專利名稱：皮托靜壓管的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及確定飛行器的飛行參數或其他處理液體和氣體流動的科技領域。
飛行參數的測量在飛行器(FV)的航空力學和空氣動力學中是最重要的問題之一。目前采用皮托靜壓管(PST)測量飛行參數(流動參數)，它們往往直接裝在飛機的機身上或其他某些飛行器的機體上，以及它的實際測量接近二維流動的當地流動參數。通常，有些測量當地流動參數的PST裝在飛行器上。真正的飛行參數以在先的標定為基礎確定。
由WO94/02858已知一種皮托靜壓管。已知的PST安裝在FV的機體或機身上并有一圓柱形管，圓柱管裝在一有彎曲的前緣及后緣的支柱上，當從支柱的基底起向管子接近時前緣和后緣匯合。支柱的前緣可以是圓形的。皮托靜壓管在管的前緣內有感受總壓的孔，而感受靜壓的孔在離管前緣的一定距離處。此皮托靜壓管有一防止結冰的加熱器。但此PST不能應用于確定迎角，因為PST沒有用于感受可借助它們測量迎角的壓力的孔。嚴格地說，由94/02858可知，此皮托靜壓管并非設計用于這些目的。此外，在測視圖中看支柱，由于置入此皮托靜壓管導致劇烈地增加支柱橫截面型面的相對厚度，而與此同時保持為構成空氣通道和用于加熱器所需的內部容積不變。在高亞音速(馬赫數M=0.8-0.9)的情況下，這導致提前發(fā)生局部激波以及劇烈增加這種皮托靜壓管的激波阻力。
由RU2000561已知另一種裝置用于確定總壓Po、靜壓Ps并因而也確定馬赫數M、以及確定迎角α。該裝置設計成前部成夾角的板狀體，它的上表面垂直于旋轉軸線并設有測量靜壓的孔。在板后部的上表面中設一有直的前緣的半翼，前緣垂直于板的上表面以及在其端部設一總壓探頭。測量迎角的孔設在半翼直的前緣上。測量靜壓的孔、總壓探頭以及測量迎角的孔借助相應的空氣通道與壓力轉換器連接。此裝置還配置一機體角位移變換器。測量靜壓的孔可以設在一個與板的上表面齊平的不旋轉的盤上。實際上，在此裝置內部組合了氣動-角變換器和皮托靜壓管的功能。所述的裝置有一些缺點。首先，設計復雜，這主要是由于裝置旋轉引起的。因此，它必須配備摩擦系數非常小的軸承，這是裝置的靜態(tài)和動態(tài)平衡所必需的。此外，必須配備機體的角位移變換器。實際上從第一個缺點引發(fā)的此第二個缺點增加了設計的重量。此裝置還有一個缺點在于，由于它的設計特點，它不可能借助于不旋轉的空氣通道將總壓傳送給飛行器的機身，不同的用戶，但往往存在這種需要。將壓力從裝置的旋轉部分傳送給不旋轉的部分需要采用特殊的密封裝置，從而導致設計的復雜化，增加其重量，增大摩擦力矩，因而導致增大這種裝置起動工作時的最小速率值。
US4378696說明了一種機身的PST，用于確定飛行(流動)參數迎角α、總壓PO和靜壓Ps并因而馬赫數M，它是一個細長的包括一圓錐形或卵形頭部的軸向對稱體，在那里設有感受總壓的孔，此頭部匯入一圓柱體，圓柱體表面設感受靜壓的孔。此外，此圓柱形表面匯入一錐形表面，在錐形表面上設感受壓力的孔，根據此壓力確定迎角，之后，再次匯入一圓柱形表面。為了固定在FV的機身上或機體上，此皮托靜壓管有一支柱，它的橫截面有一種帶銳的前緣的透鏡狀型面。
此已知PST的缺點有-增大了軸向對稱體的總尺寸；-設計復雜；-增大了氣動阻力；-增大了防冰系統所需要的加熱功率；-設在錐形部分(以及打算角來確定α)的孔中的壓力測量就迎角而論靈敏度低，從而導致在確定迎角時大的誤差；以及-增加了設計重量。
