一种拖锥系统延时试验装置及方法与流程

1.本发明涉及试飞测试领域，尤其是涉及一种拖锥系统延时试验装置及方法。


背景技术：

2.静压是计算飞机飞行高度和飞行速度的关键参数。在空速校准、失速速度、飞行推力确定、rvsm等科目试飞中，常用拖锥系统将远离机身不受飞机气流扰动影响的静压源引至客舱进行测量。
3.拖锥静压法具有测量精度高、不受空域限制、试飞起落成功率高、数据规律性好等特点，但拖锥系统管路长度一般在几十米以上，由于气体的粘滞性，气压从静压孔一端传导至另一端的传感器时存在延时，特别是飞机在不同气压高度以不同速率爬升或下降时，延时不同，造成参考静压延时误差。为修正延时误差，拖锥系统在使用前需要先开展延时试验，确定延时时间。
4.传统上常用抽真空的方法确定拖锥系统延时时间，即用真空泵从静压孔处将拖锥管路内压力抽到一定的真空度，与外界大气形成某一压差δp，待压力稳定后，从静压孔处瞬间释放，记录并比较两端传感器压力值回到大气压所用的时间差，即是压差为δp时对应的延时时间，重复多次试验，测量不同压差对应的延时时间，通过多点拟合出一条直线，可以求出压差为零时的延时时间，即认为是拖锥系统的延时时间。
5.该方法需要重复多次试验，测量出不同压差时对应的延时时间，通过多点拟合，求出压差为零时延时时间。该方法试验过程繁琐，每次读取延时时间误差大，无法在单次试验中模拟测出飞机在不同气压高度以不同速率爬升或下降时的延时时间。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于解决上述问题，提供一种用于试飞测试过程中拖锥系统延时测量的拖锥系统延时试验装置及方法。
7.本发明提供一种拖锥系统延时试验装置，包括用于检测静压测量管端部压力的压力传感器a和检测静压测量管上静压孔处压力的压力传感器b，所述压力传感器a和所述压力传感器b分别与数据采集及记录器连接，所述静压孔处还设置有压力控制设备。
8.进一步地，所述静压测量管靠近所述静压孔的位置安装有包覆所述静压孔的气密夹具。
9.进一步地，所述气密夹具、所述压力传感器b和所述压力控制设备通过三通管路连接。
10.进一步地，所述静压测量管的端部通过直通管路与所述压力传感器a连接。
11.进一步地，所述压力传感器a和所述压力传感器b分别通过传感器线缆与所述数据采集及记录器连接。
12.本发明还提供一种拖锥系统延时试验方法，试验时，通过压力控制设备设置目标气压高度及变化率，通过变化率模拟飞机不同爬升率或下降率；启动压力控制设备后，压力
控制设备以设定变化率调节拖锥系统内气压至目标气压高度，此时压力传感器a和压力传感器b实时测量管路内当前压力并发送至数据采集及记录器，通过分析两个传感器采集及记录的数据，即可获得拖锥系统的延时时间。
13.进一步地，单次试验中压力控制设备多次调节气压模拟飞机在不同气压高度以不同速率爬升或下降。
14.本发明操作方便，测量方法科学合理，测量结果直观准确，一次试验可以模拟测出飞机在不同气压高度以不同速率爬升或下降时拖锥系统的延时，有效替代先真空抽取到设定值、从静压孔处释放后再进行下一次真空抽取的传统方法，无需通过复杂的数据分析即可获得结果。
附图说明
15.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
16.图1为本发明的结构示意图；
17.附图标记说明：
18.图中：1-压力传感器a、2-数据采集及记录器、3-传感器线缆、4-压力传感器b、5-压力控制设备、6-三通管路、7-静压测量管、8-气密夹具、9-直通管路；
具体实施方式
19.下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
20.在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
21.此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
22.实施例1
23.如图1所示：
24.一种拖锥系统延时试验装置，包括用于检测静压测量管7端部压力的压力传感器a1和检测静压测量管7上静压孔处压力的压力传感器b4，压力传感器a1和压力传感器b4分别与数据采集及记录器2连接，静压孔处还设置有压力控制设备5。
25.本实施例中的压力控制设备5由常见的压力控制器和气泵等部件组成，实现将静压孔处压力进行调节，此处不做过多阐述。
26.静压测量管7靠近静压孔的位置安装有包覆静压孔的气密夹具8。
27.气密夹具8、压力传感器b4和压力控制设备5通过三通管路6连接。
28.静压测量管7的端部通过直通管路9与压力传感器a1连接。
29.压力传感器a1和压力传感器b4分别通过传感器线缆3与数据采集及记录器2电性连接连接。
30.本实施例中拖锥系统包括静压测量管7和位于其后端的尾锥体。
31.本发明还提供一种拖锥系统延时试验方法，试验时，通过压力控制设备5设置目标气压高度及变化率，启动压力控制设备5后，压力控制设备5以设定变化率调节拖锥系统的静压测量管7内气压，此时压力传感器a1和压力传感器b4实时测量静压测量管7内当前压力并发送至数据采集及记录器2，由于压力传感器a1和压力传感器b4分别安装在静压测量管7距离较远的两个位置，压力从一端传导至另一端存在延时，通过分析两个传感器采集及记录的数据，即可获得拖锥系统的延时时间。
32.在单次试验中将所有目标气压依次调节，最后从静压孔处释放。
33.本发明操作方便，通过压力控制设备设置不同的目标气压高度及变化率，可以真实模拟飞机在不同气压高度以不同速率爬升或下降时的工况。通过两个压力传感器实时测量拖锥系统内压力，一次试验可以模拟测量出全飞行剖面内拖锥系统的延时，有效替代先真空抽取到设定值、从静压孔处释放后再进行下一次真空抽取的传统方法；测量方法科学合理，测量结果直观准确，无需通过复杂的数据分析即可获得结果。
34.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

