专利名称：空气动力学测量探测器及装配有所述探测器的直升机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于气流的空气动力学测量的探测器和装配有所述探测器的直 升机。特别地，本发明使得可以局部地确定探测器附近的局部区域的气流入射(incidence) 速度。本发明在航空领域具有特别的实用性，其中飞行器周围的气流的速度和入射角的信 息对于驾驶飞行器来说是重要的。
背景技术：
已知基于飞行器周围的空气的压力测量值来确定飞行器的空速V。更确切地说，通 过例如借助于空速管(Pilot tube)测量总压Pt、以及测量空气的静压Ps，所述飞行器的空 速V可以由下面的等式确定
成比例' 得到
V2
Pt-Ps = p—— 2
其中P表示空气密度。
在低空速下，所述测量方法得到不可靠的结果。这是由于空速的平方与压差Pt-Ps 因此小的压力测量误差导致大的空速误差。更确切地说，对上面给出的等式微分
d (Pt-Ps) = P V. dV
^ d(Pt — Ps) 或dv =-^~
p.V 这表明，压力测量值中的有限误差d(Pt-Ps)在速度为零时导致空速确定值中的 无限误差dV，或者在速度低时导致空速确定中的较大误差。例如在IO节的真实空速下，压 力测量值中1百帕斯卡的误差导致空速确定值中30节的误差。当误差大于测量值时，结果 不可接受。 光学测量机构或激光雷达也能够使得可以通过探测光束的反向散射的信号中的 多普勒效应而确定气流的速度和方向，所述光束通过测量机构发出到用于被分析的介质 中。所述多普勒效应在于移动物体反射的光波的频率变化。测量机构和例如为一组移动颗 粒的物体之间的距离限定出多普勒频移的检测类型，所述检测类型依据实际情况可以是相 干类型，或者是直接的或不相干的类型。这些机构依赖于实施光学测量的介质中的颗粒的 存在，并且所述机构难于调整。 对于直升机来说，已经开发出在旋翼上方旋转的螺旋桨。所述螺旋桨固定在与直
升机的主变速箱整体连接的管的顶部。在每一端处设有文丘里管的所述螺旋桨以大约720
转每分的速度在主旋翼的毂上方旋转。气流的速度由关于角位置的每一个文丘里管之间的
压力变化的幅值和相位的位置决定。所涉及的所述系统对于安装到直升机上来说是非常笨
重的并且不能广泛应用。所述系统与低空速下的空速管具有相同的缺点。 同样对于直升机来说，已经开发出合成风速风向测定概念，所述概念使得可以提
供低空速下更加可靠的气流速度信息。所述概念基于空气速度与提升直升机的旋翼的周期桨距(cyclic pitch)和直升机的姿态之间的差值成比例的原理。所述原理使得可以确定 空气速度矢量的方向和模。所述方法仅仅被用于在飞行测试中心获得数据以便于开发新的 直升机。所述方法没有被使用在直升机的普通应用中，主要是由于其高的开发成本和校准 难度。
发明内容
本发明的一个目的是通过提供一种用于在甚至低空速下也可以执行可靠测量的 低成本的空气动力学测量探测器，从而克服部分或全部的上述问题。 为此，本发明涉及一种用于气流的空气动力学测量的探测器，其特征在于，所述探 测器包括围绕轴线旋转的板、用于传送声波的传送器和响应所述声波的接收器，所述传送 器和所述接收器构成与所述板整体连接并且置于所述板上的分离位置处的两个元件，所述 探测器还包括用于传递表示声波在所述两个元件之间的飞行时间的信息以及所述信息随 时间的变化的装置。 采用所述旋转的板使得所述探测器特别适合应用于直升机上，其中所述旋转的板 可以固定到提升直升机的旋翼的中心处。在这个位置，旋翼的运动不会较大地干扰气流。
本发明还涉及一种直升机，其特征在于，所述直升机包括根据本发明的探测器和 用于显示借助于所述探测器确定的气流速度以及借助于所述探测器确定的气流局部入射 角的装置。
通过阅读以示例的方式给出的实施方式的详细描述，本发明将可以更清楚地被理
解，并且其它优点将变得更加清晰，所述描述通过附图示出，其中 图1示意地示出了本发明的多个装置在直升机中的安装的一个示例； 图2示出了使用在本发明中的声音传送器和接收器的位置的一个示例； 图3示出了由传送器和接收器构成的元件的一种备选布置，其中所述元件之一被
