CN209400562U - 一种空速管 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种空速管，它属于航空部件领域，解决了现有技术中的空速管不具有透波性的技术问题。本实用新型中的空速管，它包括空速管管体和壳体，所述空速管管体的材质为玻璃钢，用于引导气流进入测量装置，该空速管管体与所述壳体相连接并通过该壳体安装在机体上。本实用新型所公开的空速管，上述空速管管体的材质为玻璃钢，由于玻璃钢具有透波的特性，起到抑制雷达反射的作用，从而能够满足飞机隐身的效果；并且相对于传统金属制造的空速管，采用玻璃钢制成的空速管具有质量更轻、强度更高的优点。

Description

一种空速管

技术领域

本实用新型涉及航空部件领域，具体涉及一种空速管。

背景技术

空速管是测量气流总压和静压以确定气流速度的一种管状装置，它通过感受气流的总压和静压并将测得的压力数据传送给大气数据计算机、飞行仪表等装置，多应用于航空航天设备上，主要是用来测量飞行速度，空速管通过管体上设置的进气口使气流进入空速管内部，空速管内部的气流导管将气流引导至导管末端的感应器上，通过感应器感受气流的冲击力量(即动压)，再经过电子设备或监测装置将动压进行换算，即可检测出飞机的实时飞行速度，再通过仪表盘就可以直观的将飞机的飞行时速显示出来。

传统的空速管采用金属材料，金属材料均有雷达反射作用，不具有透波作用，已不能满足隐身性能的需求，迫切需求具有隐身性能空速管。

由于飞机飞行时会受到较大的阻力，因此安装在机体上的零件也会设计针对减小空气阻力的结构。现有技术中的空速管，通常是在空速管管体上设置有锥形头部来减小空气阻力。在加工空速管时，锥形头部与空速管管体为一体成型进行生产，为保证空速管整体的加工精度，锥形头部是设置为侧面为平面的锥形管。但是由于空速管本身体积较小，其锥形头部的面积也小，因而锥形头部承受的压强大，导致锥形头部很容易因为强压而损坏，从而导致空速管的寿命因锥形头部的易损而缩短。

飞机在空中飞行时，空气进入空速管内容易形成冷凝液，造成对进气孔的堵塞，从而影响空速管测量数据的准确性。

实用新型内容

本实用新型的目的是提出一种空速管，以解决现有技术中的空速管不具有透波性的技术问题。

本实用新型的目的是下述技术方案来实现的：

一种空速管，它包括空速管管体和壳体，所述空速管管体的材质为玻璃钢，用于引导气流进入测量装置，该空速管管体与所述壳体相连接并通过该壳体安装在机体上。

进一步的，所述空速管管体远离壳体的一端设置有锥形管，所述锥形管与空速管管体连通，所述锥形管的轮廓为抛物线。

进一步的，所述锥形管上设有用于排出锥形管内冷凝液的滴水孔。

进一步的，所述空速管管体包括第一管体和第二管体，所述第一管体设置于第二管体内，所述锥形管与第一管体连通。

进一步的，所述锥形管远离空速管管体的一端设有第一进气口，以便气流进入第一管体；所述第二管体上设有第二进气口，以便气流进入第二管体。

进一步的，所述第一管体远离锥形管的一端连接有动压管，所述动压管与第一管体连通且与第一管体之间的夹角为钝角；所述第二管体远离锥形管的一端连接有静压管，所述静压管与第二管体连通且平行于动压管设置。

进一步的，还包括壳体，所述壳体设于静压管和动压管外并且该壳体与空速管管体相连接。

进一步的，所述壳体与空速管管体的连接处设有用于将壳体与空速管管体稳固连接的连接件。

进一步的，所述壳体包括对称设置的第一壳体和第二壳体，所述第一壳体和第二壳体之间固定连接。

进一步的，所述第二管体分别与第一管体、锥形管和壳体的连接材质为树脂。

本实用新型的有益效果在于：

(1)本实用新型中的空速管，上述空速管管体的材质为玻璃钢，由于玻璃钢具有透波的特性，起到抑制雷达反射的作用，从而能够满足飞机隐身的效果；并且相对于传统金属制造的空速管，采用玻璃钢制成的空速管具有质量更轻、强度更高的优点。

(2)本实用新型中的空速管，上述锥形管的轮廓为抛物线，即锥形管的侧面为向外凸出的弧面，飞机在空中飞行时，相对于平面，空气流过凸出的弧面的流速大，能够减小锥形管侧面的压强，从而减小锥形管的损坏率；因此，在相同的压强下，弧面设置的锥形管能够有更长的寿命，同时也能为机体在承受更高压强的环境中作业提供便利。

