CN111903213B - 一种机头空速管的测量型面 - Google Patents

Abstract

本发明属于大气参数测量技术，涉及对机头空速管的改进。它包括位于空速管前端的一个流线形旋转面[1]和位于空速管后端的第二圆柱面[4]，其特征在于，在流线形旋转面[1]和第二圆柱面[4]之间依次有一个第一圆柱面[2]和一个圆锥面[3]，流线形旋转面[1]、第一圆柱面[2]、圆锥面[3]和第二圆柱面[4]相互连接构成空速管的测量型面，在圆锥面[3]上开有攻角测孔。本发明在满足动静压测量要求的基础上增加了测攻角的功能，具有高精度、全量程静压位置误差补偿能力。

Description

一种机头空速管的测量型面

技术领域

本发明属于大气参数测量技术，涉及对机头空速管的改进。

背景技术

空速管是飞机上极为重要的测量工具。现有的机头空速管的测量型面由位于空速管前端的一个流线形旋转面1和位于空速管后端的圆柱面4组成，它仅能测量动静压参数，不能测量攻角参数。需要另外设置专门的攻角参数测量装置。当空速管装在飞机上的某个位置时，空速管感受的静压将受到飞机绕流场的干扰，而和该飞行高度的大气静压不同，不是真实静压，存在差异，这个差异通常称为静压位置误差或简称位置误差。静压位置误差随空速管的安装位置和飞机外形不同而异，并随马赫数和迎角而变化，进而引起测高和测速等的较大误差，使之日益成为一个影响飞机安全性、经济性和飞机战术技术性能的严重问题。现有的测量型面中的流线形旋转面1的型面对静压位置误差补偿的能力较差，难以满足高精度、全量程补偿的要求。

发明内容

本发明的目的是：提出一种能同时测量动静压参数和攻角参数的、具有高精度、全量程静压位置误差补偿能力的机头空速管测量型面，以满足某新型飞机的研制要求。

本发明的技术方案是：一种机头空速管的测量型面，包括位于空速管前端的一个流线形旋转面1和位于空速管后端的第二圆柱面4，在流线形旋转面1的表面上开有静压测压孔，在流线形旋转面1的前端开有总压测压孔，其特征在于，在流线形旋转面1和第二圆柱面4之间依次有一个第一圆柱面2和一个圆锥面3，流线形旋转面1、第一圆柱面2、圆锥面3和第二圆柱面4相互连接构成空速管的测量型面，流线形旋转面1的后端面与第一圆柱面2的前端面平滑连接，第一圆柱面2的后端面直径等于圆锥面3的小端直径并与该小直径端连接，圆锥面3的后端面为大直径端，该端面的直径等于第二圆柱面4的直径并与第二圆柱面4的前端面连接，在圆锥面3上开有攻角测孔；

设：从流线形旋转面1的锥尖点A到静压测压孔所在垂直截面的轴向距离为X0；从流线形旋转面1的锥尖点A到流线形的旋转面1最大半径R0所在垂直截面的轴向距离为L；从流线形旋转面1最大半径R0所在垂直截面到流线形旋转面1与第一圆柱面2连接面的轴向距离为L1，第一圆柱面2的轴向长度为L2，其半径为R2；圆锥面3的轴向长度为L3；第二圆柱面4的轴向长度为L4，其半径为R3；则：

(1)L＝50～130mm；L1＝40～100mm；L2＝40～100mm；L3＝15～70mm；L4＝300～500mm；R0＝8～20mm；R2＝8～16mm；R3＝15～30mm；X0＝15～130mm；

(2)流线形旋转面1的母线方程如下：以锥尖点A为原点，以流线形旋转面1的轴线为横坐标X轴，以过A点并垂直于X轴的直线为R轴，则流线形旋转面1的母线方程为：

当X≤L时：

当L＜X≤L+L1时：

式(1)和(2)中，X为流线形旋转面1母线上任意一点的横坐标，R为流线形旋转面1母线上任意一点的纵坐标。

本发明的优点是：在满足动静压测量要求的基础上增加了测攻角的功能，具有高精度、全量程静压位置误差补偿能力。本发明的一个实施例经风洞试验和试飞试验证明，剩余静压位置误差完全满足GJB1623《总、静压系统设计和安装通用规范》规定的容差要求，攻角剩余误差满足某新型飞机的要求。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。参见图1，本发明的机头空速管的测量型面，包括位于空速管前端的一个流线形旋转面1和位于空速管后端的第二圆柱面4，在流线形旋转面1的表面上开有静压测压孔，在流线形旋转面1的前端开有总压测压孔。其特征在于，在流线形旋转面1和第二圆柱面4之间依次有一个第一圆柱面2和一个圆锥面3，流线形旋转面1、第一圆柱面2、圆锥面3和第二圆柱面4相互连接构成空速管的测量型面，流线形旋转面1的后端面与第一圆柱面2的前端面平滑连接，第一圆柱面2的后端面直径等于圆锥面3的小端直径并与该小直径端连接，圆锥面3的后端面为大直径端，该端面的直径等于第二圆柱面4的直径并与第二圆柱面4的前端面连接，在圆锥面3上开有攻角测孔。

