空速测量装置及飞行设备的制作方法

1.本发明涉及航空航天领域，具体涉及一种空速测量装置及飞行设备。


背景技术：

2.随着社会的进步，飞行器越来越普及。飞行器在飞行过程中获取准确的空速值直接影响飞行品质和飞行安全。工业级无人机在作业时往往面临极端天气，如大雾、雨雪天气，其空速测量的准确性往往难以保证，进而影响到飞控系统对飞机状态的响应，严重者甚至会造成炸机事故。
3.150kg以下的工业无人机由于成本、重量等因素，使用的空速管多为压差式的皮托管测量装置。此类压差式的皮托管测量装置在一般环境下，在0-50m/s的空速的工作范围内具有较好的精度，但在大雾、雨雪天气往往会出现积水、结冰进而导致空速管堵塞而无法正常工作，对无人机的飞行安全带来极大隐患。


技术实现要素：

4.本技术提供一种空速测量装置及飞行设备，以解决现有技术中采用单一的皮托管测量装置无法准确进行空速测量的问题。
5.一方面，本技术提供一种空速测量装置，应用于飞行设备，包括：皮托管测量装置以及与所述皮托管测量装置固定连接的叶轮测量装置，所述皮托管测量装置和所述叶轮测量装置分别独立工作；
6.所述皮托管测量装置根据所述飞行设备飞行时的气流总压与气流静压之间的压力差，来测量所述飞行设备的空速；
7.所述叶轮测量装置根据所述叶轮测量装置的叶轮在所述飞行设备飞行时的转速，来测量所述飞行设备的空速。
8.在一些可能的实现方式中，所述皮托管测量装置包括总压组件、静压组件以及第一测量器；
9.所述总压组件感测所述飞行设备飞行时的所述气流总压；
10.所述静压组件感测所述飞行设备飞行时的所述气流静压；
11.所述第一测量器连接所述总压组件和所述静压组件，测量出所述气流总压和所述气流静压，根据所述气流总压和所述气流静压之间的压力差输出所述飞行设备的空速。
12.在一些可能的实现方式中，所述总压组件包括总压管套以及总压管；
13.所述总压管套具有一总压腔；
14.所述总压管的一端位于所述总压管套中，另一端与所述第一测量器连接；
15.所述总压管套上远离所述总压管的一端设有连通所述总压腔的总压孔；
16.所述总压孔、所述总压腔与所述总压管连通并形成所述气流总压。
17.在一些可能的实现方式中，所述静压组件包括静压管套以及静压管；
18.所述静压管套具有一静压腔，所述静压管套的侧壁上设有多个与所述静压腔连通
的静压孔；
19.所述静压管的一端位于所述静压管套中，另一端与所述第一测量器连接；所述静压孔、所述静压腔与所述静压管连通并形成所述气流静压。
20.在一些可能的实现方式中，所述总压管套包括前盖以及与所述前盖连接的前端塞；所述前盖与所述前端塞围合形成所述总压腔；
21.所述总压管的一端穿过所述前端塞固定于所述前盖中。
22.在一些可能的实现方式中，所述静压管套包括与所述前端塞连接的管套，以及与所述管套连接的后端塞；所述前端塞、所述管套与所述后端塞围合形成所述静压腔；
23.所述静压管的一端位于所述管套中，另一端固定于所述后端塞；
24.所述总压管的另一端固定于所述后端塞。
25.在一些可能的实现方式中，所述皮托管测量装置还包括与所述后端塞连接的第一延长管和第二延长管；所述第一延长管与所述总压管连通，所述第二延长管与所述静压管连通。
26.在一些可能的实现方式中，所述皮托管测量装置还包括安装支座；
27.所述安装支座包括固定连接的上壳与下壳，所述上壳与所述下壳之间构成一容纳槽；所述后端塞以及位于后端塞一侧的部分管套均收容于所述容纳槽中；
28.所述第一延长管和所述第二延长管穿过所述容纳槽延伸至所述安装支座的外部。
29.在一些可能的实现方式中，所述叶轮测量装置包括与所述皮托管测量装置固定连接的外壳、与所述外壳固定连接的固定部、与所述固定部转动连接的叶轮，以及测量组件；
30.所述测量组件测量所述叶轮的转速，并根据所述叶轮的转速，计算出飞行设备的空速。
31.在一些可能的实现方式中，所述测量组件包括测量电路，以及与所述测量电路连接的第二测量器；
32.所述测量电路用于测量所述叶轮的转速，将所述叶轮的转速转换为对应的电信号，并将所述电信号传输至第二测量器中；
33.所述第二测量器用于根据所述电信号，计算出飞行设备的空速。
