專利名稱：直升機(jī)二軸式空速檢測(cè)系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是用于測(cè)量直升機(jī)空速的空速傳感器系統(tǒng)，能夠準(zhǔn)確、可靠地測(cè)量直升機(jī)空速的大小和方向。主要應(yīng)用在航空航天、直升機(jī)和無人機(jī)等技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
準(zhǔn)確地測(cè)量前飛或后飛的空速對(duì)于直升機(jī)的安全飛行相當(dāng)重要。然而由于目前直升機(jī)通常采用空速管測(cè)量空速，其只能測(cè)量前飛速度，而不能測(cè)量后飛速度，在實(shí)際飛行中造成不便及隱患。此外，傳統(tǒng)的空速需要空速管和側(cè)滑傳感器分別測(cè)量。此外，直升機(jī)流場(chǎng)復(fù)雜，飛行速度低，使得空速的測(cè)量十分困難。本發(fā)明利用4個(gè)正交排列的氣壓計(jì)，通過檢測(cè)直升機(jī)飛行過程中沿機(jī)身縱軸和橫軸方向形成的氣壓差，可以測(cè)量空速的大小和方向，并能同時(shí)測(cè)量前飛速度、側(cè)滑速度和側(cè)滑角。本發(fā)明安裝在機(jī)身下方，可避免旋翼下洗流的直接沖擊。此外，由于本發(fā)明采用實(shí)際測(cè)試數(shù)據(jù)校正空速傳感器算函數(shù)，可以提前計(jì)入并避免復(fù)雜流場(chǎng)的影響。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于可以同時(shí)測(cè)量空速的大小和方向，重量輕，體積小，測(cè)量精確，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，可靠性高；此外，由于該空速傳感器體積小，可以很方便地安裝在直升機(jī)尤其是無人直升機(jī))的下方，不會(huì)對(duì)飛行造成影響

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種測(cè)量直升機(jī)空速大小和方向的空速傳感器。本發(fā)明的特征在于，含有一個(gè)飛碟形外殼以及集成于所述飛碟形外殼內(nèi)的微處理器，以及前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)和右側(cè)四組測(cè)量單元，每組測(cè)量單元由一個(gè)其進(jìn)氣口伸出并固定于所述飛碟形外殼邊緣的氣壓管，以及一個(gè)套接于所述氣壓管出氣口的氣壓計(jì)組成，其中飛碟形外殼，安裝在直升機(jī)下方，其縱軸與直升機(jī)的機(jī)身縱軸平行，其橫軸與直升機(jī)的機(jī)身橫軸平行；四個(gè)測(cè)量單元，沿所述飛碟形外殼內(nèi)的縱軸和橫軸分布，其中，所述前側(cè)測(cè)量單元和后側(cè)測(cè)量單元沿所述飛碟形外殼的縱軸前后對(duì)稱排列，并分別與所述直升機(jī)前飛方向和后飛方向?qū)?yīng)；所述左側(cè)測(cè)量單元和右側(cè)測(cè)量單元沿所述飛碟形外殼的橫軸左右對(duì)稱排列，并分別與所述直升機(jī)左飛方向和右飛方向?qū)?yīng)；微處理器，是一個(gè)數(shù)據(jù)處理器，位于所述四組測(cè)量單元的中心，該微處理器的四個(gè) AD轉(zhuǎn)換端口分別連接四個(gè)所述氣壓計(jì)的輸出端口，從而分別從各個(gè)所述氣壓計(jì)測(cè)量得到前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)和右側(cè)四個(gè)方向上的氣壓值Ρ.ΡρΡ^ P;&，并根據(jù)下式分別計(jì)算所述直升機(jī)的前向速度Vx和橫向速度Vy，其中Vx沿機(jī)身縱軸，向前為正；Vy沿機(jī)身橫軸，向右為正Vx = fx (Pffi-Pjg),Vy = fy(p左-ρ右)，其中，fx是所述直升機(jī)沿縱軸的空速函數(shù)表，fy是所述直升機(jī)沿橫軸的空速函數(shù)