复制； 图4示出了表示从声音接收器获得的信息的变化的曲线的一个示例。
为了清楚起见，在不同的附图中相同的元件采用相同的附图标记表示。
具体实施例方式
将参照装配到直升机上的探测器的应用来描述本发明。当然所述探测器也可以被 应用在任意气流的空气动力学测量上、装载在飞行器上、风洞中等。 图1示出了包括围绕轴线12旋转的升力旋翼11的直升机10。随旋翼11旋转的 板13布置在旋翼11的中心处。 图2示出了旋转的板13和旋翼11的四个桨叶14的平面图。所述板13是圆形的， 并且其中心位于轴线12上。所述板13与旋翼11整体连接并且随其旋转。旋翼绕轴线12 的旋转由箭头15表示。在直升机中，旋翼的转速为每秒钟几转左右。通过与通常驱动旋翼 11的涡轮机分离的电机来驱动所述板，或通过提供带有介于涡轮机和所述板13之间的齿 轮箱的增速器，同样还可以使板13以不同于旋翼11的转速旋转。当然所述板13还可以安
4装在不同于图1中所示的位置。 所述空气动力学测量探测器包括用于传送声波的传送器17，和响应于来自传送器 17的声波的接收器18。例如，可以选择频率为40千赫兹左右的超声波的传送。所述传送 器17和接收器18布置在板13中的分离位置。有利地，为了增大它们之间的距离，可以试 图将传送器17和接收器18布置得彼此相隔尽可能远。因此可以将它们布置在板13的直 径上的相反侧。 图3示出了由传送器17和接收器18构成的元件的一种备选布置方式，其中所述 元件之一被复制。在所述变型中，传送器17布置在板13的中心并且多个接收器18围绕传 送器17布置，所述多个接收器18在图示的示例中为四个。所述接收器成角度地围绕传送 器17分布并且与传送器17之间距离相等。 所述探测器包括用于产生由传送器17传送的声波的装置、用于一个或多个接收 器18的装置以记录(register)由传送器17传送的声波、以及用于传递表示声波在两个元 件17和18之间飞行时间的信息以及所述信息随时间的变化的装置。这些不同的装置可以 设置在直升机10的本体20内，并且通过旋转接触器21与板13相连接。如图3所示，这些 元件中的一个的冗余使得可以获得多种独立的数据。元件17或18中一个的故障可以被检 测出。为了提高探测器的精确度，也可以对所述信息，或者对基于所述信息确定的空气动力 学参数、即气流的速度或入射角进行平均。 存在多种合适的可能性用于获得表示声波在传送器17和每个接收器18之间的飞 行时间的信息。所述接收器18可以是响应于由传送器17传送的波的传声器、或者谐振接 收器，即响应于特定频率的接收器。 所述用于传递表示声波飞行时间信息的装置可以探测出接收到的声波的振幅。即 使由传送器17传送的信号在其生成时具有陡峭的边缘，每个接收器18所接收到的波也可 以更慢地增大而不会显出上升沿。所述用于传递表示声波飞行时间信息的装置于是可以包 括用于形成接收到的信号的包络信号的装置和用于生成二进制信号的装置，当包络信号超 出第一阀值时二进制信号的前沿产生，而当包络线信号低于第二阀值时二进制信号的后沿 产生，所述第一阀值大于第二阀值。所述用于生成二进制信号的装置可以包括施密特触发 器。 作为一个备选形式，所述用于传递表示声波飞行时间信息的装置可以探测到介于 传送信号和接收信号之间的相移。为了避免由于高频而导致的模糊问题，所述传送的声波 可以调制到给定频率附近。在名称为"chirp"的文献中已知一个所述调制的示例。这可以 例如是其频率随时间围绕中心频率线性变化的正弦信号。所述机构于是还包括用于对接收 器18接收到的信号的频率调制解码的装置。 图4示出了由一个接收器18收集到的信号随时间的变化。至少在板13旋转的几 圈内，假设气流的速度和方向在板13旋转期间不变。图中的横坐标表示时间，纵坐标表示 信号的幅值。所述信号并不必须与声波在传送器和接收器之间的飞行时间成正比例。所述 信号表示飞行时间是足够的。换句话说，所述信号和现有的飞行时间的一对一关系是足够 的。 当所述板以恒定速度旋转时，对于直升机的旋翼也是同样情况，图4中的横坐标 还表示板13上的点绕轴线12旋转的角位置e ，这里所述角位置e就是所涉及的接收器18的位置。所述探测器包括用于测量板13绕轴线12的角位置e随时间变化的装置。所述 角位置e可以例如借助于角度编码器装置从旋翼ii直接获得。所述曲线表示所述信号随
