全向大气数据测量球形探头的制作方法
【专利摘要】本发明提出的一种全向大气数据测量球形探头，旨在提供一种结构简单,采集角度范围大，可靠性高、体小重量轻的大气数据测量装置。本发明通过下述技术方案予以实现：针对不同气流角的方向，对球体上测压点进行分区，测压点分区区域设置在中空球体（1）的前、后、左、右和顶端球面上，分区测压点通过连通中空球体的压力腔（3）和呈十字形间隔均布的压力测量孔（2）实现；压力测量孔通过测压管（4）将压力传递至压力扫描阀（5），压力扫描阀将接收到的压力信号转换成数字信号，同时传输到设置在中空球体中的解算单元（6）解算大气参数和飞行器当前的大气数据信息，实现不同区域对应不同气流角的多点压力的同时采集和全向测量。
【专利说明】
全向大气数据测量球形探头
技术领域
[0001] 本发明涉及一种用于测量旋翼飞行器全向矢量速度、高度、升降速度、指示空速等 各种大气参数的大气数据探头。
【背景技术】
[0002] 空气的运动产生气流，流速是一个三维空间矢量。一般考虑为(xy平面)二维矢量： 风速一一模值，风向一一方向，一些特殊情况下，垂直运动也相当显著，如强的对流云。气流 场=大尺度的规则气流+随时间和空间随机涨落的（中）小尺度湍流。气流测量包括:瞬时量、 平均量两部分。平均值:指在一定时段内的平均。瞬时值:在一个相当短的时段内的平均。瞬 时量、平均量都可以认为是"光滑值"，光滑时段的长短，取决于仪器和实际需要风速的单 位:m/s。飞机在飞行中，空气相对于飞机就产生了气流，在正对气流运动方向的表面上，气 流完全受阻，速度降低到零，气体的动能全部转化为压力能和内能，因此空气的温度升高、 压力增大，这个压力叫全受阻压力，简称全压，也称为总压Pt。气体未被扰动处的压力，为大 气压力，叫做静压Ps，全压和静压之差叫做动压q。旋转式风速计感应部分是一个固定在转 轴上的感应风的组件。常见的有三种型式:半球形的空心杯壳组、螺旋桨叶片组、平板叶片 组。风杯风速计的感应原理:风杯由三个或四个半球形或抛物形空杯，都顺一面均匀分布在 一水平支架上，支架与转轴相连。在风力作用下，风杯绕转轴旋转，其转速正比于风速。转速 可以用电触点、测速发电机、齿轮或光电计数器等记录。桨叶式风速表是由若干片桨叶按一 定角度等间隔地装置在一铅直面内，能逆风绕水平轴转动，其转速正比于风速。桨叶有平板 叶片的风车式和螺旋桨式两种。最常见的是由三叶式四叶螺旋桨，装在形似飞机机身的流 线形风向标前部，风向标使叶片旋转平面始始终对准风的来向。现行的超声风速计的发射 头和接收头是共用的，目的是简化整个探头架的结构，减小对流场的干扰。沿y轴和z轴各 装两对发射和接收装置，测定V在y和z方向的分量。声学风速计阴影效应：由于绕流的作用， 迎风面的探头，在其背后会产生一定的尾流区域，这种现象将导致声波传播路径偏长，而使 计算风速值偏低，这种效应称之为"阴影效应"。阴影效应的大小取决于探头的外形以及风 矢量与超声探头轴线之间的夹角。当夹角为90度时，阴影效应为零。在大气数据攻角和侧滑 角的测量中，攻角是飞机纵轴或机翼弦线与迎面气流角夹角，侧滑角是飞机横轴与侧向气 流间的夹角，攻角传感器只能测量出传感器所在处的"局部攻角"，与"真实攻角"之间有一 "攻角位置误差"。大气密度的解算由大气数据大气数据计算机，传感器测量、静压传感器、 全压传感器、总温传感器、攻角传感器等组成。大气数据系统也称为大气数据计算机处理系 统，是一种多输入多输出的机载综合测量处理系统。它根据传感器测得的基本原始信息，如 静压、总温、全压、迎角等，处理与计算出较多的与大气数据有关的参数:飞行高度、高度偏 差、升降速度、真空速、指示空速、马赫数。随着现代飞机技战术需求的日益提高，机大气数 据系统正面临着来自气动、隐身和总体布局等方面的新要求。为了提高大气数据探测的水 平以及开拓大气数据探测的新途径，国外已经进行了许多卓有成效的研究，其中嵌入式飞 机大气数据系统采用的嵌入式大气数据传感器是美国航空航天局在20世纪60年代开始研 究的。目前国内外正在探索研究无突出探头的嵌入式大气数据系统。直升机空速测试发展 到今天还很不完善。主要是以旋转式结构为主，结构复杂，难以维护，进口的空速测试装置 成本很高，造价昂贵，几万美元一套，而国内的精度，稳定性不高，以至于许多民用直升机 没有安装空速测试系统。单向以二维空速测试系统为主。现有技术中，直升机的大气数据一 般通过两种测量系统实现的。