造成這些缺點的原因如下1．此PST有一個大的軸向對稱體中間截面。在這里，中間截面大的尺寸是由兩個情況造成的。
首先，軸向對稱體的圓柱形部分匯入錐形部分，在錐形部分上設有感受用于確定迎角的壓力的孔。為了根據迎角提高借助于這些孔感受壓力的靈敏度，錐角必須足夠大，這就導致必須顯著增加在該錐形部分下游軸向對稱體的直徑。第二個情況在于，雖然借助于它們確定總壓、靜壓和迎角的壓力的測量孔分散在所描述的結構內，但它們仍全都處于同一個軸向對稱體上。在其內部必須布設從所有已指出的孔組出發(fā)的空氣通道以及還有防冰系統的管式電熱器(TEHS)?？諝馔ǖ篮蚑EHs的直徑不能小于某個最小值，此最小值對于空氣通道取決于流體動力學滯后量，而對于TEHs則取決于熱通量密度和加熱器表面溫度的最大值。其結果是高的設計飽和度，換句話說導致PST軸向對稱體設計的高度復雜性。
所說明的這些情況均使中間截面的面積增大，并因而增加設計重量、氣動阻力以及防冰系統的功率。還須指出，從圓柱部分過渡到錐形部分，然后再過渡到圓柱部分，會導致錐形部分的下游流動分離和提早出現(按照馬赫數)局部激波。這些又必然使氣動阻力增大。此外，軸向對稱體直徑增大以及它與支柱連接的部分非最佳的形狀，也會在支柱透鏡狀氣動型面最大厚度輪廓下游，在PST軸向對稱體收縮的尾部的連接區(qū)內，產生不利的氣動干擾(流動分離和提早出現激波)。這同樣會使這種PST的氣動阻力有某些增加。
2．軸向對稱體的長度大。這是由于全部三組孔都設在軸向對稱體上用于測量總壓、靜壓和迎角。在這種情況下，用于測量靜壓的孔必須處在離支柱足夠遠的地方，使靜壓的測量是準確的(無需引入修正)和實際上可不考慮來自支柱的超壓。這就導致顯著增加軸向對稱體的長度。眾所周知，飛行器上結冰首先發(fā)生在毗鄰氣流減速的區(qū)域內。(例如參見Bragg M.B.,Grigoreh G.M.,Lee J.D. AirfoilAerodynamic in Icing Conditions.J.Aircraft,vol.23,N1,1986)。在PST的軸向對稱體上，這一區(qū)域是前緣區(qū)；以及，在迎角不等于零的情況下，這一區(qū)域還在PST軸向對稱體迎風部分上氣流伸展線附近。因此，相當粗大的管式電熱器設在這種細長的軸向對稱體內部沿其全長。這導致顯著增大加熱所需的功率，以及還附加地增加設計重量，因為TEHs相當重。
還應指出，在PST軸向對稱體上存在的錐形部分會導致在位于前部的圓柱部分上產生附加的超壓效應，在那里設有測量靜壓的孔。其結果是，為了精確地確定(無需引入修正)靜壓，要求將感受靜壓的孔定位在離此錐形部分足夠遠的地方。這就有必要進一步增加軸向對稱體的長度，從而也在一定程度上附加地增大設計重量，以及需要更大的功率用于電加熱防冰系統。
3．布設在PST支柱的里面用以防止支柱前緣結冰，并因而避免冰對軸向對稱體上的壓力測量產生影響的電熱器沒有得到充分有效地利用，因為它們加熱支柱，而在支柱上并沒有設置測壓孔。這導致顯著增加重量和電功率消耗量。
本發(fā)明的目的是克服上面列舉的缺點。
在技術上的成果包括下列各項-減少PST支柱和軸向對稱體的氣動阻力；-減少防冰系統加熱所需要的功率；-簡化設計；-減小軸向對稱體的總尺寸；以及-減輕設計重量。
這些技術成果的獲得是借助于，將皮托靜壓管，它包括三組用于確定總壓、靜壓和迎角的孔、一個軸向對稱體和一個支柱用于連接設在它們之間的空氣通道以及防冰系統電熱元件，在結構上設計為，將測量靜壓用的孔布置在支柱上游的板上。
