专利名称：低速飞行器空速实时测量装置的制作方法
技术领域：
本发明属于航空测控技术领域，尤其涉及ー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、动カ伞、动カ三角翼等飞行器。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測量动压，即总压和静压的差值，因为低速时动压Ap与空速Va之间满足下式Ap =^pVa2(I)进而可通过式(I)得出空速。其中P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。随着飞行高度的増加，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I所示表I不同高度不同空速所对应的动压(Pa)
I (m/s) 2 (m/s) 5 (m/s) 10 (m/s) 20 (m/s)
0(km) 0.6125. 2.45 15.313 61.25245 .
1(km) 0.556 . 2.224 13.9 55.6222.4 .
2(km) 0.5035. 2.014 12. 588 50. 35201.4 .
5 (km) 0.368 . 1.472 9.2 36.8147.2 .
10 (km) 0.207 . 0.828 5. 175 20. 782.8 .
20 (km) 0.044 . 0. 178 I. 1114 4.445517. 782 .在海平面，lOm/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I. IPa0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測量，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I)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増大至出ロ直径；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Θ i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f
d2
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f在O. 85 O. 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< I. 5mm,喉部的长度I2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I、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，同样空速下的信号強度远高于前者，且信号噪声和脉动量较小；3、适用性強，既可用于低空测速，也可用于高空测速。
以下參照附图对本发明实施例作进ー步说明，其中图I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測量方法的示意性方框图。图7为增速管关键设计參数的示意图。
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。
具体实施例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I所示)，包括I)增速管 U2 ；2)压差传感器Ul;
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増大至出口直径。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在飞艇上安装吋，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參数，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
I 2I 2P1+-PV1 =Pi+-PvI = Po(2)其中P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ApA2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Δ P = P1-P2(4)由式⑵、⑶，Ap = —PV12 ^12 /Λ2 _ l) = ~Pvi /^2 _ l)(5)(6)其中
权利要求
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増大至出ロ直径； 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I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I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I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I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I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I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I或3所述的空速实时测量装置，其中收缩段的半锥角Q1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fd2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I在O. 85 O. 9之间。
10.根据权利要求I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< I. 5mm,喉部的长度I2约为测压孔的直径的4倍。
全文摘要
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。
文档编号G01P5/14GK102692521SQ20111006945
公开日2012年9月26日 申请日期2011年3月22日 优先权日2011年3月22日
发明者周江华, 祝榕辰, 苗景刚 申请人:中国科学院光电研究院