一种是由多个不同LRU安装在飞机不同位置实现大气参数测 量的传统分布式大气数据系统，它们包括总压受感器、静压受感器、攻角传感器、侧滑角传 感器和静温传感器。另一种是将总压、静压、攻角、侧滑角、静温等大气参数的采集全部集中 在一台设备的机械式全向速度矢量传感器，该系统利用头部空速管采集总压、静压，利用内 置的旋转机构及角度传感器测量攻角、侧滑角，利用内置的静温传感器测量静温。矢量传感 器使用风标结构感受气流方向通过齿轮传动机构带动内置的旋转变压器产生电压信号，实 现气流角度测量，同时通过风标前端的空速管采集总压和静压压力实现速度和高度的测 量。以上两种测量方式均存在不同的缺陷，第一种测量方式由于其攻角、侧滑角传感器的测 量范围有限，且受安装位置影响很大，而不能实现全向大气数据参数的采集。其次是构成复 杂，LRU数量繁多，内部线缆、气路交联杂乱，总重量和总体积过大。第二种测量方式集成了 第一种方式的所有功能，但其缺陷在于由于该传感器为机械式传感器，内部结构复杂，存在 大量机械传动部件，其可靠性较低，另外由于其管路与机械转动结构交联，需要良好的动密 封技术，而目前的动密封技术需要进行定期更换密封液，使用及维护成本较大。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是针对上述现有技术存在的不足之处，提供一种结构简单，采集 角度范围大，可靠性高、体积小重量轻的大气数据测量装置。
[0004] 本发明的上述目的可以通过以下措施来达到，一种全向大气数据测量球形探头， 具有一个带有连接柄的中空球体1，其特征在于:针对不同气流角的方向，对球体上测压点 进行分区，测压点分区区域设置在中空球体1的前、后、左、右和顶端球面上，分区测压点通 过连通中空球体1的压力腔3和呈十字形间隔均布的压力测量孔2实现;压力测量孔2通过测 压管4将压力传递至压力扫描阀5,压力扫描阀5将接收到的压力信号转换成数字信号，同时 传输到设置在中空球体1中的解算单元6解算大气参数和飞行器当前的大气数据信息，实现 不同区域对应不同气流角的多点压力的同时采集和全向测量。
[0005] 解算单元6内置解算模型解算大气参数，根据来自压力扫描阀5输送的多组压力 信号，运用解算单元内置算法程序软件计算出飞行器当前的大气数据信息。
[0006] 本发明相比于传统的空速管及矢量传感器具有如下有益效果。
[0007] 结构简单。本发明采用带有连接柄的中空球体1作为压力受感结构，通过壳体内部 的压力转换腔3及导气管路4将压力传递至球体内部放置的多通道压力扫描阀5,压力扫描 阀将压力信号转换成数字信号传递至球体内部放置的解算单元6,结构简单。通过算法程序 软件的计算方法，将测量到的压力信号解算出飞行器所需要的高度、速度、气流偏角等参 数，解决了现有技术构成复杂，LRU数量繁多，内部线缆、气路交联杂乱，总重量和总体积过 大的缺陷。
[0008] 采集角度范围大。本发明采用在中空球体1的前、后、左、右和顶端球面上，分别制 有连通中空球体1压力腔3和呈十字形间隔均布的压力测量孔2,可以实现水平和垂直两个 方向270°范围内的气流角度测量。采用多通道扫描阀压力采集设备，可以同时针对不同气 流角的方向，通过对球体上测压点进行分区，实现不同区域对应不同气流角的多点压力的 同时采集和全向测量。这种采用球形外形全方位测量多点压力的测量方式，使得压力的采 集角度范围大大增加。
[0009] 可靠性高，本发明通过内置多通道压力传感器测量解算气流总、静压及三轴向气 流速度的大气数据，通过17个分布安装的测压点实时采集大气压力，使用特定的算法程序 软件计算方法，解算出与矢量传感器精度相当的大气参数。相较于使用风标结构感受气流 方向通过齿轮传动机构带动内置的旋转变压器产生电压信号，实现气流角度测量的矢量传 感器，取消了后者的转动机械装置和动密封装置，其可靠性得到大幅提高。
[0010] 体积小重量轻。本发明采用的多通道压力传感器可同时测量17个压力参数，避免 了安装17个压力传感器造成的成本浪费和重量增加的缺陷。
【附图说明】
[0011] 图1是本发明全向大气数据测量球形探头外形示意图。
[0012]图2是图1的主视图。
[0013]图3是图2的A-A向剖视图。
[0014] 图4是本发明全向大气数据测量球形探的分解示意图。
[0015] 图5是图4解算单元6内置解算模型示意图。
[0016] 图6是球形探头的测压点一组测压点示意图。