將確定迎角的孔設在支柱上是有利的。這些孔在該支柱上設在其前緣與其最大厚度部位之間。因此，這些孔被設在一個X=0…Xc的區(qū)域內，其中Xc是最大厚度位置。Xc由下列方程確定C(Xc)≥C(X≠Xc)式中C(X)是在距型面前緣的距離X處的型面厚度。
為了更多地減少皮托靜管殼體的氣動阻力，軸向對稱體的尾部可終止在支柱的最大相對厚度區(qū)內并與支柱的氣動型面光滑連接。
從設計考慮或從空氣動力學考慮，有時有利的是在FV的一個地點測量FV上的靜壓，以及在另一地點測量總壓和迎角。在這種情況下為了測量可以采用所建議的機身皮托靜壓管，其中，帶有測量靜壓的孔的板在結構上與軸向對稱體和支柱分開設計。
為了應用于FV的超音速飛行狀態(tài)，當所需要測量的迎角范圍很窄時，支柱的橫截面可有帶銳的前緣的氣動型面。
為了應用于在亞音速的M數狀態(tài)飛行的FVs，支柱的橫截面可有帶圓形前緣的亞音速氣動型面。
為了擴展迎角的測量范圍，支柱的外表面可采用圓柱面形狀。
為了進一步擴展迎角的測量范圍，測量迎角孔可布置在支柱上從其前緣起最多到最大厚度處。
為了更多地減少防冰系統所需的功率，防冰系統的電熱元件可朝支柱的前緣偏移。
在優(yōu)選的實施例中，確定迎角的孔設在支柱上相對于支柱基底在軸向對稱體的上方。這種布局允許-提高確定迎角的精度；以及-提高跨音速流動狀態(tài)下靜壓測量的精度。
此外，上述布局允許減小側滑角對局部迎角測量的影響。這是由于所述的FV的側滑引起的軸向對稱體的尾渦沒有落入迎角的測量孔內。
因為用于零迎角的PST和對于高亞音速或超音速飛行狀態(tài)，軸向對稱體的氣動阻力正比于中間截面的面積，假如它與先有技術的PST有相同的形狀，則PST氣動阻力的降低也與先有技術的PST和此所建議的PST的軸向對稱體直徑的平方差成正比。然而，由于在所建議的PST的軸向對稱體的形狀中并沒有象在先有技術PST的情況下那樣的附加的臺階(連續(xù)增厚的錐形臺階)，所以既沒有在軸向對稱體上的氣流分離，也不會在錐形臺階下游出現激波。因此在更大程度上降低了氣動阻力。在大迎角的情況下，由于所建議的PST軸向對稱體的長度比所列舉的先有技術PST例子中的短得多，所以阻力的減少同樣十分明顯。因為在所建議的PST的情況下，設有靜壓測量孔的板不存在結冰的條件(在它上面沒有流動減速區(qū))因而不需要供應電能，以及加熱其上設有確定迎角的孔的支柱所需的功率大體上與加熱先有技術PST的支柱所需的功率相等，所以加熱所建議的PST所需功率的減小量可通過用于加熱軸向對稱體的功率的減少來確定。此減少量正比于先有技術PST與所建議的PST軸向對稱體外表面面積之間的差值(假定它們的表面溫度一樣)。因為加熱先有技術PST軸向對稱體所需的功率近似等于加熱支柱所需的功率，其結果是，按照近似計算，所建議的PST上電熱器所需的功率與先有技術的PST相比可大約下降50％。因為在板上的用于測量靜壓的孔無需引入超壓修正并基于支柱有后掠角，所以與先有技術PST在軸向對稱體上的相應的孔相比，可以顯著減少其相對于PST支柱基底的錯開量，所建議的PST的板和軸向對稱體的重量，如預先的設計研究所表明的那樣，可以大約等于先有技術PST軸向對稱體外殼的重量。因此，所建議的PST設計重量的減少只是憑借于減小了在軸向對稱體內加熱器的質量。重量的這一減少大約為PST重量的15-20％。
