空速管的工作原理

加熱型空速管|L型空速管|直柄型空速管|標(biāo)準(zhǔn)空速管|前支桿空速管技術(shù)資料下載

 ADP5.5五孔空速管|攻角傳感器|側(cè)滑角傳感器系統(tǒng)          HPS-1加熱型空速管

碳纖維直柄型PSS-8空速管                FTB-1迎角傳感器|側(cè)滑角傳感器|空速管系統(tǒng)

"空速管的工作原理是什么？是怎樣測量高度和空速的？空速管也稱皮托管、總靜壓管等，它是測量飛機(jī)飛行時周邊氣流的總壓和靜壓等數(shù)據(jù)，并將測得的靜壓和全壓等大氣壓力數(shù)據(jù)傳送至大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)和駕駛艙內(nèi)飛行儀表的裝置。

空速管測量出來的速度并非是飛機(jī)真正相對于地面的速度，而只是相對于周圍大氣的速度，所以稱為空速，如果有風(fēng)，飛機(jī)相對地面的速度(稱地速)還應(yīng)加上風(fēng)速(順風(fēng)飛行)或減去風(fēng)速(逆風(fēng)飛行)。也是機(jī)頭雷達(dá)罩前空速管，只不過利用安裝位置優(yōu)勢縮短空速管長度。盡管空速管技術(shù)是目前*成熟、應(yīng)用*為廣泛的大氣數(shù)據(jù)測量技術(shù)，空速管直到現(xiàn)在仍然是飛機(jī)空速測量的重要手段。

早期的測量靜壓（Ps）和動壓（Qc）壓力傳感器是典型的機(jī)械式傳感器，我們稱之為膜盒，它實際上是一個用上下兩片非常薄的金屬片制成的表面帶波紋的空心圓形盒子，膜盒通過一根管子與空速管相連，空速管中的氣流可以吹到膜盒里，動壓造成膜盒金屬片發(fā)生形變，用一個由小杠桿和齒輪等組成的裝置可以將膜盒的變形測量出來并用指針顯示，這就是早期的空速管和空速表，也被稱作機(jī)械式空速管和空速表。壓敏傳感器制造的空速管，比起早期機(jī)械式空速管測量更加準(zhǔn)確。早起的空速管和高度和空速膜盒儀表在一起使用，針系統(tǒng)無需加電就可以使用，這也是膜盒高度表和空速表的*大優(yōu)勢。

早期的空速管一般是槍式空速管，設(shè)置在飛機(jī)機(jī)頭整流罩前，因此也叫“風(fēng)向標(biāo)”；后來的空速管后移，一般設(shè)置在戰(zhàn)斗機(jī)整流罩后的機(jī)頭側(cè)面。還有的設(shè)置在垂尾或者機(jī)翼上。之所以設(shè)置在這些位置，是因為空速管為了保證測得的氣流數(shù)據(jù)準(zhǔn)確，擾流小，安裝位置一定要在飛機(jī)外面氣流較少受到飛機(jī)影響的區(qū)域。為了保證測得數(shù)據(jù)的靜壓和動壓數(shù)據(jù)準(zhǔn)確，空速管一般要準(zhǔn)備至少2套以上。至于空速管工的作原理的測速原理，我們可以看到空速管的前端有一個小孔，實際上它由兩個同心圓管組成，內(nèi)圓管為總壓管，外套管為靜壓管。當(dāng)飛機(jī)向前飛行時，氣流便進(jìn)入空速管前端的小孔，而安裝在管子末端的傳感器就能感受到氣流沖擊的力量——這實際上就是一個壓力傳感器，感受到的壓力被稱作動壓。飛機(jī)飛得越快，氣流沖擊力越大，動壓就越大。而此時將空氣靜止時的靜壓與動壓相比，就可以得出壓差。早期的壓力傳感器是典型的機(jī)械式傳感器，我們稱之為膜盒，它實際上是一個用上下兩片非常薄的金屬片制成的表面帶波紋的空心圓形盒子，膜盒通過一根管子與空速管相連，空速管中的氣流可以吹到膜盒里，動壓造成膜盒金屬片發(fā)生形變，用一個由小杠桿和齒輪等組成的裝置可以將膜盒的變形測量出來并用指針顯示，這就是早期的空速管和空速表，也被稱作機(jī)械式空速管和空速表。當(dāng)然后來空速管發(fā)生了很大變化，出現(xiàn)了電子式空速管，即采用壓敏元件來替代機(jī)械式膜盒。壓敏傳感器制造的空速管，比起早期機(jī)械式空速管測量更加準(zhǔn)確。但必須指出的是，空速管測量出來和空速表顯示的速度，不是飛機(jī)相對于地面的速度（即所謂地速），而是飛機(jī)相對于大氣的速度（即所謂空速），地速和空速是通過加減大氣的流速（風(fēng)速）而進(jìn)行相互換算的。即便是相同的空速，在低空和高空，由于大氣密度不同，空速管測量的同一飛行速度下的動壓也不一樣，同樣的空速，在高空中氣流更稀薄，動壓測量數(shù)值更低，因此空速表顯示的數(shù)值更低；而在低空空氣密度高，動壓測量數(shù)值高，因此空速表顯示的數(shù)值更高，所以空速表上讀出的空速數(shù)值，也被稱作“表速”。試飛英雄李中華試飛的殲-10“低空大表速”科目中的表速，就是這個東西。所以現(xiàn)代的空速表，一般都有兩個指針，一粗一細(xì)，其中寬的指針顯示的是“表速”，而細(xì)的指針顯示的則是經(jīng)過修正的、相當(dāng)于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力水平下的真實空速，這個空速被稱作“實速”?？账俟苁秋w機(jī)上非常重要的傳感器之一，它能顯示飛機(jī)的飛行速度。而如果空速管出現(xiàn)故障或者結(jié)冰阻塞，無法顯示出正確的飛行速度讀數(shù)，甚至?xí)斐蓹C(jī)毀人亡的重大事故。

