第10章-空速管、迎角、总温测量last(1)(1)

航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室10.1迎角测量10.2总压管及其特性10.3静压管及其特性10.4总温测量第10章空速管、迎角及总温测量航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量1、定义（空速管、总压、静压、迎角、总温）2、空速管的作用及测量原理、结构形式、安装位置等3、迎角的测量方法4、总温的测量方法航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量空速管也叫皮托管、总压管、总-静压管。英文是Pitottube。由法国H.皮托发明而得名。它是感受气流的总压（也称全压）和静压，以确定气流速度的一种管状装置，并将测得的压力数据传送给大气数据计算机、飞行仪表的装置。严格地说，皮托管仅测量气流总压，又名总压管；同时测量总压、静压的才称风速管，但习惯上多把风速管称作皮托管。空速管是飞机上极为重要的测量工具。它的安装位置一定要在飞机外面气流较少受到飞机影响的区域，一般在机头正前方，垂尾或翼尖前方。同时为了保险起见，一架飞机通常安装2套以上空速管。这种航空装置主要是用来测量飞行速度的，同时还兼具其它多种功能。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量迎角、侧滑角等测量总温、静温测量飞行速度测量飞行高度测量升降速度测量。。。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室空速管第10章空速管、迎角及总温测量总压和静压歼-10歼-10战斗机（英文：J-10或F-10，北约代号：火鸟（Firebird）），是中国中航工业集团成都飞机工业公司从20世纪80年代末开始自主研制的单座单发第四代战斗机。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室空速管第10章空速管、迎角及总温测量总压和静压M-24米-24雌鹿武装运输直升机，是苏联米里直升机设计局设计的苏联也是世界的第一代武装加运输的多用途中型直升机。该机于60年代末开始研制，1971年定型，1972年底完成试飞并投入批生产，1973年正式开始装备部队使用。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室空速管第10章空速管、迎角及总温测量总压和静压F-117F-117A是美国前洛克希德公司研制的隐身战斗轰炸机。是世界上第一种可正式作战的隐身战斗轰炸机。设计始于20世纪70年代中期机头最前方安装了4根全向大气数据探管，因此该机不但可以测大气动压、静压，而且还可以测量飞机的侧滑角和迎角。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室空速管第10章空速管、迎角及总温测量总压和静压塞斯纳空速管机身空速管设计航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室空速管第10章空速管、迎角及总温测量总压和静压F-22F-22“猛禽”（英语：F-22Raptor）战斗机是由美国洛克希德·马丁和波音联合研制的单座双发高隐身性第五代战斗机。F-22是世界上第一种进入服役的第五代战斗机。F22早期型号上也有空速管，现在应该是被旋转式多功能探头装置取代了，安装方式是在机头部分开孔内置。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室空速管第10章空速管、迎角及总温测量总压和静压有的飞机上的空速管外侧还装有几片小叶片，也可以起到类似作用；垂直安装的用来测量飞机侧滑角，水平安装的叶片可测量飞机迎角，为了防止空速管前端小孔在飞行中结冰堵塞，一般飞机上的空速管都有电加温装置。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室§10.2总压管及其特性总压管：一端开口、一端接测压元件形成的封闭长管（孔口轴线正对迎面气流），在没有外力的作用下，流体速度绝热地减速到零时所产生的压力，此时，流体的全部动能全部绝热地转变成压力能。指示总压（pti）：总压管引入的总压真实总压（pt）：自由流（未受扰动）总压总压误差（∆pt），总压相对误差（∆pt/pt）航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室（2）超音速时（受激波影响）总压相对误差vsMa§10.2.1飞行Ma数对总压测量的影响－速度特性（1）亚音速时：指示总压≈真实总压航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室§10.2.2迎角的影响－－角度特性（1）半球形总压管不同内/外经比的角度特性半球形总压管的角度误差希望总压管对流动方向越不敏感越好结论：d/D比值越大，即管壁越薄，对迎角越不敏感，总压误差越小航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室（2）不同Ma数下的角度特性半球形总压管的角度误差结论：当迎角不大时，Ma数的影响并不显著；当迎角增大时，随着Ma数的增大，总压误差也增大。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室10.3静压管及其特性第10章空速管、迎角及总温测量静压孔在测量头的一个或多个横截面的圆周上均匀地钻有静压取压口，而在测量头的轴对称鼻部的顶端迎着流动方向有一个总压取压口航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室§10.3静压管及其特性静压误差相对静压误差指示静压－真实静压§10.3.0静压测量的难度Ma、迎角、静压管结构、安装位置都对测量产生很大影响§10.3.1飞行Ma数的影响航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室§10.3.2静压管的结构和Ma的影响静压相对误差引压孔离前端位置/管直径vs相对误差结论：当静压孔距前端较近时，阻滞压力将使引入静压偏大；为了减小静压误差，静压孔距前端的距离x1应足够大稍往后移，将由于气流的加速而使得静压偏小；超声速气流中，因使用小锥角的锥形头部和细长管身的静压管航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室引压孔离支撑端位置/支撑端直径vs相对误差结论：当静压孔距后端支杆较近时，支杆产生阻滞压力将使引入静压偏大；静压孔距支杆越近和支杆直径越大，静压误差也越大。