若軸向對稱體的結構設計為使它的尾部終止在支柱的最大厚度區(qū)內并與支柱光滑地連接，則避免軸向對稱體與支柱的相互干擾，以及由于沒有附加的擴壓器因而進一步顯著減少PST的氣動阻力。在考慮到設計、空氣動力學或其他方面的情況下，FV上的板應在機身上設在實施靜壓測量的地方，而PST的支柱和軸向對稱體應位于不同的地方，帶有測量靜壓的孔的板與軸向對稱體和支柱分開設計。為了進一步減小超音FVs的阻力，當所需測量的迎角范圍很窄時，支柱的橫截面可有帶銳的前緣的氣動型面。當PST應用于在亞音速馬赫數M狀態(tài)下飛行的FV上，為了進一步減少阻力和擴展迎角的測量范圍，支柱的橫截面可有帶圓形前緣的特殊的亞音速氣動型面。為了進一步擴展迎角的測量范圍，支柱的外表面可以是圓柱面的形狀。為了進一步擴展迎角測量范圍，測量迎角的孔可以設計在支柱上離開其前緣最多到最大厚度的地方。因為電熱元件朝支柱前緣偏移，所以與先有技術的PST相比進一步顯著減少無效的熱損失，以及降低加熱所需的功率。
為了提高在跨音速流動速度下確定靜壓的精度，支柱的氣動型面可有一出口段，在出口段上設至少一個附加的用于引出靜壓的孔。
為了簡化設計和減少氣動阻力，支柱可以是FV實際上的氣流框架構體本身。
通過在迎角改變時對在氣動型面上測量的壓力值的影響顯著地高于對在錐面上測量的壓力值的影響，使所建議的PST角度測量的誤差比先有技術PST的小得多，尤其在孔靠近它設置的情況下。
此外，由于將測量迎角的孔從軸向對稱體轉移到支柱上，所以顯著簡化了軸向對稱體的設計和減小了它的直徑和氣動阻力。
支柱氣動阻力的減小通過采用恰當的(亞音速或超音速)氣動型面達到。由于防冰系統的電熱器朝支柱型面的前緣偏移，面前緣最容易發(fā)生結冰，所以有可能顯著減少加熱所需的功率。因為在氣動型面出口段的區(qū)域內不存在壓力跨音速穩(wěn)定化的現象，所以在出口段內設用于引出靜壓的孔可以顯著提高在跨音速流動速度的情況下壓力的測量精度。將引出靜壓的孔布置在機身表面的專用板上，也大大簡化了PST的設計，以及可以減少防冰系統所需要的功率，因此，顯著簡化了軸向對稱體，而此板不象軸向對稱體那樣容易結冰。
下面借助附圖表示的舉例說明本發(fā)明，其中

圖1按本發(fā)明優(yōu)選地安裝在中型旅客機上的PST第一種實施例側視圖；圖2圖1所示PST俯視圖；圖3沿圖1中線A-A的剖面；圖4所建議的PST改型之一，它有一軸向對稱體，其尾部終止在支柱的最大厚度區(qū)并與支柱光滑連接；圖5沿圖4中的線A-A的剖面；圖6沿圖4中的線B-B的剖面；圖7沿圖4中的線C-C的剖面；圖8所建議的PST的一種改型，其中有測量靜壓的孔的板與軸向對稱體和支柱分開設計；圖9圖8所示PST俯視圖；圖10沿圖8中的線A-A的剖面；圖11所建議的PST的第一種改型，其支柱就前緣而言有第一種后掠角；圖12所建議的PST第二種改型，其支柱有第二種后掠角；圖13所建議的PST第三種改型，其支柱有第三種后掠角；圖14至19支柱型面的不同方案；圖20本發(fā)明另一種實施例的側視圖；圖21沿圖20中的線A-A的剖面；圖22圖20所示PST俯視圖；圖23本發(fā)明另一種實施例的側視圖；圖24按本發(fā)明的皮托靜壓管不同的實施例沿圖20中的線A-A的剖面；圖25沿圖24中線A-A的剖面；圖26沿圖25所示PST俯視圖；圖27標定斜率的出數關系舉例，以及圖28比值P44/P30隨馬赫數的變化。