空速管也叫皮托管、總壓管、總靜壓管。它是感受氣流的總壓（也稱全壓Pt）和靜壓，并將測得的壓力氣流傳送給大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)、飛行儀表的裝置?？账俟苤饕怯脕頊y量飛行速度和高度的?？账俟苁秋w機(jī)上極為重要的測量工具，安裝位置一定要在飛機(jī)外面氣流較少受到飛機(jī)影響的區(qū)域，一般在機(jī)頭正前方，垂尾或翼尖前方。飛機(jī)在亞聲速飛行時，空氣因受機(jī)體的擾動作用，在其周圍形成了一個飛機(jī)繞流場，而空速管探測到的氣流靜壓實際上是飛機(jī)繞流場中的靜壓。空速管測量出來的速度并非是飛機(jī)真正相對于地面的速度，而只是相對于大氣的速度，所以稱為空速，如果有風(fēng)，飛機(jī)相對地面的速度(稱地速)還應(yīng)加上風(fēng)速(順風(fēng)飛行)或減去風(fēng)速(逆風(fēng)飛行)。也是機(jī)頭雷達(dá)罩前空速管，只不過利用安裝位置優(yōu)勢縮短空速管長度。許多戰(zhàn)斗機(jī)則是進(jìn)一步取消了機(jī)頭空速管，這一特點(diǎn)也在國外多型戰(zhàn)斗機(jī)的新升級改型中出現(xiàn)。盡管空速管技術(shù)是目前*成熟、應(yīng)用*為廣泛的大氣數(shù)據(jù)測量技術(shù)，空速管直到現(xiàn)在仍然是飛機(jī)空速測量的重要手段。隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，新技術(shù)的出現(xiàn)以及新飛行器特殊的飛行要求等綜合因素下，傳統(tǒng)的空速管的新問題和無法滿足新需要開始凸顯。特別是在當(dāng)下幾個主要軍 事強(qiáng)國爭相發(fā)展的高超音速飛行器領(lǐng)域，空速管的上述問題更為突出。

為什么不用GPS來測空速，非要利用空速管？因為GPS測量的空速是飛機(jī)相對于地面的速度，在高山或峽谷等非空曠領(lǐng)域GPS信號容易丟失，這時空速管測量的空速就替代GPS來測量空速，所以空速管是GPS測速的重要補(bǔ)充。同時，空速管測量氣壓高度和空速還具有GPS沒有的優(yōu)勢，空速管與膜盒高度表和膜盒空速表配合使用，即使在整個飛機(jī)系統(tǒng)斷電下，空速管還可以測量氣壓高度和空速。另一方面，空速管測量的靜壓和動壓或全壓數(shù)值，是飛機(jī)的一個飛行的重要參數(shù)，可以直接反映飛機(jī)飛行狀態(tài)，例如飛機(jī)的升力是否足夠及發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)等。