(3)本实用新型中的空速管，上述滴水孔的设置，能够将锥形管内冷凝的水排出，有利于气流顺利的进入管体，从而保证空速管测量数据的准确性。

(4)本实用新型中的空速管，上述空速管管体分别与动压管和静压管之间的夹角为钝角，以便于在设置壳体时，能够给壳体施加两个方向的卡合力，从而限制壳体与空速管管体产生相对运动。

(5)本实用新型中的空速管，上述连接件的设置，增加了空速管管体与壳体的搭接面积，从而使空速管管体与壳体的连接更加稳固。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，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。

图1是本实用新型的剖面图；

图2是本实用新型的结构示意图；

图3是图1中A部的放大示意图。

图中：1、锥形管；11、滴水孔；12、第一进气口；21、第一管体；22、第二管体；23、第二进气口；3、动压管；4、静压管；51、第一壳体；52、第二壳体；53、固定螺栓；54、安装孔；6、连接弯管；7、连接件。

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本实用新型的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本实用新型所保护的范围。

一种空速管，如图1-图3所示，包括空速管管体、锥形管1、动压管3和静压管4。上述空速管管体包括第一管体21和第二管体22，上述第二管体22套接于第一管体21上，上述锥形管1与空速管管体连接且与第一管体21连通。具体的，在锥形管1与空速管管体的连接处，第一管体21的长度小于第二管体22的长度，便于锥形管1分别与第一管体21和第二管体22稳定卡接。上述锥形管1的轮廓为抛物线，即其侧面为向外凸出的弧面，飞机在空中飞行时，相对于平面，空气流过凸出的弧面的流速大，能够减小锥形管1侧面的压强，从而减小锥形管1的损坏率；因此，在相同的压强下，弧面设置的锥形管1能够有更长的寿命，同时也能为机体在承受更高压强的环境中作业提供便利。上述锥形管1远离空速管管体的一端设有第一进气口12，当飞机向前飞行时，气流通过上述第一进气口12冲进第一管体21内。在锥形管1靠近与第二管体22的连接处开设有滴水孔11，为了便于将水排出，上述滴水孔11位于锥形管1的正下方(相对飞机的飞行方向)。在第二管体22靠近与锥形管1的连接处设置有便于进气的第二进气口23，气流通过上述第二进气口23进入第二管体22内。

如图1-图3所示，上述动压管3的一端通过一连接弯管6与第一管体21连接，上述连接弯管6的设置，以便于动压管3与空速管管体之间形成夹角，即动压管3与第一管体21之间为转向连接。上述动压管3的另一端连接感应器，感应器能够感受到气流的冲击力量，从而测出动压。

在实际运用中，测量出来的动压可以用来计算飞机飞行的速度。

如图1-图3所示，上述静压管4设置在空速管管体设置动压管3的一侧，在第二管体22上设置开口与静压管4连接，使得静压管4与动压管3互相平行，便于在动压管3及静压管4的外部设置壳体，上述壳体的设置，一是可以保护动压管3及静压管4不受物理损伤，二是便于将本实用新型中的空速管安装在机体上。上述静压管4的另一端连接空速表，空速表内设置有膜盒，通过膜盒的形变来测试出静压。

在实际运用中，测量出来的静压可以用来作为高度表的计算参数，如果膜盒完全密封，里面的压力始终保持相当于地面空气的压力，这样当飞机飞到空中，高度增加，空速管测得的静压下降，膜盒便会鼓起来，测量膜盒的变形即可测得飞机高度；利用测得的静压还可以制成"升降速度表"，即测量飞机高度变化快慢(爬升率)。表内也有一个膜盒，不过膜盒内的压力不是根据空速管测得的动压而是通过专门一根在出口处开有一小孔的管子测得的。这根管子上的小孔大小是特别设计的，用来限制膜盒内气压变化的快慢。如果飞机上升很快，膜盒内的气压受小孔的制约不能很快下降，而膜盒外的气压由于有直通空速管上的静压孔，可以很快达到相当于外面大气的压力，于是膜盒鼓起来。测量膜盒的变形大小即可算出飞机上升的快慢。飞机下降时，情况正相反。膜盒外压力急速增加，而膜盒内的气压只能缓慢升高，于是膜盒下陷，带动指针，显示负爬升率，即下降速率。飞机起飞后，膜盒内外气压逐渐相等，膜盒恢复正常形状，升降速度表指示为零。