圖1至10表示的皮托靜壓管包括在其頭部的軸向對稱體1，在這里設一確定總壓的孔2。防冰系統的TEHs3位于軸向對稱體1內部。軸向對稱體1固定在支柱4上，在支柱上設有確定迎角的孔5、6，以及TEHs7布置在支柱4內部。PST有一板8，它可以連接在凸緣9上，或它同時也是凸緣9，凸緣用于將支柱4和板固定在FV的機身上測量靜壓的孔10設計在板8內。壓力從孔2、5、6、10通過空氣通道11和管嘴導出PST,PST軸向對稱體1和支柱的加熱通過電接插種13借助于電熱器3、7實現。
如圖4、5和14至19所示，孔5、6設在支柱4上在支柱前緣與支柱最大厚度的位置Xc之間。
皮托靜壓管按下述方式工作。被孔2、5、6、10感受到的壓力通過管嘴12傳給轉換器，它將壓力轉換成電信號。這些電信號發(fā)送給信號處理單元，在那里根據標定的關系確定流動(飛行)參數Po、Ps、α。通過電接插件13向TEHs3供電能以免結冰，結冰會使測量結果嚴重失真或導致孔被堵塞和PST失效。電的TEHs3和7加熱軸向對稱體和支柱4的外殼，以及也加熱了空氣通道11，它們通常用導熱特別好的材料(例如鎳)制成。TEHs的功率和供入的電能功率選擇為能防止軸向對稱體1和支柱4的表面以及孔2、5、6內結冰。
為了通過改善軸向對稱體1與支柱4之間的相互影響進一步降低空氣動力阻力，軸向對稱體的尾部終止在支柱最大厚度區(qū)內并與之光滑連接，如圖4至7所示。
必要時，從設計或氣動布局考慮，帶測量靜壓的孔的板8可與軸向對稱體1和支柱4分離地設計在擬用此PST的機身上，如圖8和9所示。
PST的設計參數和氣動參數的選擇根據PST工作范圍和測量精度的要求以及FV的飛行狀態(tài)。PST的高度h(見圖11-13)按這樣的方式選擇，即，將感受總壓的孔安排在附面層邊界之外。在板上測量靜壓的孔相對于支柱的錯開量ls選擇為使來自支柱的超壓不會影響測量，也不產生任何可能的干擾(例如在跨音速和超音速飛行狀態(tài)的激波)。測量迎角α的孔5、6的高度hα的選擇也考慮到沒有干擾。若PST只打算在超音速和在迎角很小的狀態(tài)下工作，則型面可有朝前緣削尖的透鏡狀或卵形。圖14至17表示了若干可能的支柱橫截面。用于亞音速則可采用帶圓形前緣的型面，它與其相應的例如借助于馬赫數M表示的工作狀態(tài)相協調。根據型面的特征和工作條件，支柱的前緣也選擇為有一后掠角X(見圖11至13)。
為了例如擴展迎角的測量范圍，在速度很低時支柱橫截面的型面可尤其有橢圓或圓形截面。
圖1至3表示了優(yōu)選地安裝在中型干線旅客機或運輸機上的本發(fā)明PST的一種實施例。
在圖20至26中表示的皮托靜壓管包括一個在其前緣部分內的軸向對稱體29，它設有一測量總壓的孔30。在軸向對稱體29內部有防冰系統的管式電熱器(TEHs)32。軸向對稱體29固定在支柱33上，確定迎角的孔34、35相對于支柱33的基底設在軸向對稱體29上方，以及TEHs36設在支柱33里面。為了備用可將一些孔34、35分別布置在支柱橫截面的上表面和下表面上。上述這些孔設在前緣與最大厚度位置之間。PST可借助凸緣37固定在機身上。來自孔30、34、35的壓力通過空氣通道38和管嘴39引出PST，以及PST的軸向對稱體和支柱的加熱借助電接插件40通過電熱器32、36實施。靜壓借助于設在支柱33上游的板內的孔44確定。
此皮托靜壓管按下述方式工作。被孔30、34、35、44感受到的壓力通過管嘴39傳給轉換器，它將壓力轉換成電信號。這些電信號發(fā)送給信號處理單元，在那里根據標定的關系確定氣流(飛行)參數Po、Ps、α。通過電接插件40向TEHs32和36供電能以免結冰，結冰會使測量結果嚴重失真或導致孔被堵塞和PST失效。TEHs32和36加熱軸向對稱體29和支柱33的外殼，以及也加熱了空氣通道11，它們通常用導熱特別好的材料(例如鎳)制成。TEHs的功率和供入的電能功率選擇為能防止軸向對稱體29和支柱33的表面以及孔30、34、35、44內結冰。