空速管的工作原理與空速管的外觀結(jié)構(gòu)有關(guān)，有的空速管只是測量全壓（總壓Pt），有的空速管上集成了許多靜壓孔，也能測量靜壓值,然后通過大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)解算成氣壓高度。根據(jù)是否加熱除冰，空速管可以分為加熱型空速管和不加熱空速管。根據(jù)外觀形狀，還可以分為直柄型空速管、旋轉(zhuǎn)頭空速管和L型空速管?？账俟艿淖詣蛹訙毓δ埽阂环矫妫梢员ＷC空速管在高空的低溫環(huán)境中正常工作；另一方面，在飛機(jī)地面維護(hù)中經(jīng)常發(fā)生空速管意外加溫導(dǎo)致管套燒毀，而不得不更換空速管的事件。

空速管的工作原理也與空速管上是否帶有風(fēng)標(biāo)，即迎角傳感器（AOA）和側(cè)滑角傳感器(AOS),此類型空速管主要用來飛機(jī)飛行試驗的標(biāo)準(zhǔn)空速管，做為飛機(jī)上長度較短的空速管主要參考空速管。我們也常?？吹接行﹪廛?用飛機(jī)上的空速管帶有攻角傳感器和側(cè)滑角傳感器。這種類型空速管的迎角傳感器和側(cè)滑角傳感器主要是電位計和霍爾效應(yīng)或RVDT同步器原理。

目前也有空速管上集成5孔探頭或7孔探針空速管來測量飛行器的氣壓高度和空速及迎角（AOA）和側(cè)滑角(AOS)，主要原理利用壓力差比原理來測量迎角和側(cè)滑角。

空速管的工作原理發(fā)展趨勢：嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（FADS）和激光空速測量（OADS）正在興起，逐漸替代傳統(tǒng)的的空速管，安裝此類系統(tǒng)的飛機(jī)可以達(dá)到部分隱形的功能。嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)(Flush Air Data Sensing System)，簡稱 FADS，它是利用飛行狀態(tài)與飛行器表面壓力分布之間的相關(guān)關(guān)系進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)測量的，在飛行器前端(或機(jī)翼前緣)布置一系列測壓孔，通過測壓孔將氣流經(jīng)引氣管路引入位于飛行器內(nèi)部的壓力傳感器倉(內(nèi)置壓力傳感器陣列)，敏感得到飛行器表面的壓力分布數(shù)據(jù)，采用預(yù)先設(shè)定的一些算法，從測得的壓力分布數(shù)據(jù)中解算得到大氣數(shù)據(jù)參數(shù)(迎角、側(cè)滑角、動壓和靜壓)。嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)是融于飛行器外形表面的大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)。這種技術(shù)依靠嵌入在飛行器前端或機(jī)翼的壓力傳感器陣列，來測量飛行器表面的壓力分布，并由壓力分布間接獲得飛行參數(shù)。這種新技術(shù)目前已在追求高機(jī)動性、超音速巡航能力的新一代隱身戰(zhàn)機(jī)中的應(yīng)用，也側(cè)面表明其將成為大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)未來的發(fā)展方向。 

空速管技術(shù)是目前zui成熟、應(yīng)用zui為廣泛的大氣數(shù)據(jù)測量技術(shù)，直到現(xiàn)在仍然是飛機(jī)空速測量的重要手段。隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，新技術(shù)的出現(xiàn)以及新飛行器特殊的飛行要求等綜合因素下，傳統(tǒng)的空速管的新問題和無法滿足新需要開始凸顯。特別是在當(dāng)下幾個主要軍 事強(qiáng)國爭相發(fā)展的高超音速飛行器領(lǐng)域，空速管的上述問題更為突出。不僅是高超聲速飛行狀態(tài)時，空速管所產(chǎn)生的激波將干擾飛行器的整體氣動特性，不利于對飛行器的攻角、側(cè)滑角等實現(xiàn)準(zhǔn)確控制，而且高超音速飛行所產(chǎn)生的氣動熱更是很可能將傳統(tǒng)的空速管燒蝕。另一方面，在強(qiáng)調(diào)隱身性能的現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機(jī)上，空速管突出于機(jī)身的結(jié)構(gòu)則會引起可觀的雷達(dá)反射。

        ADTS542F動靜壓測試儀       ADTS405F大氣數(shù)據(jù)測試系統(tǒng)            ADTS552F大氣數(shù)據(jù)測試儀