差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及的是一种差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法， 属于光纤传感领域。
【背景技术】
[0002] 空速管是飞机上极为重要的测量工具，飞机向前飞行时，气流便冲进空速管，在管 子末端的感应器会感受到气流的冲击力量，即动压。飞机飞得越快，动压就越大，为了确保 飞机在安全速度范围内飞行，飞机空速管的动压的监测非常重要。特别是在高空飞行环境 中，飞机所处环境温度处于快速动态变化过程，并且为了防止空速管前端小孔在飞行中结 冰堵塞，一般飞机上的空速管都有电加温装置。为实现针对飞机空速管动压的精确监测，需 要研究专门的飞行环境温度补偿方法。
[0003] 由于传统电磁式压力计易受电磁环境的干扰，且抗腐蚀能力较差。飞机飞行过程 环境恶劣，在此环境长期服役将会影响其监测性能。光纤传感器由于具有柔韧性好、芯径 细、质量轻、耐腐蚀、抗电磁干扰、便于分布式监测网络等独特优点，可应用于飞机空速管动 压监测的研究。
[0004] 由于目前大部分是针对于压力传感器的增敏性能的相关研究，如何巧妙解决飞机 飞行过程中环境温度实时变化下的光纤光栅的温度和应变交叉敏感及其温度补偿问题，以 及如何设计一种能够直接进行动压监测的分布式光纤感知封装，成为飞机空速管动压分布 式光纤监测需要解决的关键问题。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种具备温度自补偿功能的差动式光纤光栅气压传感器 及监测飞机空速管动压的方法。
[0006] -种差动式光纤光栅气压传感器，其特征在于：包括外壳；还包括设置于外壳中 的隔离墙；还包括分别对称设置在隔离墙左右两侧，紧贴外壳内壁的左波纹膜片和右波纹 膜片；还包括安装于外壳左右两侧的左封装端盖和右封装端盖；左封装端盖与左波纹膜片 之间形成左封闭腔体，左波纹膜片与气压隔离墙之间形成左进气腔；右封装端盖与右波纹 膜片之间形成右封闭腔体，右波纹膜片与气压隔离墙之间形成右进气腔；还包括连接于隔 离墙与左波纹膜片之间的左侧传感光纤光栅，连接于隔离墙与右波纹膜片之间的右侧传感 光纤光栅；外壳设置有与左进气腔相通的左进气口，外壳设置有与右进气腔相通的右进气 口；上述左侧传感光纤光栅、右侧传感光纤光栅与隔离墙固定的一端作为光纤引出端；
[0007] 位于外壳上且与左进气腔相通的左进气口以及与右进气腔相通的右进气口，分别 作为与飞机空速管的总压管和静压室相通的总压进气口和静压进气口；
[0008] 设左封闭腔和右封闭腔中气压分为PJP P 2，飞机空速管的总压管压力为Pz，静压 室压力为匕，其中且有P2=P，P_,< Pz;当飞机空速管得总压管和静压室分别与差动式光 纤光栅气压传感器的输入左进气口和右进气口相连通时，飞机空速管总压Pz与左封闭腔内 气压Pi在左波纹膜片两侧形成压差△ P i，空速管静压P,与右封闭腔内气压P 2在右波纹膜 片两侧形成压差AP2,此时左侧传感光纤光栅和右侧传感光纤光栅分别发生了 △ λ3, Δ λ4的偏移；
[0009] 可通过以下公式得出所测飞机动压值Pd:
[0011] 式中，
μ和E分别为膜片材料泊松比和弹性模量，为光纤 材料的弹光系数，R和h分别为所选膜片的半径和厚度，两根光纤光栅传感器在圆形波纹膜 片与另一固定支架之间的初始长度均为L，λ为选用的光纤光栅初始中心波长。当膜片以 及光纤光栅结构参数选定后，η就是一个常数。通过光纤光栅解调仪解调出光纤光栅中心 波长的偏移量a \3和△ λ 4，就可以计算出对应的气压值，从而实现针对不同高度变温环 境下的飞行过程空速管动压的监测。