為了簡化軸向對稱體的設計以及為了進一步減少PST的TEHs消耗的功率，用于導出靜壓的孔44(圖20至26)設在板45上，板45可安裝在FV的機身上。
為了減少防冰系統的TEHs需要的功率，它們可以朝支柱的前緣部分偏移，因為那里最容易發(fā)生結冰(圖20)。
圖23表示PST另一種實施例，它有一個其上設有至少一個引出靜壓的孔41的出口段?？?1通過空氣通道42與管嘴連接并用于在馬赫數1的附近提高靜壓測量的精度。先有技術的PST包括設在軸向對稱體上的靜壓力，它們易發(fā)生壓力穩(wěn)定化。
出口段內的壓力不易發(fā)生穩(wěn)定化現象(圖28)，以及靜壓根據預先完成的標定校準。
圖24至26表示所建議的皮托靜壓管實施例的一種改型，它優(yōu)選地用于中型干線旅客機或運輸機。
在所有的實施例中表示的布置在支柱兩個表面上的孔均允許實施可靠的測量，即使其中一個或幾個孔被堵塞。因此，與可能的不正常工作無關，總能確定總壓Po、靜壓Ps以及迎角α。
圖27表示所建議的PST以及先有技術的PST用于確定迎角的標定斜率Xα=(P6-P7)/(P2-P3)的函數關系舉例，在先有技術的PST中確定迎角用的孔布置在軸向對稱體的錐形部分上，式中Pi是在相應的孔內測得的壓力。數字2和3表示設在軸向對稱體前緣部分內和圓柱體表面上的孔，兩者既設在所建議的PST上也設在先有技術的PST上；數字6和7表示布置在所建議的PST的支柱上或先有技術PST軸向對稱體錐形部分上的孔。
圖28表示測得的壓力比P44/P30隨馬赫數的變化，其中P44在支柱上游的板上，P30在軸向對稱體的頭部內；以及還表示了比值P41/P30隨馬赫數的變化，其中P41是在支柱空氣動力學型面出口區(qū)內的壓力。
采用本發(fā)明可達到下列目的-簡化設計；-減小軸向對稱體的總尺寸；-降低氣動阻力；-減小PST防冰系統所需的功率；-降低重量；以及-提高迎角的測量精度。
下面對此給以說明。假定支柱的基本設計、幾何結構和氣動參數(高度、后掠角、型面及其相對厚度)，對所建議的PST與先有技術的舉例保持相同，因為完成的設計研究表明了這種假定的可能性。
1．之所以能簡化設計是由于一些用于壓力(以此為基礎確定迎角和靜壓)引出的孔組并不是布置在PST的軸向對稱體上，而是分別設在PST的支柱和板上。PST的設計飽和度(design saturation)很高，因為空氣通道要從每一個已指明的孔組出發(fā)，以及防冰系統的電熱元件仍須設在軸向對稱體及支柱內部。測量迎角和靜壓的孔從軸向對稱體轉移到支柱和板上帶來的結果是降低了設計的飽和度，以及，軸向對稱體和包括支柱在內的整個所建議的PST的結構大大簡化。
2．由于用于確定迎角和靜壓的壓力引出孔從軸向對稱體轉移到支柱和板上，所以明顯減小了軸向對稱體的直徑d(圖1)。完成的設計研究表明，所建議的PST軸向對稱體的直徑d，與先有技術的PST(假定內部通道及電熱元件直徑相同)相比，大約可減小1.5-2倍，而軸向對稱體的長度1可減少8-10倍。
