一种用于旋翼飞机小速度测量的静压探头的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明属于静压探头的技术领域，具体涉及一种用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，直接应用于旋翼飞机悬停和低速飞行时下洗气流速度的测量。
【背景技术】
[0002]总静压空速管为旋翼飞机大气数据系统的重要组成部分。总静压空速管一般安装在旋翼飞机机前侧上方，能够感受机上总压和静压并将压力信号传输到大气机，经大气机解算成气压高度、指示空速、真空速、马赫数、升降速度等大气参数。
[0003]旋翼飞机在飞行时，气流会被压向斜下方，旋翼下方产生向下的气流，称为下洗气流。旋翼飞机在飞行时，空速管位于旋翼下方，由于有旋翼下洗气流的影响，空速管静压孔处的气流速度既有飞机前飞产生的水平速度分量，也有下洗气流产生的垂直速度分量和水平速度分量。飞机高速飞行时，下洗气流对静压的测量影响可以忽略，静压孔可以准确地感受机身的静压。当旋翼飞机悬停或低速飞行时，静压孔处下洗气流产生的速度分量对静压感受的影响占主要因素，此时空速管感受到的静压大于总压，通过此数据解算出的空速为负值，飞行速度越小，负值越大，因此静压系统感受到的压力信号不可用。
[0004]在旋翼飞机悬停或低速飞行条件时，下洗气流对大气参数的测量有很大的影响。由于火箭弹初速度与旋翼飞机下洗气流具体相同的量级，下洗气流对火箭弹产生很强的气动干扰，较强的影响了火箭弹的初始弹道。因此，在飞机悬停或低速飞行状态，需要测量下洗气流速度。
[0005]传统的空速管静压孔一般为周向开孔设计，静压孔一般位于等直的直线段上，为保证静压测量的准确度，空速管管体长度一般比较长。典型的传统空速管外形和静压开孔图如图2、3所示。
【发明内容】
[0006]本发明为了解决一般旋翼飞机上传统空速管无法对下洗气流作出有效的感受，同时由于下洗气流的影响，旋翼飞机悬停和低速飞行时静压孔感受到的压力不是准确的静压，静压信号不能正常使用的问题，提供了一种用于旋翼飞机小速度测量的静压探头。
[0007]本发明中的静压系统可以在旋翼飞机悬停和低速时通过静压孔采集压力，由此压力信号解算出下洗气流速度。且此发明将旋翼飞机在悬停和低速时无法使用的静压信号进行有效的利用。
[0008]本发明采用如下的技术方案实现:
用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，包括空速管，其特征在于空速管管体采用纺锤流线型面，空速管管体上开有两个静压孔，两个静压孔位于纺锤流线型面上且安装方向向上。
[0009]所述的纺锤流线型面包括依次连接为一体的三段，第一段为抛物线型面段；第二段为直线锥面段，第三段为直线段。两个静压孔位于直线锥面段，两个静压孔中心线之间的夹角为32°，安装时一个朝上方，一个向机身方向倾斜。
[0010]空速管安装于机身左右两侧，距飞机旋翼桨盘中心约1/3?2/3旋翼直径处，左空速管和右空速管位置对称。
[0011]本发明与一般静压探头相比，其数据利用率有了很大的提升。如图1所示，在旋翼飞机速度为0?I区间，本发明可有效感受下洗气流压力信号，由此解算出下洗气流速度。当速度大于^后，本发明可有效感受机身静压信号，解算高度和速度等参数。而传统空速管在旋翼飞机速度0?V2区间，其降压系统感受到的压力信号都是不可使用的。另外通过流体仿真软件(CFD)仿真，对速度大于V2后旋翼飞机上空速管静压孔的静压误差值进行计算，本发明的静压误差也在误差允许范围内。
【附图说明】
[0012]图1为本发明与现有静压空速管速度曲线对比图，
图2为现有空速管外形图，
图3为图2的A-A剖面图，
图4为本发明的型面图，
图5为左空速管静压孔开孔示意图，
图6为右空速管静压孔开孔示意图。
【具体实施方式】
[0013]
结合附图对本发明的【具体实施方式】作进一步说明。
[0014]用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，包括空速管，其特征在于空速管管体采用纺锤流线型面，空速管管体上开有两个静压孔，两个静压孔位于纺锤流线型面上且安装方向向上。