技术特征：
1.一种拖锥系统延时试验装置，其特征在于：包括用于检测静压测量管端部压力的压力传感器a和检测静压测量管上静压孔处压力的压力传感器b，所述压力传感器a和所述压力传感器b分别与数据采集及记录器连接，所述静压孔处还设置有压力控制设备。2.根据权利要求1所述的一种拖锥系统延时试验装置，其特征在于：所述静压测量管靠近所述静压孔的位置安装有包覆所述静压孔的气密夹具。3.根据权利要求2所述的一种拖锥系统延时试验装置，其特征在于：所述气密夹具、所述压力传感器b和所述压力控制设备通过三通管路连接。4.根据权利要求1所述的一种拖锥系统延时试验装置，其特征在于：所述静压测量管的端部通过直通管路与所述压力传感器a连接。5.根据权利要求1所述的一种拖锥系统延时试验装置，其特征在于：所述压力传感器a和所述压力传感器b分别通过传感器线缆与所述数据采集及记录器连接。6.一种拖锥系统延时试验方法，其特征在于：试验时，通过压力控制设备设置目标气压高度及变化率，通过变化率模拟飞机不同爬升率或下降率；启动压力控制设备后，压力控制设备以设定变化率调节拖锥系统内气压至目标气压高度，此时压力传感器a和压力传感器b实时测量管路内当前压力并发送至数据采集及记录器，通过分析两个传感器采集及记录的数据，即可获得拖锥系统的延时时间。7.根据权利要求6所述的一种拖锥系统延时试验方法，其特征在于：单次试验中压力控制设备多次调节气压模拟飞机在不同气压高度以不同速率爬升或下降。

技术总结
本发明提供了一种拖锥系统延时试验装置及方法，包括分别用于检测静压测量管端部和静压孔处压力的压力传感器A和压力传感器B，压力传感器A和压力传感器B分别与数据采集及记录器连接，静压孔处设有压力控制设备；通过压力控制设备设置目标气压高度及变化率，启动压力控制设备后，压力控制设备以设定变化率调节拖锥系统内气压，此时压力传感器A和压力传感器B实时测量管路内当前压力并发送至数据采集及记录器，通过分析两个传感器采集及记录的数据，即可获得拖锥系统的延时时间。本发明操作方便，方法合理，结果直观准确，一次试验可以模拟测出飞机在不同气压高度以不同速率爬升或下降时拖锥系统的延时。下降时拖锥系统的延时。下降时拖锥系统的延时。


技术研发人员：龙秀兵 王加熙 徐敦 宋君侠 胡晖
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司民用飞机试飞中心
技术研发日：2023.05.22
技术公布日：2023/9/5