3．軸向對稱體的氣動阻力可表示為公式D=cxqs，式中Cx是阻力系數，q是動壓，以及S是特征面積。對于超出特征尺寸范圍的PST軸向對稱體，可以采用由S=πd2/4給定的中間截面面積，其中d是中間截面直徑。因此，若所建議的PST的軸向對稱體的幾何結構與先有技術PST的軸向對稱體類似(亦即保持相同大小的Cx)，那么在給定相同的動壓(亦即給定相同大小的速度V和馬赫數M)時，由于直徑d減小1.5-2倍(見上面第2條)，所建議的PST的軸向對稱體的阻力將減少約2-2.4倍。然而，由于所建議的PST的軸向對稱體的形狀，不象在先有技術的PST的情況中那樣直徑逐漸增大的錐形部分有附加的臺階，因此在它上面沒有氣流分離，在錐形部分下游也沒有發(fā)生任何激波。因此，計算表明，所建議的PST的軸向對稱體阻力系數Cx還可減小約7-10％。其結果是，所建議的PST的軸向對稱體X的阻力在α=0時減小約2.5-4.5倍。在迎角不等于零時，軸向對稱體的氣動阻力也可以因為其長度減少(8-10倍)而顯著減小。計算表明，在這種情況下軸向對稱體阻力可望減小5-7倍。
所建議的PST氣動阻力，通過使軸向對稱體的尾部終止在支柱最大厚度區(qū)內并與之光滑連接，可保證得到進一步的降低。在這種情況下，通過設計PST軸向對稱體易發(fā)生干擾的尾部與支柱的結構，可以收到良好的效果。因為，在這種情況下，在軸向對稱體漸縮的尾部的連接區(qū)內和所連接型面的尾部沒有附加的擴壓段，因此成功地做到避免發(fā)生氣流分離和局部激波。計算表明，帶來的結果是整個PST的阻力可再降低10-15％。
通過為PST的支柱選擇特殊的氣動型面可以實現進一步降低氣動阻力，這些型面應與FV相應的基本飛行狀態(tài)相協調(超音速狀態(tài)支柱氣動型面用銳的前緣，或亞音速狀態(tài)用圓的前緣)。
4．所建議的軸向對稱體防冰加熱系統所需要的功率，與先有技術的PST軸向對稱體相比也可以大幅度地下降。當軸向對稱體散熱相同和表面溫度相同時所需要的功率正比于其側面積πdl，換句話說，線性地取決于PST的直徑d和長度l。因為，根據第2條，所建議的PST的軸向對稱體的直徑d可以減少1.5-2倍和它的長度可以減少8-10倍，所以軸向對稱體防冰系統所需功率，與先有技術的PST的軸向對稱體相比，可以降低12-20倍。
因為在所建議的PST中不需要供能量去加熱測量靜壓的孔所在的板，這是由于在那里不存在結冰的條件(在板上沒有氣流減速區(qū))，而加熱支柱所需要的功率大體與加熱先有技術的PST的支柱所需功率相等，所以，由加熱軸向對稱體需要的功率減少，便可以確定加熱器所需功率的下降量。然而，由于加熱先有技術的PST的軸向對稱體所需功率大約等于加熱支柱所需要的功率，因此，按照近似計算，在所建議的PST上電熱器所需功率，與先有技術的PST相比，可降低大約50％。
此外，通過將TEHS朝支柱前緣偏移，可以實現減少加熱PST所需的功率，因為使它處于一個鄰近最容易在它上面結冰的前緣的區(qū)域。
5．因為在板上用于測量靜壓的孔相對于PST支柱的基底的錯開量(不致引入超壓修正)，由于其有后掠角，與先有技術的PST在軸向對稱體上的相應的孔相比可以顯著減小，所以，如通過預先的設計研究表明的那樣，所建議的PST板和軸向對稱體的重量大體等于先有技術PST軸向對稱體外殼的重量。其結果是，所建議的PST設計重量的減少僅憑借減小在軸向對稱體內的加熱器的質量發(fā)生。重量的這一減小大約為PST重量約15-20％。