3表，fx和fy由事先的實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到；所述直升機(jī)的空速矢量V由下式計(jì)算得到V= |ν| ζ β，其中Ivl為空速大小，β為側(cè)滑角，且有 Γ =
權(quán)利要求
1.直升機(jī)二軸式空速檢測(cè)系統(tǒng)，其特征在于，含有一個(gè)飛碟形外殼以及集成于所述飛碟形外殼內(nèi)的微處理器，以及前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)和右側(cè)四組測(cè)量單元，每組測(cè)量單元由一個(gè)其進(jìn)氣口伸出并固定于所述飛碟形外殼邊緣的氣壓管，以及一個(gè)套接于所述氣壓管出氣口的氣壓計(jì)組成，其中飛碟形外殼，安裝在直升機(jī)下方，其縱軸與直升機(jī)的機(jī)身縱軸平行，其橫軸與直升機(jī)的機(jī)身橫軸平行；四個(gè)測(cè)量單元，沿所述飛碟形外殼內(nèi)的縱軸和橫軸分布，其中，所述前側(cè)測(cè)量單元和后側(cè)測(cè)量單元沿所述飛碟形外殼的縱軸前后對(duì)稱排列，并分別與所述直升機(jī)前飛方向和后飛方向?qū)?yīng)；所述左側(cè)測(cè)量單元和右側(cè)測(cè)量單元沿所述飛碟形外殼的橫軸左右對(duì)稱排列，并分別與所述直升機(jī)左飛方向和右飛方向?qū)?yīng)；微處理器，是一個(gè)數(shù)據(jù)處理器，位于所述四組測(cè)量單元的中心，該微處理器的四個(gè)AD 轉(zhuǎn)換端口分別連接四個(gè)所述氣壓計(jì)的輸出端口，從而分別從各個(gè)所述氣壓計(jì)測(cè)量得到前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)和右側(cè)四個(gè)方向上的氣壓值Ρ^ΡρΡ^ P;&，并根據(jù)下式分別計(jì)算所述直升機(jī)的前向速度Vx和橫向速度Vy，其中Vx沿機(jī)身縱軸，向前為正；Vy沿機(jī)身橫軸，向右為正Vx = fx(P 前-P后)， Vy = fy(p 左-ρ右)，其中，fx是所述直升機(jī)沿縱軸的空速函數(shù)表，fy是所述直升機(jī)沿橫軸的空速函數(shù)表，fx 和fy由事先的實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到；所述直升機(jī)的空速矢量V由下式計(jì)算得到ν= |ν| ζ β，其中Ivl為空速大小，β為側(cè)滑角，且有
全文摘要
直升機(jī)二軸式空速檢測(cè)系統(tǒng)屬于航空傳感器技術(shù)領(lǐng)域，其特征在于，含有飛碟形外殼，前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)和右側(cè)4組相互連接的氣壓管和氣壓計(jì)，以及微處理器，其中直升機(jī)二軸式空速檢測(cè)系統(tǒng)沿機(jī)身縱軸安裝在直升機(jī)下方，飛碟形外殼周圍的空速差會(huì)引起氣壓變化，微處理器通過對(duì)比前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)和右側(cè)4個(gè)氣壓計(jì)的測(cè)量值，可以測(cè)量空速傳感器周圍的氣壓變化情況，進(jìn)而可以計(jì)算出空速的大小和方向，并能同時(shí)測(cè)量前飛速度、側(cè)滑速度和側(cè)滑角。本發(fā)明通過事先實(shí)際測(cè)得的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)得到空速相對(duì)于氣壓差的數(shù)據(jù)表，可計(jì)入并避免直升機(jī)復(fù)雜流場(chǎng)的影響，以提高直升機(jī)空速測(cè)量的精度。
文檔編號(hào)G01P3/62GK102323440SQ20111014957
公開日2012年1月18日 申請(qǐng)日期2011年6月3日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月3日
發(fā)明者夏慧, 朱紀(jì)洪, 王冠林 申請(qǐng)人:清華大學(xué)