34.在一些可能的实现方式中，所述测量电路包括设于所述外壳内部并相对设置的二极管与光电三极管；
35.所述外壳暴露出所述二极管与所述光电三极管；
36.所述二极管用于发出光线照射所述光电三极管；
37.所述叶轮在旋转时，间歇性阻挡所述二极管发出的光线；
38.所述光电三极管用于测量所述叶轮的转速，将所述叶轮的转速转换为对应的电信号，其中，所述光电三极管在接收到所述二极管发出的光线时输出所述电信号的高电平，在未接收到所述二极管发出的光线时输出所述电信号的低电平。
39.在一些可能的实现方式中，所述测量电路还包括与所述光电三极管连接的测量线路；
40.所述测量线路用于将所述电信号传输至第二测量器。
41.在一些可能的实现方式中，所述外壳具有一容纳孔；所述固定部与叶轮均位于该容纳孔内。
42.在一些可能的实现方式中，所述固定部包括与所述外壳固定连接的第一轴承座、位于所述第一轴承座中的第一轴承、与所述外壳固定连接并与第一轴承座平行设置的第二轴承座、位于所述第二轴承座中的第二轴承，以及与所述第一轴承和所述第二轴承均转动连接的转轴；
43.所述叶轮与所述转轴固定连接。
44.另一方面，本发明提供一种飞行设备，包括如上所述的空速测量装置。
45.本技术提供的空速测量装置及飞行设备采用皮托管测量装置和叶轮测量装置分别独立工作，其中，所述皮托管测量装置根据飞行设备飞行时的气流总压与气流静压之间的压力差来测量飞行设备的空速，所述叶轮测量装置根据叶轮测量装置的叶轮在飞行设备飞行时的转速来测量飞行设备的空速。该空速测量装置及飞行设备利用皮托管测量装置和叶轮测量装置两种不同的测量方式进行空速测量，增加了空速测量数据来源的多样性，以提高空速测量的准确性。
附图说明
46.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
47.图1是本技术实施例提供的叶轮测量装置的示意图；
48.图2是本技术实施例提供的叶轮测量装置的正视图；
49.图3是图2的a-a处的截面图；
50.图4是本技术实施例提供的叶轮测量装置的左视图；
51.图5是本技术实施例提供的叶轮测量装置的俯视图；
52.图6是本技术实施例提供的叶轮测量装置的爆炸图。
具体实施方式
53.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
54.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
55.在本技术中，“示例性”一词用来表示“用作例子、例证或说明”。本技术中被描述为
“
示例性”的任何实施例不一定被解释为比其它实施例更优选或更具优势。为了使本领域任何技术人员能够实现和使用本发明，给出了以下描述。在以下描述中，为了解释的目的而列出了细节。应当明白的是，本领域普通技术人员可以认识到，在不使用这些特定细节的情况下也可以实现本发明。在其它实例中，不会对公知的结构和过程进行详细阐述，以避免不必要的细节使本发明的描述变得晦涩。因此，本发明并非旨在限于所示的实施例，而是与符合本技术所公开的原理和特征的最广范围相一致。
56.请参阅图1至图6，本技术实施例中提供一种空速测量装置，应用于飞行设备，包括：皮托管测量装置10以及与所述皮托管测量装置10固定连接的叶轮测量装置20，所述皮托管测量装置10和叶轮测量装置20分别独立工作；
57.所述皮托管测量装置10用于根据飞行设备飞行时的气流总压与气流静压之间的压力差，来测量飞行设备的空速；
58.所述叶轮测量装置20用于根据叶轮测量装置20的叶轮在飞行设备飞行时的转速，来测量飞行设备的空速。
59.需要说明的是，本发明的空速测量装置采用皮托管测量装置10和叶轮测量装置20分别独立工作，其中，所述皮托管测量装置10根据飞行设备飞行时的气流总压与气流静压之间的压力差来测量飞行设备的空速，所述叶轮测量装置20根据叶轮测量装置20的叶轮在飞行设备飞行时的转速来测量飞行设备的空速。该空速测量装置利用皮托管测量装置10和叶轮测量装置20两种不同的测量方式进行空速测量，增加了空速测量数据来源的多样性，通过将两种测量数据进行数据融合，以提高空速测量的准确性。由于叶轮测量装置20的叶轮对于大雾、雨水不敏感，在极端天气中不容易失效，从而提高空速测量装置的环境适应性。此外，在皮托管测量装置10失效时，可以通过叶轮测量装置20的空速测量数据做出判断，以保障飞行设备的安全，提高飞行设备运行的安全性。另外，叶轮测量装置20通常比皮托管测量装置10体积更小，质量更轻，结构更简单，相比于现有技术的为了防止空速测量装置失效而采用双皮托管测量装置，本发明具有体积小、质量轻、结构简单的特点。