6．與先有技術的PST相比，在所建議的PST上迎角測量精度的增加，是借助于將引出壓力以確定迎角的孔設在橫截面為氣動型面狀的支柱上，而不是設在軸向對稱體的錐形部分上達到的。從圖27所示以實驗數據為基礎得出的斜率(α)的函數關系可以看出，在迎角α=0-20°范圍內孔在氣動型面上時得出的導致遠大于(≈5倍)將孔設在軸向對稱體錐形表面上的先有技術的PST得出的導數。在確定迎角時的誤差可寫為公式δα=dα/dxα*δp/q，式中q是動壓，δp是壓差P35-P34的測量誤差。因此，當M=0.2時在實際壓力轉換器內P=0.15mm汞柱的誤差，在迎角指示范圍內迎角的測量誤差，在所建議的PST中其量為0.08°，但對先有技術的PST而言為0.4°?？梢?，對于所建議的PST而言確定迎角的精度提高了5倍。
7．因為在所建議的PST上有可能由支柱氣動型面的出口段側面選擇基準壓力，而且此基準壓力是馬赫數的單調函數以及不易發(fā)生跨音速穩(wěn)定化現象(比較圖28中數字P41/P30和P44/P30的變化特征)，所以，如實驗所示，有可能在給出的所建議的PST方案中提高M≈1.0時靜壓測量的精度。
因此與先有技術的PST相比，由計算和設計以及設計研究得出的結果清楚地表明，指出的全部所建議的PST的參數和性能的優(yōu)越性。
由于通常有若干個這種PST裝在飛機上，從而導致明顯地減輕重量和減小氣動阻力以及節(jié)省所需的電能。
權利要求
1．皮托靜壓管，包括三組用于確定總壓、靜壓和迎角的孔，一個軸向對稱體和一個用于連接到設在它們之間的氣動通道以及電熱元件的支柱，其特征為測量靜壓的孔設在上述支柱上游的板上。
2．按照權利要求1所述的皮托靜壓管，其特征為測量迎角的孔設在該支柱上。
3．按照權利要求1或2所述的皮托靜壓管，其特征為該軸向對稱體終止在支柱最大厚度的區(qū)域內并與之光滑連接。
4．按照前列任一權利要求所述的皮托靜壓管，其特征為帶有測量靜壓用的孔的板與軸向對稱體和支柱分開設計。
5．按照前列任一權利要求所述的皮托靜壓管，其特征為所述支柱橫截面有一種帶銳的前緣的超音速氣動型面。
6．按照權利要求1至4中任一項所述的皮托靜壓管，其特征為所述支柱橫截面有帶圓形前緣的亞音速氣動型面。
7．按照權利要求1至4中任一項所述的皮托靜壓管，其特征為該支柱的外表面是圓柱形表面。
8．按照前列任一權利要求所述的皮托靜壓管，其特征為在支柱上用于測量迎角的孔布置在從其前緣起直至氣動型面的最大厚度處。
9．按照前列任一權利要求所述的皮托靜壓管，其特征為在支柱內部的電熱元件朝其前緣錯移。
10．按照前列任一權利要求所述的皮托靜壓管，其特征為該確定迎角的進口孔設在支柱上相對于支柱基底在軸向對稱體的上方。
11．按照前列任一權利要求所述的皮托靜壓管，其特征為該支柱提供一出口段，在出口段上至少設有一個附加的用于引出靜壓的孔。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種皮托靜壓管,包括三組確定總壓、靜壓和迎角的孔(2、5、6、10),一個軸向對稱體(1)和用于連接到設在它們之間的氣動通道和電熱元件的支柱(4)。為減小皮托靜壓管的氣動阻力和防冰系統加熱所需的功率,將測量靜壓用的孔(10)設在支柱(4)上游的板(8)上。此布置還附加地簡化了設計以及減輕設計重量。
文檔編號G01L19/00GK1303479SQ99806570
公開日2001年7月11日 申請日期1999年5月26日 優(yōu)先權日1998年5月26日
發(fā)明者Y·S·沃茲戴夫, H·G·克勒, M·A·戈洛夫金, V·A·戈洛夫金, A·K·潘克拉托夫, A·A·葉夫列莫夫 申請人:N·E·朱可夫斯基教授中央航空流體力學學院, 日出航空附件公司, 北方微電子精密儀器股份公司