[0015]所述的纺锤流线型面包括依次连接为一体的三段，第一段为抛物线型面段；第二段为直线锥面段，第三段为直线段。两个静压孔位于直线锥面段，两个静压孔中心线之间的夹角为32°，安装时一个朝上方，一个向机身方向倾斜。
[0016]空速管安装于机身左右两侧，距飞机旋翼桨盘中心约1/3?2/3旋翼直径处，左空速管和右空速管位置对称。
[0017]实施例:在某类旋翼飞机上，我们通过分析某类旋翼飞机的机身影响和旋翼气流影响，对空速管进行了如图3所示的型面改进，使用本发明的型面及开孔位置、方式。
[0018]根据旋翼飞机的机身影响和旋翼气流影响，空速管管体采用了独特的纺锤流线型面，该型面独特的空气动力效应可以在较短单位外形上实现较低单位静压误差，有效缩短管体长度并减重。
[0019]空速管纺锤流线型面如图3所示，第一段为抛物线型面段，第二段为直线斜面段，第三段为正常直线段。
[0020]第一段抛物线型面L1的型面公式如下:Φ?= (a+bX+cX2+dX3+eX4+......) X 2，
(0 ^ X ^ 81),
a=3.7530997、b=0.15652095、c=-0.0019875442、d=3.0398042X10 5、e=_5.057283ΧΙΟ 7ο
[0021]第二段直线斜面段L2: (i>D=(a+bx)X2，(81 彡 X 彡 103)， a=2.7272451、b=0.07006917。
[0022]第三段为正常直线段L3: Φ?=19.88，(103彡X彡171)。
[0023]空速管静压孔人如图5、6所示，空速管静压孔位于纺锤型面上并将传统的圆周开孔改进为仅上方开孔，开孔的角度应依据静压孔处旋翼产生的下洗气流速度矢量进行设计，两个静压孔中心线之间的夹角为32°，两个静压孔可以有效避免单个孔被堵时出现的压力感受信号错误。空速管安装于机身上侧受旋翼下洗气流影响较大且距离旋翼较近的位置，左空速管和右空速管位置对称，左、右空速管不同的开孔方向为旋翼飞机本身机身和旋翼气流影响确定。
[0024]使用流体仿真软件(CFD)对旋翼飞机悬停状态流场进行仿真，可以得到流场中静压孔位置的压力，经解算可以得到有效的下洗气流速度值。
【主权项】
1.一种用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，包括空速管，其特征在于空速管管体采用纺锤流线型面，空速管管体上开有两个静压孔，两个静压孔位于纺锤流线型面上且安装方向向上。2.根据权利要求1所述的用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，其特征在于所述的纺锤流线型面包括依次连接为一体的三段，第一段为抛物线型面段；第二段为直线锥面段，第二段为直线段。3.根据权利要求2所述的用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，其特征在于所述的两个静压孔位于直线锥面段，两个静压孔中心线之间的夹角为32°，安装时一个朝上方，一个向机身方向倾斜。4.根据权利要求1或2或3所述的一种用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，其特征在于所述的空速管安装于机身左右两侧，距飞机旋翼桨盘中心约1/3?2/3旋翼直径处，左空速管和右空速管位置对称。
【专利摘要】本发明属于静压探头的技术领域，具体涉及一种用于旋翼飞机小速度测量的静压探头，解决了一般旋翼飞机上传统空速管无法对下洗气流作出有效的感受，同时由于下洗气流的影响，旋翼飞机悬停和低速飞行时静压孔感受到的压力不是准确的静压，静压信号不能正常使用的问题。其包括空速管,空速管管体采用纺锤流线型面，空速管管体上开有两个静压孔，两个静压孔位于纺锤流线型面上且安装方向向上。本发明与一般静压探头相比，其数据利用率有了很大的提升。在旋翼飞机速度为0～V1区间，本发明可有效感受下洗气流压力信号，由此解算出下洗气流速度。当速度大于V2后，本发明可有效感受机身静压信号，解算高度和速度等参数。
【IPC分类】G01P5/00
【公开号】CN105424971
【申请号】CN201510983863
【发明人】石岩, 杜振宇, 张慧鑫, 段瑞
【申请人】太原航空仪表有限公司
【公开日】2016年3月23日
【申请日】2015年12月24日