面上均勻分布，分布在每個壓力 測量點上的壓力測量孔(2)包含同屬于多個測壓區域的壓力測量點，形成有效采集氣流任 意角度方向的壓力測量點。9. 如權利要求1所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，壓力掃描閥（5)通過5 個測壓區域上各自分布的5個壓力測量點進行壓力采集，解算單元(6)選擇不同氣流方向測 壓區域的壓力測量孔來解算大氣參數和氣流偏角計算。10. 如權利要求8所述的全向大氣數據測量球形探頭，其特征在于，壓力掃描閥（5)根據 17個壓力測量孔(2)的壓力大小確定初步氣流方向，將接收到的17組壓力信號同時傳遞至 解算單元(6)，解算單元(6)從選定的方向中，根據所選5個測壓區域壓力測量孔(2)的壓力 值計算局部氣流角度，然后根據計算的局部氣流角度和選擇的氣流方向計算飛行器的三軸 向氣流角，再根據氣流角選擇合適的壓力測量孔作為總壓孔和靜壓孔，解算出總、靜壓的壓 力，依據氣流角總、靜壓的壓力解算出飛行器飛行高度、速度、攻角、側滑角及全向矢量速 度。
【文檔編號】G01D21/02GK106092205SQ201610621899
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年7月29日 公開號201610621899.8, CN 106092205 A, CN 106092205A, CN 201610621899, CN-A-106092205, CN106092205 A, CN106092205A, CN201610621899, CN201610621899.8
【發明人】朱世民, 柳楷, 吉孟江
【申請人】成都凱天電子股份有限公司