正弦波25的变化，当穿过传送器17和接收器18的轴线与气流的速度矢量方向相同时，可 以获得所述正弦波25的最大值26和最小值27。所述接收器18在传送器17上游时对应最 大值26，所述接收器18在传送器17下游时对应最小值27。正弦波25的幅值与气流速度 矢量的模直接相关。特别地，当直升机10相对于其周边的空气悬停时，所述正弦波25的幅 值为零，或换句话说，图4中所示的曲线为水平线。更一般地，所述探测器包括用于确定在 板13附近的气流局部速度的装置，所述气流的局部速度作为信息随时间变化的最大值26 和最小值27之间差值的函数。 仅仅知道最大值26和最小值27，而不知道对于最大值26和最小值27的所述板 13的角位置已经可以确定气流的局部速度矢量的模。对于静态的探测器可能存在这样的情 况，即所述确定在并不必须使传送器17和一个接收器18与气流轴线对齐的情况下执行。
板13在最大值26或最小值27时的角位置9 。给出了气流相对于板13的局部入 射角。当所述信号的值等于正弦波25的幅值一半时，可以更简单地确定板13的角位置e 1() 所述局部入射角于是将相对于角位置e工相移90。。 为了获得气流的速度和入射角的值，可以方便地对所述探测器执行校准。更确切
地，信号的幅值和气流的速度之间的一对一关系被建立用于速度，并且角度e。或ej勺可
能的相移相对于气流的真实入射角而被确定。 需要记住的是，介于传送器和接收器之间的飞行时间的实验测量值会大于理论提
供的值，所述实验数据测量值会位于相对恒定的值以内。飞行时间测量方法因此需要校准 接收器，所述接收器每个都具有响应时间、带宽等的其自身特征。所述对于接收器的校准将 取决于环境条件，特别是温度和压力。 申请人:已经发现测量介于传送器和接收器之间的飞行时间的误差主要是由于接 收器导致而不是传送器。通过仅仅利用一个接收器和多个传送器，数据测量时的所述误差 保持恒定并且仅仅需要一次校准。在图3中所示出的备选实施方式的特定情况下，可以将 一个接收器18布置在板13的中心，并且将多个传送器17围绕接收器18分布。
所述直升机1还可以具有用于测量总压Pt的包括例如空速管的传感装置30、以及 用于直升机10周围的气流的静压Ps的传感装置31。所述压力传感装置30和31将与安装 在直升机10仪器板上的仪器32连接。为了再次确定直升机周围气流的速度矢量的模，所 述仪器32处理从压力传感装置30和31获得的压力信息。 为了确定速度沿纵向轴线的值，所述空速管大致沿着直升机10的纵向轴线定向。 所述直升机10的纵向轴线包含在图1的平面中。为了测量沿横向轴线的第二速度，当然也 可以沿直升机1的横向轴线布置第二个空速管，所述横向轴线垂直于图1中所述平面。然 而，由于直升机沿横向轴线的气流速度经常较小，因此这种测量仅仅具有较小的价值。
通过表示声波飞行时间而确定与通过总压Pt和静压Ps而测量气流的速度矢量的 模的值可能不同；在下文中，通过表示声波飞行时间而确定的速度将标记为Vs，而第二速 度、即基于空气压力测量值而确定的速度将标记为Vp。 所述仪器32包括用于借助于声波在传送器17和接收器18之间飞行时间的测量 值而确定所述第一速度的计算机。
所述计算机还利用如下等式确定第二速度 Pt-Ps = p^~ 2 其中p表示地平面空气密度。 所述仪器32还可以给直升机10的驾驶员提供关于直升机10的高度和姿态的信 息。 所述仪器32还可包括用于基于将第一速度Vs和第二速度Vp加权而确定第三速 度Va的装置。有利地，所述用于确定第三速度Va的装置还利用仪器32的计算机，所述计 算机已经用于计算第一速度Vs和第二速度Vp，以及可选地计算直升机10的高度和姿态。
有利地，所述加权并不在直升机10可以达到的全部空速范围内执行。所述第一速 度Vs将在低空速时占优，而第二速度Vp将在高空速时占优。更确切地，当第二速度Vp小 于第一速度值VI时，第三速度Va等于第二速度Vp。当第一速度Vs大于第二速度值V2， VI 小于V2时，第三速度Va等于第一速度Vs。所述加权只有处于两个值VI和V2之间时有效。 在V1和V2之间，例如
