從空速管到嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)（Flush Air Data Sensing, FADS）

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空速管|五孔空速管|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

安裝2套5孔空速管|攻角傳感器|側(cè)滑角傳感器無人機(jī)

瑞士史密泰克.伯格（Simtec Buergel AG, swiss-airdata）公司

         

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

     

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

   在二代戰(zhàn)斗機(jī)上我們經(jīng)常看到機(jī)頭伸出一支長長的管子，比如蘇聯(lián)米格21。即便到了三代戰(zhàn)機(jī)時(shí)代，F(xiàn)16的某些型號上，依然可以在機(jī)頭看到這根管子?？雌饋砗涂罩屑佑徒涌诤芟瘢珜?shí)際上這是用來測量飛行高度和速度的空速管。它由法國人亨利·皮托發(fā)明，所以也叫皮托管。

利用空速管前面的開孔，可以測得飛機(jī)飛行時(shí)的大氣總壓Pt。再利用空速管側(cè)面或是機(jī)身上的靜壓孔得到壓力差，結(jié)合溫度等數(shù)據(jù)就可以換算出飛行速度。因?yàn)轱w行時(shí)機(jī)頭處會產(chǎn)生湍流影響測量結(jié)果，空速管往往造得很長以遠(yuǎn)離湍流區(qū)域，機(jī)頭的這個(gè)位置是受飛機(jī)自身氣流影響*小的地方。

然而將空速管安在機(jī)頭也會帶來很多弊端，長長的空速管會嚴(yán)重影響飛機(jī)的氣動布局，在飛機(jī)做出大迎角機(jī)動的時(shí)候尤為明顯，這根金屬桿對提高飛機(jī)隱身性能同樣也是巨大的障礙。*大的麻煩是空速管會影響機(jī)頭處雷達(dá)的工作，一方面它會反射雷達(dá)信號，對此常見的處理辦法是在空速管后方布置吸波材料，但這樣一來又會在雷達(dá)上制造一小塊盲區(qū)；另一方面空速管產(chǎn)生的應(yīng)力容易造成雷達(dá)罩變形，提高了雷達(dá)罩設(shè)計(jì)和生產(chǎn)的難度。所以各類飛機(jī)都在想法取消機(jī)頭空速管，*常用的辦法是使用L型的機(jī)身空速管代替。

機(jī)身空速管容易受飛機(jī)自身氣流影響，所以要多安裝幾個(gè)，再結(jié)合攻角傳感器、側(cè)滑角傳感器補(bǔ)充數(shù)據(jù)互相修正。當(dāng)然更重要的解是要在設(shè)計(jì)階段通過大量的風(fēng)洞和試飛數(shù)據(jù)，計(jì)算出機(jī)身氣壓和迎角、側(cè)滑角之間的關(guān)系。所以我們?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，這就是為了采集數(shù)據(jù)。XXX戰(zhàn)斗機(jī)在試飛時(shí)曾被拍到過多張帶有機(jī)首空速管的照片，而后來取消了機(jī)頭空速管則意味著空氣動力數(shù)據(jù)已經(jīng)采集完畢。

機(jī)身空速管可以避免機(jī)頭空速管的諸多弊端，技術(shù)難度也要高一些。然而對于第四代隱身戰(zhàn)斗機(jī)來說，即便是機(jī)身空速管這樣小小的金屬凸起，也會影響好不容易降下來的雷達(dá)反射截面，在超音速巡航時(shí)也會造成額外的阻力，能不能把外露的結(jié)構(gòu)全都取消呢？

空速管發(fā)展趨勢之一：嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)(Flush Air Data System FADS）

   嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)（Flush Air Data Sensing, FADS）就是這樣一種裝置。不管是機(jī)頭還是機(jī)身空速管，都安裝在平行于飛行方向的角度上，而FADS依靠機(jī)身表面微小的引氣管和數(shù)學(xué)模型就可以推算出氣動參數(shù)，取消了凸起在機(jī)身表面的結(jié)構(gòu)。

  美國在60年代就開始了嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的研究，當(dāng)時(shí)的X-15火箭飛機(jī)*高速度接近7倍音速，空速管影響太大。然而當(dāng)年電子技術(shù)不發(fā)達(dá)，需要在機(jī)身上安裝大量機(jī)械設(shè)備采集和計(jì)算數(shù)據(jù)，非常不實(shí)用。到90年代，美國在F/A-18 大迎角驗(yàn)證機(jī)項(xiàng)目機(jī)（High Alpha Research Vehicle，HARV）中再次提出大氣數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)預(yù)估的想法，當(dāng)時(shí)主要想解決戰(zhàn)斗機(jī)大攻角機(jī)動時(shí)的大氣數(shù)據(jù)測量問題。等到FADS系統(tǒng)成熟后，開始逐漸應(yīng)用在B-2、F-22、F-35等隱身飛機(jī)和X-33、X-34等高速驗(yàn)證機(jī)上。繼美國之后，日本與德國也在20世紀(jì)末開發(fā)出嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)FADS。

   嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng) (FADS) 是利用飛行狀態(tài)與飛行器表面分布之間的關(guān)系進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)測量的, 在飛行器前端 (或機(jī)翼) 不同位置上布置一系列測壓孔, 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。

嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)包括：測壓孔、引氣管路、精密壓力傳感器、溫傳感器以及信號處理器。系統(tǒng)工作時(shí)，氣流通過引氣管路將各路壓力信號傳給高精度壓力傳感器，由各傳感器實(shí)現(xiàn)不同位置壓力測量，配合溫度動態(tài)分布*后通過特定算法解算出大氣參數(shù)。

  空速管可以直接測量大氣流速，而FADS系統(tǒng)則要通過測壓孔采集的壓強(qiáng)推斷大氣流速。通常需要一個(gè)氣動模型來建立表面壓強(qiáng)和速度、迎角等數(shù)據(jù)之間的聯(lián)系，這個(gè)模型能夠在較大的馬赫數(shù)范圍內(nèi)得出有效解，同時(shí)求解過程要足夠簡單，以便數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)實(shí)時(shí)求解大氣數(shù)據(jù)參數(shù)。為了求解空氣動力學(xué)方程組，至少布置5個(gè)以上采集點(diǎn)才能計(jì)算出攻角AOA、側(cè)滑角AOS、動壓Qc和靜壓Ps、校準(zhǔn)參數(shù)這個(gè)五個(gè)基本大氣參數(shù)。為了提高**度和冗余度，可以增加采集點(diǎn)，但是太多采集點(diǎn)也會增加系統(tǒng)復(fù)雜度。

  從空速管到嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)FADS的技術(shù)難度包括開發(fā)能夠承受各種環(huán)境的精密壓力傳感器，測壓孔布局、氣動模型的求解方法，這些算法需要采集大量的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來構(gòu)建模型。由于數(shù)據(jù)誤差將會嚴(yán)重影響飛行**，為了保障**常見的做法包括采用雙壓力傳感器、增加測壓孔數(shù)量。

相關(guān)產(chǎn)品：大氣數(shù)據(jù)測試儀|動靜壓測試儀|HG4930慣性測量單元IMU|結(jié)冰傳感器

                       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  

       HG1120和HG4930慣性測量單元IMU及HUIDE N580慣性+GNSS組合導(dǎo)航     Model 9732結(jié)冰傳感器和結(jié)冰探測器