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室减少激波对静压测量影响的一种结构半楔形带内斜面圆柱形静压孔航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室角度特性结论：和总压测量一样，当有迎角时，静压管将产生随迎角增大而增加的静压误差。随着Ma数的增加，静压误差增大。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室§10.3.3安装位置的影响合适安放位置最佳位置由空气动力学分析、风洞试验和飞行试验确定静压误差为零的点上，可以安装静压管航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室机头处静压测量在不同X/D和不同Ma数下的相对误差静压误差的值主要由机头受阻气流的正压力和机身最大截面处的负压力的综合影响来确定航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室校准的必要性测压管的风洞校准飞机上进行飞行校准测压管结构光滑、没毛刺、流线型防冰结构，加加温系统航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量攻角(也称为迎角)是飞机机翼弦线(或飞机纵轴，因二者间只差一个固定的安装角)与迎面气流间的夹角。10.1迎角测量0LTLK定义？航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量10.1迎角测量0LTLK航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量飞机升力和阻力的重要参数；迎角达到临界迎角时，飞机将发生失速;飞机起飞着陆阶段的安全至关重要；(多为迎角失控引起失速所致)迎角还用于火控系统、飞行控制系统、显示系统；特别是放宽静安定度的先进飞机，对迎角的依赖度增加10.1迎角测量重要性航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量特别是放宽静安定度的先进飞机，对迎角的依赖度增加10.1迎角测量航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量10.1迎角测量MafMafLT210LTLMaK局部迎角真实迎角真实迎角为0时的局部迎角真实迎角：未受扰动气流方向与飞机翼弦间夹角局部迎角：传感器处所测迎角（有气流干扰）迎角位置误差：真实迎角－局部迎角航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量10.1迎角测量10.1.2迎角传感器（角度传感器）旋转风标式迎角传感器差压管式迎角传感器零差压式迎角传感器对称剖面的翼形叶片角度变换器阻尼器加温装置可自由旋转叶片中心线与气流方向平行时（无迎角），气动力对叶片上下面产生的压力相等，叶片不会转动。有迎角，则旋转至中心线与气流方向一致停止。叶片旋转的角度与迎角相等。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量10.1迎角测量10.1.2迎角传感器（角度传感器）旋转风标式迎角传感器差压管式迎角传感器零差压式迎角传感器航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量10.1迎角测量10.1.2迎角传感器（角度传感器）旋转风标式迎角传感器差压管式迎角传感器零差压式迎角传感器特点：简单、体积小、无原理误差；可达到±0.1°；安装位置的影响较大，找气流平稳部位困难；易受气流微小扰动的影响。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室差压管式迎角传感器攻角侧滑角航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室第10章空速管、迎角及总温测量10.1迎角测量10.1.2迎角传感器（角度传感器）旋转风标式迎角传感器差压管式迎角传感器零差压式迎角传感器反馈测量系统航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室探头中有隔板，探头可以转动使P1=P2角度由电位器给出航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室探头中有隔板，探头可以转动使P1=P2角度由电位器给出航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室探头中有隔板，探头可以转动使P1=P2角度由电位器给出特点：反馈测量系统，因而误差较小；主要误差来源于各种摩擦力矩以及不平衡质量；安装位置的影响较大，找气流平稳部位困难；易受气流微小扰动的影响。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室10.4总温测量第10章空速管、迎角及总温测量10.4.1高速气流温度测量的特点10.4.2总温传感器航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室高速气流高速飞行时的相对运动的气流飞机尾喷管的燃气流飞机测量高速气流温度的目的：1)利用热力法测量飞机的真实空速；4)喷气发动机工作状态的监测；高速气流温度测量3)了解高速气流中的物体的受热情况或温升情况,防止物体因过热而损坏2)通过测量总温得到静温；航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室特点：在静态温度相同的条件下，高流速气体中测得的温度比低流速的高。高速气流温度测量的特点研究内容：气流的流速与温度的关系。一.阻滞温度和动力温度的关系1.阻滞温度：处于高速流动气体中的测温元件所感受的实际温度，也称为总温（Tt）。航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室式中Ts为静温；k为绝热指数，对于空气：k＝1.4;Ma为马赫数：2.总温、静温、动温之间的关系2211MakTTstaVMaskRTaV为真空速；a为当地的音速；R为空气专用气体常数，R=287.05287[m2/Ks2]kRVkkRTVTkMakTTTTsssst222212121航空测试系统南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室设实