一種l形壓力受感器的靜壓計算方法
【專利摘要】本發明涉及一種L形壓力受感器的靜壓計算方法，特別是一種在飛機大氣數據系統傳感器領域L形壓力受感器的靜壓修正解算方法。根據理論分析與計算、風洞試驗及試飛得到的數據，建立靜壓誤差系數表；將飛機真攻角及側滑角參數發送至左、右L形壓力受感器組件，結合L形壓力受感器組件根據其感受的局部總靜壓解算出的指示馬赫數，查靜壓誤差系數表得到當前時刻的靜壓誤差系數ΔCp；按步驟得出飛機的真實靜壓。本發明為獲得飛行時的真實靜壓必須通過理論計算、風洞試驗或試飛獲得的局部靜壓與真實靜壓的相互關系，由機載設備按本發明的方法能夠實時將飛行時的局部靜壓實時解算為真實靜壓的方法。
【專利說明】一種L形壓力受感器的靜壓計算方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種L形壓力受感器的靜壓計算方法，特別是一種在飛機大氣數據系統傳感器領域L形壓力受感器的靜壓修正解算方法。
【背景技術】
[0002]目前，飛機大氣數據系統靜壓受感器主要有三種類型:機身表面靜壓盤、直桿形(多裝在機頭，也有裝在機翼)以及L形。由于飛行時機體對氣流的影響，靜壓受感器安裝位置處的氣流特性與未受機體擾動的自由流不一致，使得靜壓受感器感受到的局部靜壓與真實靜壓不一致。
【發明內容】
[0003]為了克服上述缺陷，本發明的目的在于提供一種L形壓力受感器的靜壓計算方法。
[0004]為了實現上述目的，本發明采用如下技術方案:
在前機身對稱安裝了一對L形壓力受感器，其具體位置根據對飛機前機身進行的理論計算與風洞試驗結果選定。
[0005]一種L形壓力受感器的靜壓計算方法:
A)、根據理論分析與計算、風洞試驗及試飛得到的數據，建立靜壓誤差系數表；
B)、將飛機真攻角及側滑角參數發送至左、右L形壓力受感器組件，結合L形壓力受感器組件根據其感受的局部總靜壓解算出的指示馬赫數，查靜壓誤差系數表得到當前時刻的靜壓誤差系數ACp;
C)、按如下步驟得出飛機的真實靜壓:
Mi=f (Pt/Psi)，
ACp=f (Mi, α，β )
Qci=Pt-Psi;，
AP=ACp^Qci/(1-ACp)
Ps=Ps1-ΔP ；
其中Pt為總壓，Psi為局部靜壓，Qci為局部沖壓，α為攻角，β為側滑角，Mi為指示馬赫數，ACp為靜壓誤差系數，Ps為真實靜壓。
[0006]本發明的有益效果:
本發明為獲得飛行時的真實靜壓必須通過理論計算、風洞試驗或試飛獲得的局部靜壓與真實靜壓的相互關系，由機載設備按本發明的方法能夠實時將飛行時的局部靜壓實時解算為真實靜壓的方法。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0007]圖1為本發明實施例中靜壓誤差系數與馬赫數對應關系(β =0，α =0)圖。
【具體實施方式】
[0008]下面結合【具體實施方式】和附圖對本發明進行詳細描述:
一種L形壓力受感器的靜壓計算方法:
A)、根據理論分析與計算、風洞試驗及試飛得到的數據，建立靜壓誤差系數表；
B)、將飛機真攻角及側滑角參數發送至左、右L形壓力受感器組件，結合L形壓力受感器組件根據其感受的局部總靜壓解算出的指示馬赫數，查靜壓誤差系數表得到當前時刻的靜壓誤差系數ACp;
C)、按如下步驟得出飛機的真實靜壓:
Mi=f (Pt/Psi)，
ACp=f (Mi, α，β )
Qci=Pt-Psi;，
AP=ACp^Qci/(1-ACp)
Ps=Ps1-ΔP ；
其中Pt為總壓，Psi為局部靜壓，Qci為局部沖壓，α為攻角，β為側滑角，Mi為指示馬赫數，ACp為靜壓誤差系數，Ps為真實靜壓。
[0009]圖1為β=0，α=0時的靜壓誤差系數隨馬赫數(M〈l)變化曲線。
[0010]通過將圖1中曲線或修正系數以及公式裝定固化至飛機系統的有關解算設備中，實現了靜壓信號的修正解算與輸出。
【權利要求】
1.一種L形壓力受感器的靜壓計算方法，其特征在于: A)、根據理論分析與計算、風洞試驗及試飛得到的數據，建立靜壓誤差系數表； B)、將飛機真攻角及側滑角參數發送至左、右L形壓力受感器組件，結合L形壓力受感器組件根據其感受的局部總靜壓解算出的指示馬赫數，查靜壓誤差系數表得到當前時刻的靜壓誤差系數ACp; C)、按如下步驟得出飛機的真實靜壓:
Mi=f (Pt/Psi)，
ACp=f (Mi, α，β )
Qci=Pt-Psi;, AP=ACp^Qci/(1-ACp)
Ps=Ps1-ΔP ； 其中Pt為總壓，Psi為局部靜壓，Qci為局部沖壓，α為攻角，β為側滑角，Mi為指示馬赫數，ACp為靜壓誤差系數，Ps為真實靜壓。
【文檔編號】G01M9/00GK104374541SQ201410692605
【公開日】2015年2月25日 申請日期:2014年11月27日 優先權日:2014年11月27日
【發明者】祝慶, 黃斌, 呂俊杰, 顧張亮, 秦波 申請人:江西洪都航空工業集團有限責任公司