空速管|攻角傳感器|側(cè)滑角傳感器|大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)技術(shù)資料下載

空速管和嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)概述1：經(jīng)典空速管

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L型空速管|PSS-8不加熱空速管    HPS-1加熱型空速管    FTB-1迎角傳感器|側(cè)滑角傳感器|空速管             

高度空速傳感器-數(shù)字空速計(jì)     PSS-8M OEM大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)和大氣總溫傳感器

盡管空速管在可靠性、精度方面仍然可以滿足當(dāng)前大部分航空飛行器的需要，但是空速管無(wú)法在一些特殊場(chǎng)景下得到應(yīng)用。例如高超聲速飛行狀態(tài)時(shí)，空速管所產(chǎn)生的激波將干擾飛行器的整體氣動(dòng)特性，而且高超音速飛行所產(chǎn)生的氣動(dòng)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(huì)引起可觀的雷達(dá)反射。一些知名國(guó)外的先進(jìn)飛機(jī)也早已取消了機(jī)頭空速管。 未來(lái)隨著嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的發(fā)展成熟，先進(jìn)飛機(jī)機(jī)頭的空速管將只出現(xiàn)在測(cè)試用的原型機(jī)上,量產(chǎn)型的飛機(jī)將不再采用機(jī)頭空速管。至于目前仍然看到的那一根“刺眼的長(zhǎng)桿”，僅僅是為了在試飛時(shí)，更準(zhǔn)確地測(cè)量各項(xiàng)數(shù)據(jù)而已。我們?nèi)匀豢梢栽隍?yàn)證機(jī)、試飛機(jī)上看到機(jī)頭空速管。而且這根空速管往往還要更大更復(fù)雜一些，這就是為了空氣動(dòng)力學(xué)采集數(shù)據(jù)。有些戰(zhàn)斗機(jī)在試飛時(shí)曾被拍到過(guò)多張機(jī)首空速管的照片，而后來(lái)取消了機(jī)頭空速管則意味著空氣動(dòng)力數(shù)據(jù)已經(jīng)采集完畢。

空速管和嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)概述2：嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)

嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)(Flush Air Data Sensing System)，簡(jiǎn)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(cè)量的。在飛行器前端(或機(jī)翼前緣)布置一系列測(cè)壓孔，通過(guò)測(cè)壓孔將氣流經(jīng)引氣管路引入位于飛行器內(nèi)部的精密壓力傳感器倉(cāng)(內(nèi)置壓力傳感器陣列)，測(cè)試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(cè)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AOA、側(cè)滑角AOS、動(dòng)壓Qc和靜壓Ps)。

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(lái)測(cè)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(dòng)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(lái)的發(fā)展方向。

它根據(jù)精密壓力傳感器和溫度傳感器測(cè)得的基本原始信息，如靜壓、動(dòng)壓、迎角、總溫等，處理計(jì)算出其它與大氣數(shù)據(jù)有關(guān)的參數(shù)，如氣壓高度、高度偏差、升降速度、真空速、指示空速、馬赫數(shù)、馬赫數(shù)變化率、大氣密度比等，送給飛行控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)以及飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng)等其它航空電子系統(tǒng)，是各種飛行器必需的航空電子分系統(tǒng)之一。