本发明涉及一种攻角传感器,具体地用于飞机的攻角传感器。更具体地,本发明涉及一种攻角传感器,该传感器包括传感器主体,所述传感器主体上安装有风向标,所述风向标可通过气流发生旋转运动。
背景技术:
1、在这种应用类型中,具体地在处于跨音速流中的气动外形上(在片状外形上尤其如此),会遇到的问题是局部超速现象,这可能导致机翼突然失速。
2、这种失速与平行于翼展方向的气动部件有关,它会使局部速度矢量的合成矢量增加。
3、结果,气流变得局部地接近音速,并且突然发送失速现象。
4、在aoa(攻角)风向标的情况下,整个外形上方气流的失速对角度测量的误差有着直接的影响。
5、根据安装在飞机上的计算机的不同,这种误差可能导致测量结果被拒绝,从而降低飞机的安全性,使飞机处于一种不安全的状态。
6、为了补偿这种物理现象,攻角传感器上的风向标通常采用后掠座舱盖。这种设计可以延迟突然失速的风险,但并不能完全消除它。
7、在攻角传感器的情况中,这种后掠还可以使气动焦点向后移动,从而增加了相对于风向标旋转轴的气动杆臂。
技术实现思路
1、本发明的目的是进一步改进该问题的解决方案。
2、为此,本发明的目的是提供一种攻角传感器,具体地用于飞机的攻角传感器,所述攻角传感器包括传感器主体,所述传感器主体上安装有风向标,所述风向标可以通过气流发生旋转运动,其特征在于,所述风向标包括至少一个从其前缘开始在其下表面和/或上表面的至少一部分上延伸的偏转器。
3、根据本发明的攻角传感器的其他特征,单独或组合使用:
4、-所述风向标在其内弧面或外弧面上具有至少一个偏转器;
5、-所述至少有一个偏转器在风向标弦的全部或部分上延伸;
6、-其包括加热这些偏转器中至少一个的装置;
7、-加热所述或每个偏转器的装置与加热所述攻角传感器的装置相关联。
1.一种攻角传感器,具体地用于飞机的攻角传感器,所述传感器包括传感器主体(11),所述传感器主体上装有风向标(12),所述风向标可以通过气流发生旋转运动,其特征在于,所述风向标(12)包括至少一个从其前缘开始在其内弧面和/或外弧面的至少一部分上延伸的偏转器(13,14)。
2.根据权利要求1所述的攻角传感器,其特征在于,所述风向标(12)包括在其内弧面和外弧面上的至少一个偏转器(13,14)。
3.根据权利要求1或2所述的攻角传感器,其特征在于,所述至少一个偏转器(13,14)在所述风向标(12)的全部或部分弦上延伸。
4.根据前述权利要求中任一项所述的攻角传感器,其特征在于,所述至少一个偏转器(13,14)与风向标(12)的对称平面垂直。
5.根据前述权利要求中任一项所述的攻角传感器,其特征在于,所述传感器主体(11)包括基座(12a),所述基座上安装有风向标(12),所述至少一个偏转器(13,14)与所述基座(12a)被间隔开。
6.根据权利要求5所述的攻角传感器,其特征在于,根据与气流方向垂直的轴线(x-x),所述或每个偏转器与所述基座(12a)被间隔开的距离为所述风向标(12)高度的1%~100%,优选为风向标高度的10%~90%。
7.根据前述权利要求中任一项所述的攻角传感器,其特征在于,根据与气流方向垂直的轴线(x-x),所述至少一个偏转器(13,14)的厚度为小于根据气流方向(y-y)的其长度的30%,优选其长度的1%。
8.根据前述权利要求中任一项所述的攻角传感器,其特征在于,根据与风向标(12)正交的方向,所述至少一个偏转器(13,14)的高度为根据气流方向(y-y)的其长度的2%~150%。
9.根据前述权利要求中任一项所述的攻角传感器,其特征在于,所述攻角传感器包括加热至少一个所述偏转器(13,14)的装置。
10.根据权利要求9所述的攻角传感器,其特征在于,加热所述或每个偏转器(13,14)的装置与加热所述攻角传感器(10)的装置相关联。
11.根据权利要求10所述的攻角传感器,其特征在于,加热所述或每个偏转器(13,14)的装置通过热传导与加热所述攻角传感器(10)的装置相关联。