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CN1300591C - 一种飞机探头组件 - Google Patents

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CN1300591C CNB2004100974819A CN200410097481A CN1300591C CN 1300591 C CN1300591 C CN 1300591C CN B2004100974819 A CNB2004100974819 A CN B2004100974819A CN 200410097481 A CN200410097481 A CN 200410097481A CN 1300591 C CN1300591 C CN 1300591C
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Abstract

本发明提出一种飞机探头组件包括：一中空的大体上为圆锥形的其中设有压力测口的探头部件；大体上为三角形的分离叶片，具有前沿和后沿，且套入所述探头部件中；其中所述分离叶片包括沿其所述前沿的凹槽形通道并且与所述探头部件中的所述压力测口流体连通。

Description

一种飞机探头组件
本申请为中国专利申请号99807706.2的分案申请。
技术领域
本发明总体上涉及一种多功能飞机传感器探头，它根据飞机飞行剖面的气流压力条件可获得飞行数据和/或信息(例如，攻度，侧滑，飞行速度，高度和/或垂直速度)。
背景技术
公知的多功能飞机传感器探头，如在所引证的拜尔顿(Baltins)等人的US5544526号专利中公开的多功能飞机探头部件。其中，拜尔顿(Baltins)等人的US5544526号专利中的探头部件通常包括沿气流方向可旋转的探头，其上另设有基本上位于一对气压测口之间的中部的动压力测口，两个气压测口相对探头滞止线对称。还可设有一组气压输出口，且每一输出口在探头中与相应的气压测口相通。
这样，当该对测口中的气压平衡时，在输出口处与测口相通的气压基本上是P1，在宽的飞行速度范围内(例如从0.1马赫到超音速)气压P1是静态压力(大气压)的单调函数。另一方面，当气压测口中的气压平衡时，动压力测口直接测量气流压力。其结果，与动压力测口相通的动压力输出口显示最大气流压力P0，P0在飞行速度宽的范围内是总压力(冲压)的单调函数。这些压力P1和P0能够数学地转换成不带有任何依飞机的攻度和/或侧滑而定的误差的实际的总压力(冲压)和纯粹的静态压力(大气压)，能够利用探头获得攻度和/或侧滑等飞行数据信息，及主要飞行数据如飞行速度、高度和/或垂直速度。
已公开的拜尔顿(Baltins)等人US5544526号专利中的多功能探头通过在圆周上分开地设置一对测口而被改进，该对测口相应地具有测量攻度的功能和测量空气压力数据的功能。依照本发明设计的探头，尤其适合减少复杂撞击系统的影响，开发超音速飞行的探头，因此，随之改进了气流压力测量的性能。
发明内容
所以，在本发明的一个方面中，多功能飞机探头设有一个远端的探头部件，它从飞机表面向外突出，与其可操作地连接并相对其突出轴旋转地安装。在探头部件设有位于中心(即，基本上与探头的滞止线成一直线)的动压力测口，和在圆周上彼此和相对动压力测口对称地分开的一对内、外气压测口。最好是，每一外气压测口从中心的动压力测口在圆周上相互分开90°(即，在圆周上互相分开180°使得彼此的纬度相对)，同时，每一内气压测口从中心的动压力测口在圆周上相互分开45°(即，在圆周上互相分开90°)，在这种方式下，完全保持了攻度的功能而不依赖探头组件的空气压力数据测量的功能。
具体地，本发明提出一种飞机探头组件包括：
一中空的大体上为圆锥形的其中设有压力测口的探头部件；
大体上为三角形的分离叶片，具有前沿和后沿，且套入所述探头部件中；其中
所述分离叶片包括沿其所述前沿的凹槽形通道并且与所述探头部件中的所述压力测口流体连通。
特别是，本发明提出一种飞机探头组件，包括：一中空圆锥形的探头部件，其内设有动压力测口；三角形的分离叶片，具有前沿和后沿，且套入所述探头部件中；其特征在于，所述分离叶片包括槽形通道，沿所述前沿延伸并且与所述探头部件中的所述动压力测口流体连通。
所述探头部件包括排出孔，且其中所述分离叶片包括开口于所述前沿的槽形通道中的排泄凹槽，以及一排泄通道，其一端与所述排泄凹槽相通并且另一端与所述排出孔相通。
所述探头部件在其外表面上包括至少一对在圆周上分开的气压测口，所述至少一对气压测口各与动压力测口在圆周上对称地分开，且其中所述分离叶片包括一对侧向延伸的突块，其形成一与所述气压测口相通的通孔。
所述通孔是三角形的。
所述分离叶片是三角平面结构，其中所述突块从所述分离叶片的相应侧壁向外侧延伸。
本发明的这些和其他方面和改进可结合下面的最佳实施例详加描述即可清楚明了。
参照下面给出的附图，其中不同附图中相同的标号指示相同的部件，其中，
附图说明
图1是按照本发明最佳传感器部件在飞机前端的局部透视图；
图2是本发明最佳传感器部件通过飞机机身沿图1中的2-2线从靠近气流流动所以察到的放大的局部剖视图；
图2A是图2中所示的最佳传感器部件的背部局部透视图；
图3是图2中所示本发明最佳传感器部件局部分解的透视图；
图4是在本发明最佳传感器部件中所用的旋转气压测量叶片的侧面放大透视图；
图5是图4中的旋转气压测量叶片的放大的正透视图；
图6是图4中旋转气压测量叶片的顶视图；
图7是图4中旋转气压测量叶片分开的透视图。
具体实施方式
参照图1所示是按照本发明连接在前机身部分FS的具有飞机传感器探头组件10的飞机AC的局部透视图。该探头组件沿突出轴Ap突出于飞机机身FS的表面，使其与飞行气流垂直。这时，尽管由图1所示的飞机传感器探头组件10从飞机AC向下突出，但是可以理解如果需要，探头组件也可从飞机AC的侧面突出。这样，象拜尔顿(Baltins)等人US5544526号专利中所公开和要求保护的传感器部件一样，本发明的探头组件10可以任何想要的方向突出于飞机，以减小飞机多轴旋转的影响。这样，如果在尽可能减小飞机侧滑角度的影响时测量飞行的角度，则可要求将探头组件10设计成侧向突出。择一地，如果在尽可能减小飞机攻度的影响时测量飞机的侧滑角度，则可要求将探头组件设计成如图中所示的向下突出。