60.在一些实施例中，请参阅图1至图6，所述皮托管测量装置10包括总压组件101、静压组件102以及第一测量器(未图示)；
61.所述总压组件101感测飞行设备飞行时的气流总压；
62.所述静压组件102感测飞行设备飞行时的气流静压；
63.所述第一测量器连接所述总压组件和所述静压组件，测量出所述气流总压和所述气流静压，根据所述气流总压和所述气流静压之间的压力差输出所述飞行设备的空速。
64.在一些实施例中，请参阅图1至图6，所述总压组件101包括总压管套1011以及总压管15；
65.所述总压管套1011具有一总压腔(未图示)；所述总压管15的一端位于所述总压管套1011中，另一端与所述第一测量器连接；所述总压管套1011上远离所述总压管15的一端设有连通所述总压腔的总压孔111；所述总压孔111、总压腔与总压管15相连通并形成气流总压。
66.在一些实施例中，请参阅图1至图6，所述静压组件102包括静压管套1021以及静压管16；
67.所述静压管套1021具有一静压腔(未图示)，所述静压管套1021的侧壁上设有多个
与所述静压腔连通的静压孔131；所述静压管16的一端位于所述静压管套1021中，另一端与所述第一测量器连接；所述静压孔131、所述静压腔与所述静压管16连通并形成气流静压。
68.在一些实施例中，请参阅图1至图6，所述总压管套1011包括前盖11以及与所述前盖11连接的前端塞12；所述前盖11与所述前端塞12围合形成总压腔；
69.所述总压管15的一端穿过所述前端塞12固定于所述前盖11中。
70.在一些实施例中，请参阅图1至图6，所述静压管套1021包括与所述前端塞12连接的管套13，以及与所述管套13连接的后端塞14；所述前端塞12、管套13与后端塞14围合形成静压腔；该前端塞12具有密封作用，不仅可以与前盖11围合形成总压腔，与管套13围合形成静压腔，还可以防止积水进入静压腔，同时后端塞14也具有密封作用，不仅可以与管套13围合形成静压腔，还可以防止积水进入静压腔；
71.所述静压管16的一端位于所述管套13中，另一端固定于所述后端塞14；
72.所述总压管15的另一端固定于所述后端塞14。
73.飞行设备飞行时，气流从总压孔111进入前盖11中，通常总压孔111的朝向与飞行设备的飞行方向相同，因此所述总压孔111、总压腔与总压管15相互连通并形成气流总压，因此总压管15可以感测飞行设备飞行时的气流总压，同时气流还从管套13的侧壁上的多个静压孔131进入管套13中，管套13中气流为静态的，静压孔131、静压腔与静压管16连通并形成气流静压，因此静压管16可以感测飞行设备飞行时的气流静压。
74.在一些实施例中，所述总压管15的一端穿过设于前端塞12上的第一通孔121延伸至前盖11中，所述总压管15的另一端与设于后端塞14上的第二通孔141连通；所述静压管16的另一端与设于后端塞14上的第三通孔142连通。
75.在一些实施例中，请参阅图6，前盖11包括相互连接的第一部112与第二部113，该第二部113与前端塞12连接，为了减少风阻，第一部112的形状为半椭圆球形，第一部112内部中空，总压孔111位于半椭圆球形的顶端，第二部113的形状为圆筒形，第二部113与第一部112的连接处为具有一气流孔1131的平面，该气流孔1131位于平面的中心位置，气流孔1131与所述总压孔111和总压管15相通，由于气流孔1131具有一定高度，在第一部112内部具有少量积水的时候，积水不会通过气流孔1131流入第二部113中。为了方便第二部113进气，气流孔1131与总压孔111可以处于同一水平面，即气流孔1131相对于第二部113底部的高度与总压孔111相对于第二部113底部的高度相同。此外，所述第一通孔121位于前端塞12的上部，该第一通孔121相对于第二部113底部的高度大于气流孔1131相对于第二部113底部的高度，那么在第二部113内具有少量积水的时候，积水不会通过第一通孔121流入总压管15里，通过设置第二部113以及设置第一通孔121的位置，可以提高皮托管测量装置10的防水性。