[0012] 根据上述分析，这种差动式光纤光栅气压传感器及监测飞机空速管动压的方法， 其优点在于：一方面依托这种差动式结构的对称性，可以巧妙测得飞机空速管的总压与静 压之差，即飞机空速管的动压。另一方面，借助这种差动式对称结构，还能够直接将温度引 起的光栅中心波长漂移量抵消，实现对飞机所处不同高度变温环境下的温度自补偿。此外， 这种基于光纤光栅传感器的压力监测装置具有良好的抗电磁干扰能力和耐腐蚀能力，也便 于构建分布式监测网络。
[0013] 所述的差动式光纤光栅气压传感器，其特征在于：上述外壳为筒状结构，左波纹膜 片和右波纹膜片均为圆形膜片结构。
[0014] 外壳设置为圆筒状结构是为了方便圆形膜片的安装，弹性敏感元件膜片之所以为 圆形，是因为圆既是点对称又是线对称图形，便于计算受力大小。
【附图说明】
[0015] 图1为本发明用于飞机空速管动压监测的差动式光纤光栅气压传感器设计结构 示意图；
[0016] 图2为膜片变形前后的结构示意图；
[0017] 图中标号名称：
[0018] 1-左波纹膜片；2-右波纹膜片；3-左传感光纤光栅；4-右传感光纤光栅；5-左 封闭腔；6-右封闭腔；7-隔离墙；8-左进气口；9-右进气口； 10-左传感光纤光栅引出端； 11-右传感光纤光栅引出端；12-左封装端盖；13-右封装端盖；14-外壳；15-左进气腔； 16-右进气腔；17-受力后的波纹膜片；18-波纹膜片轴向位移。
【具体实施方式】
[0019] 请参照图1、图2,本发明指飞机压力监测的差动式光纤光栅气压传感器封装设 计，包括对称安装的左波纹膜片1和右波纹膜片2、左侧传感光纤光栅3和右侧传感光纤光 栅4、左封闭腔5和右封闭腔6、左进气口 8和右进气口 9、左传感光纤光栅引出端10、右传 感光纤光栅引出端11、左封装端盖12和右封装端盖13、左进气腔15和右进气腔16以及外 壳14、隔尚墙7。
[0020] 左进气腔15与左封闭腔5之间以及右进气腔16与右封闭腔6之间分别形成一定 的压力差。其中左波纹膜片1、右波纹膜片2分别沿与差动式光纤光栅气压传感器圆柱封 装轴向相垂直的截面布置，并将左波纹膜片1、右波纹膜片2作为整个差动式光纤光栅气压 传感器封装设计的压力感知部件。借助左波纹膜片1、右波纹膜片2将气压差转换为波纹 膜片的轴向偏移量。连接在隔离墙7左侧与左波纹膜片1之间的左侧传感光纤光栅3以及 隔离墙7右侧与右波纹膜片2之间的右侧传感光纤光栅4与波纹膜片均应保持在同一水平 线上。左侧传感光纤光栅3与右侧传感光纤光栅4分别用于感知波纹膜片1、2的轴向偏移 量。为增加传感光纤光栅的灵敏度，在固定它们时应施予相同大小的预紧力。
[0021] 外壳14上且与左进气腔15相通的左进气口 8以及与右进气腔16相通的右进气 口 9,分别作为与飞机空速管的总压管和静压室相通的总压进气口和静压进气口。通过监测 两者的压力差，可以直接计算获取飞机空速管的动压监测。
[0022] 本发明具备温度自补偿功能的飞机空速管动压监测的差动式光纤光栅气压传感 器设计的工作原理：假设左封闭腔5和右封闭腔6中气压分为PJP P 2，飞机空速管的总压 管的总压为Pz，静压室的静压为P,，且有P2=Pi< P_,< Pz。当飞机空速管的总压管和静压 室分别与总压进气口 8和静压进气口 9相连通时，左进气腔15内部气压与左封闭腔5内气 压Pi在左波纹膜片1两侧形成压差A P i，右进气腔16内部气压与右封闭腔6内气压？2在 右波纹膜片2两侧形成压差ΔΡ2。如图2所示，膜片受力前后形状发生了变化，产生了一定 的扰度，使得与其相连的传感光纤光栅受到轴向应力，进而光纤光栅中心波长发生偏移。假 设左传感光纤光栅3和右传感光纤光栅4分别发生了 △ λ 3, △ λ 4的偏移。此传感器采用 差动式的结构设计，可消除不必要的干扰因素，结合飞机空速管总压、静压和动压的关系， 可以巧妙算出飞机空速管的动压Pd。
[0023] 为了定量的分