由本发明的探头组件10获得的气流方向/压力的数据可通过与传感器壳体14(如图2)连接的普通电子/气动路线传输给飞机上的飞行仪器和/或飞行指挥系统。因此，壳体14的内部结构和作用可依照拜尔顿(Baltins)等人的US5544526号专利中描述的，且在此省略了相同的详细说明。
如图2和3可清楚看到，探头组件10通常包括壳体14，普通的圆锥形中空的探头部件16，安装边缘14-1和分离叶片18。设置安装边缘14-1以使探头组件10可安装在与飞机的机身FS连接的支撑构件S上，这样壳体14设在机身FS中并且探头部件16沿突出轴Ap向外延伸。分离叶片18全部位于探头部件16的空腔中，并且与探头部件16作为一个单元以绕突出轴Ap旋转的方式固定在其上。
圆锥形中空的探头部件16绕探头突出轴Ap枢转地安装在壳体14上。探头部件16设有中心的动压力测口20，其与探头部件的滞止线在一条直线上(或在探头部件表面最大气流压力处)，且与探头部件的突出轴Ap一致。测口20最好是一延长的狭缝，其延长的轴线通常处于与突出轴Ap的方向一致。
一对设在近端处和一对设在远端处的气压测口22和24对应地设在探头部件16上，并且从中心的动压力测口20处在圆周上对称地分开。这时，每一测口22，24最好从测口20处在圆周上对称地分开45°(即，以使该对在近端处和在远端处的内压力测口22和24在圆周上相应互相分开90°)。每一测口22，24最好是一延长的狭缝，其纵向延伸的方向通常与突出轴Ap的方向一致。另外，如图2的部分所示，在近端处和在远端处的测口22，24在纵向互相在一条直线上。
一对外气压测口26也设在探头部件16上。最好是，每一外气压测口26从中心的动压力测口20处在圆周上对称地分开90°(即，使气压测口26实际上在探头部件16的外表面上彼此的纬度相对)。如图2所示，该对外气压测口26相对置于远端处的成对测口22和24邻近地位于探头部件16的外表面上。如前面讨论的测口20、22和24一样，测口26最好是延长的狭缝，其纵向延伸的方向通常与突出轴Ap的方向一致。因此，每一测口20、22和24最好是锥形的且朝向圆锥形探头部件16的尖顶端。就是测口20、22和24是锥形延伸的，以至具有基本上恒定的夹角，也就是说，其锥度与探头部件16的锥度相同。
分离叶片18如图4-7可更清楚地表示。其中，分离叶片18最好呈整块的三角形的形状结构，其尺寸和大小在其汇聚的前沿32和后沿34之间，相应地，使其紧密地固定在探头部件16圆锥形的内部。因而，分离叶片18的尖顶端设有圆锥形部分30，它与探头部件16在其相应尖顶端的内表面相对。
分离叶片18的前沿32设有伸长的前沿槽形通道36，当分离叶片18与探头部件16接合时该通道36与中心的动压力测口20在一条直线上且流体连通。在前沿槽形通道36中的压力状况通过通道36-1与压力检测部件(例如，要么包含在壳体14中，和/或包含在飞机上的飞行系统中)相通。因此，管状导管36-2最好插入通道36-1中以便于与未示出的有关的压力检测元件连接。
在其前沿32和后沿34之间设有一对相对的从分离叶片18的每一侧壁向外延伸的侧突块38。侧突块38的外表面是凸圆曲线表面38-1，其母线与圆锥形探头部件16内表面的一致。尤其是，当分离叶片18安装探头部件16中时，突块38的表面38-1与探头部件16内部接触。在终止的凸圆曲线表面38-1和探头部件16之间的接触容许电阻产生的热传导给探头部件16，以防止在飞行过程中在测口26附近积冰。
侧突块38共同形成了大体上为三角形的通孔38-2，它在两表面38-1之间相对分离叶片38的平面横着延伸(即在相对前沿32和后沿34之间)。当分离叶片18位于中空的探头部件16中时，外气压侧口26与通孔38-2在一条直线上且流体连通。由外气压侧口26检测并且存在于此流体连通的通孔38-2内的压力状况，可通过管状导管38-3(如图7所示)传输给飞机上有关的压力传感器和/或压力仪器。
一对平面侧叶片40基本上垂直于分离叶片18两侧延伸。其终止边缘40-1是凸圆弧形曲线，以使其与邻探头部件16的圆锥形内表面的母线相一致。因此，当分离叶片18套入探头部件中时，这些凸圆弧形的终止边缘40-1与中空探头部件16的内表面相接触。终止边缘40-1和探头部件16之间的接触允许电阻产生的热传导给探头部件16，以防止测口22和/或24附近积冰。另外，显然侧叶片40位于探头部件16中的邻近气压测口22的下部。
在分离叶片18三角形基体附近设有带排泄凹槽42的前沿槽形通道36。设在靠近分离叶片18的后沿处的一对对称的侧向延伸的楔形部件44包括相应的排泄通道46。每一排泄通道具有一个开口于排泄凹槽42中的端口46-1(如图7所示)，和一个邻近端口46-2(如图6所示)，与在探头部件16的尾侧(如图2A所示)的排出孔48在一条直线上。
分离叶片18的基体上设有一长形键50，它在前沿32和后沿34之间延伸。键50的尺寸和装配与和其连接的罩在基体14中的内部的有关部件的对应狭槽(未示出)相配合。
值得一提的是在分离叶片18和中空的圆锥形探头部件的内表面之间形成的压力腔与内气压测口22、24流体连通。该腔由未示出的装置经壳体14与飞机上的压力传感器压力仪器连接。以类似的方式，由前沿通道36和通孔38-2形成的腔可经壳体14与飞机上的压力传感器压力仪器连接。探头部件的旋转的电信号指示同样也可通过普通的电缆连接，其类似的方式已在上述拜尔顿(Baltins)等人US5544526号专利中描述。
本发明的传感器探头组件10以普通的圆锥几何结构被图示和描述的同时，可以理解这是本发明的最佳实施例，并不作为对本发明的限制。本发明的传感器探头组件10可设计成其它非圆锥形几何结构，如圆柱形，三维曲线的结构等等。本领域的技术人员根据所需探头的用途环境和/或作用在满足上述条件下可选择精确的几何形式设计探头组件10。
因此，依照多次试验和最佳实施例描述本发明的同时，可以理解本发明不限于公开的实施例，相反，想要进行的各种改进和等同的装置包括在附加的权利要求的构思和范围中。