Va = a . Vs+(l_a ). Vp 其中a表示在0和1之间变化的加权系数。为了避免Va的值发生跳跃，当Vs = VI时a等于l，而当Vp二V2时a等于0。从V1到V2， a从1到0连续变化。例如，可 以给定VI为30节，V2为50节。可以取1节等于0. 51米/秒。 所述仪器32可以包括显示气流速度Va和在板13附近的其局部入射角的装置。
权利要求
一种用于气流的空气动力学测量的探测器，其特征在于，所述探测器包括围绕轴线(12)旋转的板(13)、用于传送声波的传送器(17)和响应所述声波的接收器(18)，所述传送器(17)和所述接收器(18)构成与所述板(13)整体连接并且置于所述板(13)上的分离位置处的两个元件，所述探测器还包括用于传递表示声波在所述两个元件(17、18)之间的飞行时间的信息(25)以及所述信息随时间的变化的装置，并且所述探测器包括用于确定所述板(13)附近的气流的局部速度(Vs)的装置，所述局部速度作为所述信息(25)随时间的变化的最大值(26)和最小值(27)之间差值的函数。
2. 如权利要求l所述的探测器，其特征在于，所述探测器包括用于测量所述板(13)相 对其轴线(12)的角位置(e)随时间的变化的装置、以及用于确定所述气流相对于所述板(13) 的局部入射角的装置，所述入射角作为所述板(13)在所述信息(25)随时间的变化的 最大值(26)和最小值(27)的时间处的角位置(e。)的函数。
3. 如前述权利要求中的一项所述的探测器，其特征在于，所述探测器包括多个成角度 地围绕第一元件(17、18)分布的第二元件(17、18)。
4. 如权利要求3所述的探测器，其特征在于，所述多个第二元件(17、 18)与所述第一元 件(17、 18)之间距离相等。
5. 如前述权利要求中的一项所述的探测器，其特征在于，所述第一元件是接收器 (18)，所述第二元件是传送器(17)。
6. 如前述权利要求中的一项所述的探测器，其特征在于，所述探测器装配到直升机 (10)上，所述直升机(10)包括为所述直升机(10)提供升力的倾斜旋翼(ll)，并且所述旋 转的板(13)与所述旋翼(11)整体连接。
7. 如前述权利要求中的一项所述的探测器，其特征在于，所述探测器包括用于所述直 升机(10)周围的空气的压力传感器(30、31)、用于基于从所述压力传感器(30、31)接收的 信息而确定所述直升机(10)周围的气流的第二速度(Vp)的装置、和用于基于对所述气流 的第一速度(Vs)和所述第二速度(Vp)加权而确定所述气流的第三速度(Va)的装置，所述 第一速度从表示声波飞行时间的信息得到。
8. —种直升机，其特征在于，所述直升机包括如前述权利要求中的一项所述的探测器 和用于显示借助于所述探测器确定的气流速度(Vs、Vp、Va)的装置。
9. 如权利要求8所述的直升机，其特征在于，所述直升机包括用于显示借助于所述探 测器确定的气流局部入射角的装置。
全文摘要
本发明涉及一种用于气流的空气动力学测量的探测器。所述探测器包括围绕轴线(12)旋转的板(13)、用于传送声波的传送器和响应所述声波的接收器，所述传送器和所述接收器构成与所述板(13)整体连接并且置于所述板(13)上的分离位置处的两个元件，所述探测器还包括用于传递表示声波在所述两个元件之间的飞行时间的信息以及所述信息随时间的变化的装置。在使用所述探测器装载到直升机(10)上的情况下，所述旋转的板(13)在与所述直升机整体连接的同时，有利地置于所述直升机的旋翼(11)的中心处。所述类型的探测器使得可以甚至在直升机(10)的低空速下实现空气动力学的测量。本发明还涉及一种装配有所述探测器的直升机。
文档编号G01M9/06GK101793594SQ200911000139
公开日2010年8月4日 申请日期2009年12月23日 优先权日2008年12月23日
发明者J·曼德勒, J·舒瓦内 申请人:塔莱斯公司