76.在一些实施例中，请参阅图1、图3、图4及图6，为了方便所述第一测量器接收数据，所述皮托管测量装置10还包括与所述后端塞14连接的第一延长管17和第二延长管18；所述第一延长管17与所述总压管15连通，所述第二延长管18与所述静压管16连通。第一测量器不直接与总压管15和静压管16连接，而与第一延长管17和第二延长管18连接。
77.在一些实施例中，请参阅图1至图6，所述皮托管测量装置10还包括安装支座30；安装支座30可以提高空速测量装置的结构稳定性，也可以便于空速测量装置安装于飞行设备上；
78.所述安装支座30包括固定连接的上壳31与下壳32，所述上壳31与所述下壳32之间构成一容纳槽33；该容纳槽33为通槽，即容纳槽33的两端没有封闭；所述后端塞14、位于后端塞14一侧的部分管套13，以及位于后端塞14另一侧的部分第一延长管17和部分第二延长管18均收容于该容纳槽33中；
79.所述第一延长管17和第二延长管18穿过该容纳槽33延伸至安装支座30的外部，从而便于与第一测量器连接。
80.在一些实施例中，管套13的形状为圆筒形，为了提高密封性，容纳槽33与管套13接触的开口的形状为圆形，且开口的直径与管套13的直径相同，而为了提高连接稳定性，容纳槽33内部的形状与尺寸分别与后端塞14的形状与尺寸相对应。
81.在一些实施例中，所述上壳31与下壳32通过至少两个螺栓34固定连接，则上壳31与下壳32对应螺栓34的位置均具有连接孔。
82.在一些实施例中，请参阅图1、图3、图4及图6，所述叶轮测量装置20包括与所述皮托管测量装置10固定连接的外壳21、与所述外壳21固定连接的固定部22、与所述固定部22转动连接的叶轮23，以及测量组件40；
83.所述测量组件40测量所述叶轮23的转速，并根据所述叶轮23的转速，计算出飞行设备的空速。
84.在一些实施例中，所述测量组件40包括测量电路24，以及与所述测量电路24连接的第二测量器(未图示)；
85.所述测量电路24用于测量所述叶轮23的转速，将所述叶轮23的转速转换为对应的电信号，并将所述电信号传输至第二测量器中；
86.所述第二测量器用于根据所述电信号，计算出飞行设备的空速。
87.在一些实施例中，所述外壳21与管套13固定连接。该外壳21与管套13可以通过销钉固定连接，也可以通过粘贴方式固定连接。
88.在一些实施例中，所述管套13的形状为圆筒形，为了便于外壳21与管套13固定连接，所述外壳12与管套13接触的一端的形状为弧形，且弧形的半径与管套13的半径相同。
89.在一些实施例中，所述测量电路24包括设于所述外壳21内部并相对设置的二极管241与光电三极管242；当然还包括连接二极管241和光电三极管242的其他线路；
90.所述外壳21暴露出所述二极管241与所述光电三极管242；
91.所述二极管241用于发出光线照射所述光电三极管242；
92.所述叶轮23在旋转时，间歇性阻挡所述二极管241发出的光线；
93.所述光电三极管242用于测量所述叶轮的转速，将所述叶轮23的转速转换为对应的电信号，其中，所述光电三极管242在接收到所述二极管241发出的光线时输出所述电信号的高电平，在未接收到所述二极管241发出的光线时输出所述电信号的低电平。
94.光电三极管242的基极可以作为光窗口，用于接收二极管241发出的光线，叶轮23在旋转时，叶轮23的叶片会根据转速，间歇性通过二极管241与光电三极管242的基极之间，当叶轮23的叶片位于二极管241与光电三极管242的基极之间时，也就挡住了二极管241发出的光线，光电三极管242的基极无法接收到光线，从而输出低电平，当叶轮23的转速越快，叶轮23的叶片通过二极管241与光电三极管242的基极之间的频率就越快，电信号的低电平出现的频率也就越快，即电信号的低电平出现的频率对应叶轮23的转速，第二测量器可以