如图1-图3所示，上述壳体包括对称设置的第一壳体51和第二壳体52，将上述壳体设置为两部分，是为了便于将壳体的安装。由于本实用新型中的空速管安装在机体上时不能有相对运动，因此将空速管管体分别与动压管3和静压管4之间的夹角α设置为钝角，以便于在设置壳体时，能够对壳体施加沿空速管设置方向与动压管设置方向两个方向上的卡合力，从而能够限制壳体与空速管管体产生相对运动。相应的，上述壳体整体也呈弯折状，以便于分别与空速管管体、动压管3和静压管4连接。具体的，上述第一壳体51与第二壳体52相互扣合，中间形成的空腔以容纳动压管3和静压管4，并且在壳体分别与空速管管体、动压管3、静压管4的连接处形成相匹配的连接孔，从而能够将壳体连接在空速管管体、动压管3、静压管4上。

为了使壳体能够与空速管管体、动压管3、静压管4更好的固定连接，如图1-图3所示，在壳体与空速管管体的连接处，设置有圆筒状的连接件7，增加了空速管管体与壳体的搭接面积，从而使空速管管体与壳体的连接更加稳固；同时，在壳体与动压管3和静压管4的连接处设置有固定螺栓53，增加壳体与动压管3和静压管4的连接稳固性的同时增加第一壳体51和第二壳体52之间的连接稳固性。在壳体与动压管3和静压管4的连接处形成一个连接面，以便于在上述连接面上设置壳体与机体的连接件7，即空速管整体与机体的连接件7。具体的，在连接面上设置有安装孔54，配合螺栓将壳体固定安装在机体上，采用螺栓的固定连接方式，是进一步限制空速管与机体发生相对运动，同时可以方便将空速管从机体上拆卸，以便空速管的维修检测。上述安装孔54对称设置在第一壳体51和第二壳体52上，以便壳体均匀受力。

本实用新型中的空速管，上述锥形管1、空速管管体、动压管3、静压管4、壳体、连接件7均采用玻璃钢制成，由于玻璃钢具有透波的特性，能够满足飞机隐身的效果；并且相对于传统金属制造的空速管，采用玻璃钢制成的空速管具有质量更轻、强度更高的优点。在制造本实用新型中的空速管时，上述锥形管1、空速管管体、动压管3、静压管4、壳体、连接件7均采用一体成型工艺，然后使用树脂将各部分固定连接为一个整体。在空速管制造过程中，通常是将锥形管1与空速管管体一体成型制造，而在本实用新型中，为了将锥形管1的侧面制成弧面，因此将锥形管1分开单独加工，以保证锥形管1的精度。

在安装本实用新型中的空速管在机体上时，首先利用配套管路夹具，检查管路的气密性及管路是否通畅；然后将空速管和电源、气源连接，检查其可靠性；在飞机停留时，应套上显眼的保护套进行保护，在启动电源前摘下。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种空速管，其特征在于：包括空速管管体和壳体，所述空速管管体的材质为玻璃钢，用于引导气流进入测量装置，该空速管管体与所述壳体相连接并通过该壳体安装在机体上。

2.根据权利要求1所述的空速管，其特征在于：所述空速管管体远离壳体的一端设置有锥形管(1)，所述锥形管(1)与空速管管体连通，所述锥形管(1)的轮廓为抛物线。

3.根据权利要求2所述的空速管，其特征在于：所述锥形管(1)上设有用于排出锥形管(1)内冷凝液的滴水孔(11)。

4.根据权利要求3所述的空速管，其特征在于：所述空速管管体包括第一管体(21)和第二管体(22)，所述第一管体(21)设置于第二管体(22)内，所述锥形管(1)与第一管体(21)连通。

5.根据权利要求4所述的空速管，其特征在于：所述锥形管(1)远离空速管管体的一端设有第一进气口(12)，以便气流进入第一管体(21)；所述第二管体(22)上设有第二进气口(23)，以便气流进入第二管体(22)。

6.根据权利要求5所述的空速管，其特征在于：所述第一管体(21)远离锥形管(1)的一端连接有动压管(3)，所述动压管(3)与第一管体(21)连通且与第一管体(21)之间的夹角为钝角；所述第二管体(22)远离锥形管(1)的一端连接有静压管(4)，所述静压管(4)与第二管体(22)连通且平行于动压管(3)设置。

7.根据权利要求6所述的空速管，其特征在于：所述壳体设于静压管(4)和动压管(3)外并且该壳体与空速管管体相连接。

8.根据权利要求7所述的空速管，其特征在于：所述壳体与空速管管体的连接处设有用于将壳体与空速管管体稳固连接的连接件(7)。

9.根据权利要求8所述的空速管，其特征在于：所述壳体包括对称设置的第一壳体(51)和第二壳体(52)，所述第一壳体(51)和第二壳体(52)之间固定连接。

10.根据权利要求9所述的空速管，其特征在于：所述第二管体(22)分别与第一管体(21)、锥形管(1)和壳体的连接材质为树脂。