[0017]图中：1·中空球体，2.压力测量孔，3.压力腔，4.测压管，5.压力扫描阀，6.解算单 元，7.连柄安装载体，8.半球壳体。
【具体实施方式】
[0018] 参阅图1-图4。在以下描述的实施例中，一种全向大气数据测量球形探头具有一个 连接飞机安装接口的连柄安装载体7的中空球体1。连柄安装载体7与半球壳体8之间通过螺 钉连接安装，形成规则的球体形状。探头主体为直径200~300mm的球体外形，在其外表面可 以开设17个直径为1.8mm-3mm的压力测量孔2。
[0019] 中空球体1由上下两个规则的半球壳体8对合组成。针对不同气流角的方向，对球 体上测压点进行分区，测压点分区区域设置在中空球体1的前、后、左、右和顶端球面上，分 区测压点通过连通中空球体1压力腔3和呈十字形间隔均布的压力测量孔2实现。压力测量 孔2分布在中空球体1的前、后、左、右和顶端球面上，呈十字形间隔均布的，且分别连通中空 球体1的压力腔3,并通过测压管4将压力传递至压力扫描阀5。每两个压力测量孔2之间的夹 角为30°~45°，压力测量孔2通过测压管4将压力传递至压力扫描阀5,压力扫描阀5将接收 到的压力信号转换成数字信号，同时传输到设置在中空球体1中的解算单元6。解算单元6内 置解算模型解算大气参数，根据来自压力扫描阀5输送的多组压力信号，运用解算单元6内 置算法程序软件计算出飞行器当前的大气数据信息。即通过包含多压力解算大气参数的解 算模型及相应算法程序软件的解算单元6根据来自压力扫描阀5输送的多组压力信号，计算 出飞行器当前的大气数据信息。大气数据信息包括气流速度、高度、攻角和侧滑角。
[0020] 压力扫描阀5和解算单元6设置在图4所示连柄安装载体7的半球壳体8底部的基座 上。基座上制有连接压力扫描阀5的装配连接柱。压力扫描阀5对应解算单元6连接多通道压 力传感器。至少三个解算单元6依次装配在压力扫描阀5上。中空球体1划分为5个前、后、左、 右和球顶五个正对的测压区域，中空球体1表面五个测压分区测压点均匀分布了 17个压力 测量孔2,压力测量孔2在球体X、Y、Z三个剖面上均匀分布。分布在每个压力测量点上的压力 测量孔2可能同时属于多个测压区域，包含了同属于多个测压区域的压力测量点，每个测压 区域均布有呈十字形间隔45°的5个压力测量孔2,形成有效采集气流任意角度方向的压力 测量点。压力扫描阀5通过5个测压区域上各自分布的5个压力测量点进行压力采集，解算单 元6选择不同气流方向测压区域的来解算大气参数。解算单元6均能选择气流方向任意角度 一个方向上的5个压力测量孔进行气流偏角计算。解算单元6根据判断条件和选择的具体方 向，确定测压工作区域，确定完测压区域后，通过3点法计算出五个测压区域局部5个压力测 量孔气流角度和气流相对于整个球形探头的矢量方向，进一步计算出当前的气流攻角、侧 滑角、总压和静压参数。解算单元6同一时刻选择一个测压区域的压力值为有效值。
[0021]压力扫描阀5根据17个压力测量孔2的压力大小确定初步气流方向，将接收到的17 组压力信号同时传递至解算单元6,解算单元6从选定的方向中，根据所选5个测压区域压力 测量孔2的压力值，采用3点法计算局部气流角度，然后根据计算的局部气流角度和选择的 气流方向计算飞行器的三轴向气流角，再根据气流角选择合适的压力测量孔作为总压孔和 静压孔，解算出总、静压的压力，依据气流角总、静压的压力解算出飞行器飞行高度、速度、 攻角、侧滑角及全向矢量速度。
[0022]算法描述。
[0023] 1.参数定义 参阅图5。解算单元6内置解算模型解算大气参数，采用五点提取法，即选择中心点后， 左右、上下各取距离相同的两点。所选取的5点分别为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为张角，φ 为圆周角； 参阅图6,球形探头的测压点根据不同的方向分为5组，以其中一组测压点进行分析，其 它组原理相同。
[0024] 2.计算模型： Pj ·!· ) ?- .......................................(1) 其中Pi表示第i点的压强，Ρ~表示静压，qc表示动压，Θ表示入射角，
α表示迎角，β表示侧滑角;锥角(λ)是关于机头整流罩纵轴的表面构成的法线的总角， 时钟角（Φ )是面向机尾围绕在由机身底部出发的对称轴的顺时针角。
[0025] 3.算法： a)区域选定 由于每个方向均有5点分布，因此在流场中，考察5个中心点的压强，若其中一个点的压 强值最大，则可以确定，驻点在以此中心点为中心的攻角±45°、侧滑角±45°的范围内；然 后我们选定该区域的5个点作为计算后续大气数据解算的参数； b)攻角算法
