一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法与流程

1.本技术属于飞机机头空速管安装位置误差确定技术领域，具体涉及一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法。


背景技术：

2.当前，通常在飞机机头位置安装空速管测量获得飞机飞行参数，但受到自身特性和飞机扰流的影响，飞机机头空速管测量获得飞机飞行参数存在明显的安装位置误差。
3.目前，对于飞机机头空速管安装位置误差，多是完全依赖风洞试验进行确定，其具体实施方式是，将空速管安装在飞机机头，将空速管连同飞机机头一起进行风洞试验，确定安装位置误差，如图1所示，以该种技术方案对飞机机头空速管安装位置误差进行确定，需耗费大量的人力、物力，周期长，效率低。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：
8.一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，包括：
9.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量；
10.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量；
11.将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管安装位置误差。
12.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法中，所述以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量，具体包括：
13.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的总压测量安装位置误差影响量；
14.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的静压测量安装位置误差影响量；
15.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的迎角测量安装位置误差影响量；
16.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的侧滑角测量安装位置误差影响量。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量，具体包括：
18.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的静压测量飞机扰流安装位置误差影响量；
19.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的迎角测量飞机扰流安装位置误差影响量；
20.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的侧滑角测量飞机扰流安装位置误差影响量。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量，具体为：
22.以cfd仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量。
23.本技术至少存在以下有益技术效果：
24.提供一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，其将飞机机头空速管安装位置误差分为自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量，在不同风速下，分别以风洞试验、仿真试验的方式进行确定，在保证准确性的同时，具有较高的效率，可节省大量的人力、物力。
附图说明
25.图1是完全依赖风洞试验对飞机机头空速管安装位置误差进行确定的示意图；
26.图2是本技术实施例提供的飞机机头空速管安装位置误差确定方法的示意图；
27.图3是本技术实施例提供的以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量的示意图；
28.图4是本技术实施例提供的以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量的示意图。
29.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
30.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
31.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申
请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
32.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
33.下面结合附图1至图4对本技术做进一步详细说明。
34.一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，如图2所示，包括：
35.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量；
36.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量；
37.将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管安装位置误差。
38.在一些可选的实施例中，上述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法中，所述以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量，具体包括：
39.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的总压测量安装位置误差影响量；
40.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的静压测量安装位置误差影响量；
41.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的迎角测量安装位置误差影响量；
42.以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的侧滑角测量安装位置误差影响量。
43.在一些可选的实施例中，上述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量，具体包括：
44.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的静压测量飞机扰流安装位置误差影响量；
45.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的迎角测量飞机扰流安装位置误差影响量；
46.以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的侧滑角测量飞机扰流安装位置误差影响量。
47.在一些可选的实施例中，上述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法中，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量，具体为：
48.以cfd仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量。
49.对于上述实施例公开的飞机机头空速管安装位置误差确定方法，领域内技术人员可以理解的是，飞机机头空速管受自身特性影响的安装位置误差影响量，主要跟空速管的总压孔几何外形、静压孔布置位置、空速管外形、迎角风标位置、侧滑角风标位置、几何尺寸等参数相关，很难以仿真的形式进行准确确定，对此，以风洞试验，对飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量进行确定，可保证其准确性，此外，由于仅是对飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量进行确定，进行风洞试验时，仅需要将飞机机头空速管以固定装置固定在风洞中，进行不同风速下的试验即可，而不需要连同飞机机头一起进行风洞试验，如图3所示，具有较高的效率，可节约大量的人力、物力。
50.对于上述实施例公开的飞机机头空速管安装位置误差确定方法，领域内技术人员还可以理解的是，飞机机头空速管位于飞机机头前端，在较大迎角、飞机侧滑时，飞机机头上气流分离不大，空间位置的扰动量，受飞机机头壁面扰动量的粘性影响小，通过仿真试验，可较为准确确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量，其主要是在不同风速下，确定不同飞机扰流对飞机机头空速管静压孔测量位置、迎角风标测量位置、侧滑角风标测量位置的影响量，如图4所示，具有较高的效率，可节约大量的人力、物力。
51.对于上述实施例公开的飞机机头空速管安装位置误差确定方法，领域内技术人员可以理解的是，其将飞机机头空速管安装位置误差分为自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量，在不同风速下，分别以风洞试验、仿真试验的方式进行确定，在保证准确性的同时，具有较高的效率，可节省大量的人力、物力。
52.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
53.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，其特征在于，包括：以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量；以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量；将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管安装位置误差。2.根据权利要求1所述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法，其特征在于，所述以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量，具体包括：以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的总压测量安装位置误差影响量；以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的静压测量安装位置误差影响量；以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的迎角测量安装位置误差影响量；以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的受自身特性影响的侧滑角测量安装位置误差影响量。3.根据权利要求1所述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法，其特征在于，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量，具体包括：以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的静压测量飞机扰流安装位置误差影响量；以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的迎角测量飞机扰流安装位置误差影响量；以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的侧滑角测量飞机扰流安装位置误差影响量。4.根据权利要求1所述的飞机机头空速管安装位置误差确定方法，其特征在于，所述以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量，具体为：以cfd仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量。

技术总结
本申请属于飞机机头空速管安装位置误差确定技术领域，具体涉及一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，包括：以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量；以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量；将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管安装位置误差。差。差。


技术研发人员：何光洪 孙智孝 徐路 詹光 刘艳华 张健
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：2022.12.13
技术公布日：2023/5/25