所说的攻角测孔有两个，位于圆锥面3的轴向中间截面的上下两个顶点，攻角测孔的轴线为该上下两个顶点的法线，攻角测孔的直径d＝0.8～1.4mm。

从流线形旋转面1的锥尖点A到静压测压孔所在垂直截面的轴向距离为X0；从流线形旋转面1的锥尖点A到流线形的旋转面1最大半径R0所在垂直截面的轴向距离为L；从流线形旋转面1最大半径R0所在垂直截面到流线形旋转面1与第一圆柱面2连接面的轴向距离为L1，第一圆柱面2的轴向长度为L2，其半径为R2；圆锥面3的轴向长度为L3；第二圆柱面4的轴向长度为L4，其半径为R3；则：

(1)L＝50～130mm；L1＝40～100mm；L2＝40～100mm；L3＝15～70mm；L4＝300～500mm；R0＝8～20mm；R2＝8～16mm；R3＝15～30mm；X0＝15～130mm；

(2)流线形旋转面1的母线方程如下：以锥尖点A为原点，以流线形旋转面1的轴线为横坐标X轴，以过A点并垂直于X轴的直线为R轴，则流线形旋转面1的母线方程为：

当X≤L时：

当L＜X≤L+L1时：

上面式(1)和(2)中，X为流线形旋转面1母线上任意一点的横坐标，R为流线形旋转面1母线上任意一点的纵坐标。具有上述流线形旋转面1母线的空速管与某型飞机配合试飞证明，具有满意的补偿效果。

实施例。

在本发明的一个实施例中，L＝125mm；L1＝70mm；L2＝77mm；L3＝38mm；L4＝410mm；R0＝14mm；R2＝12.8mm；R3＝22mm；X0＝66mm。

Claims (3)

1.一种机头空速管的测量型面，包括位于空速管前端的一个流线形旋转面[1]和位于空速管后端的第二圆柱面[4]，在流线形旋转面[1]的表面上开有静压测压孔，在流线形旋转面[1]的前端开有总压测压孔，其特征在于，在流线形旋转面[1]和第二圆柱面[4]之间依次有一个第一圆柱面[2]和一个圆锥面[3]，流线形旋转面[1]、第一圆柱面[2]、圆锥面[3]和第二圆柱面[4]相互连接构成空速管的测量型面，流线形旋转面[1]的后端面与第一圆柱面[2]的前端面平滑连接，第一圆柱面[2]的后端面直径等于圆锥面[3]的小端直径并与该小直径端连接，圆锥面[3]的后端面为大直径端，该端面的直径等于第二圆柱面[4]的直径并与第二圆柱面[4]的前端面连接，在圆锥面[3]上开有攻角测孔；

设：从流线形旋转面[1]的锥尖点A到静压测压孔所在垂直截面的轴向距离为X0；从流线形旋转面[1]的锥尖点A到流线形的旋转面[1]最大半径R0所在垂直截面的轴向距离为L；从流线形旋转面[1]最大半径R0所在垂直截面到流线形旋转面[1]与第一圆柱面[2]连接面的轴向距离为L1，第一圆柱面[2]的轴向长度为L2，其半径为R2；圆锥面[3]的轴向长度为L3；第二圆柱面[4]的轴向长度为L4，其半径为R3；则：

(1)L＝50～130mm；L1＝40～100mm；L2＝40～100mm；L3＝15～70mm；L4＝300～500mm；R0＝8～20mm；R2＝8～16mm；R3＝15～30mm；X0＝15～130mm；

(2)流线形旋转面[1]的母线方程如下：以锥尖点A为原点，以流线形旋转面[1]的轴线为横坐标X轴，以过A点并垂直于X轴的直线为R轴，则流线形旋转面[1]的母线方程为：

当X≤L时：

当L＜X≤L+L1时：

式(1)和(2)中，X为流线形旋转面[1]母线上任意一点的横坐标，R为流线形旋转面[1]母线上任意一点的纵坐标。

2.根据权利要求1所述的机头空速管的测量型面，其特征在于，所说的攻角测孔有两个，位于圆锥面[3]的轴向中间截面的上下两个顶点，攻角测孔的轴线为该上下两个顶点的法线，攻角测孔的直径d＝0.8～1.4mm。

3.根据权利要求1或2所述的机头空速管的测量型面，其特征在于，其特征在于，L＝125mm；L1＝70mm；L2＝77mm；L3＝38mm；L4＝410mm；R0＝14mm；R2＝12.8mm；R3＝22mm；X0＝66mm。

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