根据电信号的低电平出现的频率，计算出飞行设备的空速。
95.在一些实施例中，所述测量电路24还包括与所述光电三极管242连接的测量线路25；
96.所述测量线路25用于将所述电信号传输至第二测量器。测量线路25不仅可以传输电信号，还可以为测量电路24供电。
97.在一些实施例中，所述测量线路25的一端通过一贯穿管套13与外壳21的连接过孔(未图示)连接光电三极管242，另一端通过设于后端塞14上的第四通孔143延伸至后端塞14的外部与第二测量器连接。
98.在一些实施例中，请参阅图1至图6，所述外壳21具有一容纳孔211；该容纳孔211为通孔，即容纳孔211的两端没有封闭；所述固定部22与叶轮23均位于该容纳孔211内。那么外壳21在靠近容纳孔211的一侧暴露出二极管241与光电三极管242。
99.在一些实施例中，所述固定部22包括与所述外壳21固定连接的第一轴承座221、位于所述第一轴承座221中的第一轴承2211、与所述外壳21固定连接并与第一轴承座221平行设置的第二轴承座222、位于所述第二轴承座222中的第二轴承2221，以及与所述第一轴承2211和所述第二轴承2221均转动连接的转轴223；
100.所述叶轮23与所述转轴223固定连接。
101.在一些实施例中，所述容纳孔211的形状可以为任意形状，只要不影响叶轮23转动以及光电三极管242接收二极管241发出的光线即可。本发明优选将容纳孔211的形状设为圆形。
102.当固定部22位于容纳孔211内时，为了提高连接稳定性，所述第一轴承座221包括与所述第一轴承2211连接的至少三个第一连接支脚，所述第一连接支脚与容纳孔211的孔壁固定连接，多个第一连接支脚的朝向均不相同，当第一连接支脚的数量为三个时，每相邻两个第一连接支脚之间的夹角可以为120
°
；
103.所述第二轴承座222包括与所述第二轴承2221连接的至少三个第二连接支脚，所述第二连接支脚与容纳孔211的孔壁固定连接，多个第二连接支脚的朝向均不相同，当第二连接支脚的数量为三个时，每相邻两个第二连接支脚之间的夹角可以为120
°
。
104.在一些实施例中，所述第二轴承座222与第一轴承座221的结构相同。
105.在一些实施例中，所述第一测量器与第二测量器可以为相同的测量器。
106.基于上述的空速测量装置，本技术实施例中还提供一种飞行设备，包括如上所述的空速测量装置。
107.本技术实施例提供的空速测量装置及飞行设备采用皮托管测量装置10和叶轮测量装置20分别独立工作，其中，所述皮托管测量装置10根据飞行设备飞行时的气流总压与气流静压之间的压力差来测量飞行设备的空速，所述叶轮测量装置20根据叶轮测量装置20的叶轮在飞行设备飞行时的转速来测量飞行设备的空速。该空速测量装置及飞行设备利用皮托管测量装置10和叶轮测量装置20两种不同的测量方式进行空速测量，增加了空速测量数据来源的多样性，通过将两种测量数据进行数据融合，以提高空速测量的准确性。由于叶轮测量装置20的叶轮对于大雾、雨水不敏感，在极端天气中不容易失效，从而提高空速测量装置的环境适应性。此外，在皮托管测量装置10失效时，可以通过叶轮测量装置20的空速测量数据做出判断，以保障飞行设备的安全，提高飞行设备运行的安全性。另外，叶轮测量装
置20通常比皮托管测量装置10体积更小，质量更轻，结构更简单，相比于现有技术的为了防止空速测量装置失效而采用双皮托管测量装置，本发明具有体积小、质量轻、结构简单的特点。
108.在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见上文针对其他实施例的详细描述，此处不再赘述。
109.具体实施时，以上各个单元或结构可以作为独立的实体来实现，也可以进行任意组合，作为同一或若干个实体来实现，以上各个单元或结构的具体实施可参见前面的实施例，在此不再赘述。
110.以上对本发明实施例所提供的一种空速测量装置及飞行设备进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。