当Φ=0°或180°时在方程式3中沿垂直经线分布的压力可使定域攻角从定域侧滑角中 分离出来。在几何结构设置中，方程式3不适用于侧滑角条件。当| α | <45°，α的计算方法如 下：
【主权项】
1. 一种全向大气数据测量球形探头，具有一个带有连接柄的中空球体1，其特征在于： 针对不同气流角的方向，对球体上测压点进行分区，测压点分区区域设置在中空球体(1)的 前、后、左、右和顶端球面上，分区测压点通过连通中空球体（1)的压力腔（3)和呈十字形间 隔均布的压力测量孔（2)实现；压力测量孔（2)通过测压管（4)将压力传递至压力扫描阀 (5) ，压力扫描阀（5)将接收到的压力信号转换成数字信号，同时传输到设置在中空球体(1) 中的解算单元(6)解算大气参数和飞行器当前的大气数据信息，实现不同区域对应不同气 流角的多点压力的同时采集和全向测量。2. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，解算单元(6)内置解 算模型根据来自压力扫描阀（5)输送的多组压力信号，解算大气参数。3. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，解算单元(6)根据来 自压力扫描阀（5)输送的多组压力信号，运用内置算法程序软件计算出飞行器当前的大气 数据信息。4. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，每两个压力测量孔 (2)之间的夹角为30°-45°。5. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，压力扫描阀（5)和解 算单元(6)设置在连柄安装载体(7)的半球壳体(8)底部的基座上。6. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，压力扫描阀（5)对应 解算单元(6)连接多通道压力传感器。7. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，至少三个解算单元 (6) 依次装配在压力扫描阀（5)上。8. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，中空球体（1)划分为5 个前、后、左、右和球顶五个正对的测压区域，中空球体1表面五个测压分区测压点均匀分布 了17个压力测量孔(2)，压力测量孔(2)在球体X、Y、Z三个剖面上均匀分布，分布在每个压力 测量点上的压力测量孔(2)包含同属于多个测压区域的压力测量点，形成有效采集气流任 意角度方向的压力测量点。9. 如权利要求1所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，压力扫描阀（5)通过5 个测压区域上各自分布的5个压力测量点进行压力采集，解算单元(6)选择不同气流方向测 压区域的压力测量孔来解算大气参数和气流偏角计算。10. 如权利要求8所述的全向大气数据测量球形探头，其特征在于，压力扫描阀（5)根据 17个压力测量孔(2)的压力大小确定初步气流方向，将接收到的17组压力信号同时传递至 解算单元(6)，解算单元(6)从选定的方向中，根据所选5个测压区域压力测量孔(2)的压力 值计算局部气流角度，然后根据计算的局部气流角度和选择的气流方向计算飞行器的三轴 向气流角，再根据气流角选择合适的压力测量孔作为总压孔和静压孔，解算出总、静压的压 力，依据气流角总、静压的压力解算出飞行器飞行高度、速度、攻角、侧滑角及全向矢量速 度。
【文档编号】G01D21/02GK106092205SQ201610621899
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年7月29日 公开号201610621899.8, CN 106092205 A, CN 106092205A, CN 201610621899, CN-A-106092205, CN106092205 A, CN106092205A, CN201610621899, CN201610621899.8
【发明人】朱世民, 柳楷, 吉孟江
【申请人】成都凯天电子股份有限公司