Claims (5)

1、一种飞机探头组件(10)，包括：
一中空圆锥形的探头部件(16)，其内设有动压力测口(20)；
三角形的分离叶片(18)，具有前沿(32)和后沿(34)，且套入所述探头部件(16)中；其特征在于
所述分离叶片(18)包括槽形通道(36)，沿所述前沿(32)延伸并且与所述探头部件(16)中的所述动压力测口(20)流体连通。
2、根据权利要求1所述的飞机探头组件，其中所述探头部件(16)包括排出孔(48)，且其中所述分离叶片(18)包括开口于所述前沿(32)的槽形通道(36)中的排泄凹槽(42)，以及一排泄通道(46)，其一端与所述排泄凹槽(42)相通并且另一端与所述排出孔(48)相通。
3、根据权利要求1所述的飞机探头组件，其中所述探头部件(16)在其外表面上包括至少一对在圆周上分开的气压测口，所述至少一对气压测口各与动压力测口(20)在圆周上对称地分开，且其中所述分离叶片(18)包括一对侧向延伸的突块(38)，其形成一与所述气压测口相通的通孔(38-2)。
4、根据权利要求3所述的飞机探头组件，其中所述通孔(38-2)是三角形的。
5、根据权利要求4所述的飞机探头组件，其中所述分离叶片(18)是三角平面结构，其中所述突块(38)从所述分离叶片的相应侧壁向外侧延伸。
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