从空速管到嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing, FADS）

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空速管|五孔空速管|攻角传感器|侧滑角传感器|大气数据计算机技术资料下载

安装2套5孔空速管|攻角传感器|侧滑角传感器无人机

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

         

五孔ADP5.5空速管|攻角传感器|侧滑角传感器系统          加热型HPS-1空速管

     

碳纤维PSS-8空速管            迎角传感器|侧滑角传感器|FTB-1空速管系统

   在二代战斗机上我们经常看到机头伸出一支长长的管子，比如苏联米格21。即便到了三代战机时代，F16的某些型号上，依然可以在机头看到这根管子。看起来和空中加油接口很像，但实际上这是用来测量飞行高度和速度的空速管。它由法国人亨利·皮托发明，所以也叫皮托管。

利用空速管前面的开孔，可以测得飞机飞行时的大气总压Pt。再利用空速管侧面或是机身上的静压孔得到压力差，结合温度等数据就可以换算出飞行速度。因为飞行时机头处会产生湍流影响测量结果，空速管往往造得很长以远离湍流区域，机头的这个位置是受飞机自身气流影响zui小的地方。

然而将空速管安在机头也会带来很多弊端，长长的空速管会严重影响飞机的气动布局，在飞机做出大迎角机动的时候尤为明显，这根金属杆对提高飞机隐身性能同样也是巨大的障碍。zui大的麻烦是空速管会影响机头处雷达的工作，一方面它会反射雷达信号，对此常见的处理办法是在空速管后方布置吸波材料，但这样一来又会在雷达上制造一小块盲区；另一方面空速管产生的应力容易造成雷达罩变形，提高了雷达罩设计和生产的难度。所以各类飞机都在想法取消机头空速管，常用的办法是使用L型的机身空速管代替。

黛尔特（北京）科技有限公司的FTB-1带风标空速管

机身空速管容易受飞机自身气流影响，所以要多安装几个，再结合攻角传感器、侧滑角传感器补充数据互相修正。当然更重要的解是要在设计阶段通过大量的风洞和试飞数据，计算出机身气压和迎角、侧滑角之间的关系。所以我们仍然可以在验证机、试飞机上看到机头空速管。而且这根空速管往往还要更大更复杂一些，这就是为了采集数据。XXX战斗机在试飞时曾被拍到过多张带有机首空速管的照片，而后来取消了机头空速管则意味着空气动力数据已经采集完毕。

机身空速管可以避免机头空速管的诸多弊端，技术难度也要高一些。然而对于第四代隐身战斗机来说，即便是机身空速管这样小小的金属凸起，也会影响好不容易降下来的雷达反射截面，在超音速巡航时也会造成额外的阻力，能不能把外露的结构全都取消呢？

集成式五孔空速管大气数据系统将皮托管探头、静压口、总温探头、迎角探头、侧滑角探头、传感器、电子设备和大气数据计算机集成为一个单元。由于五孔探头的特殊设计，在测量攻角和侧滑角气流角度时无需使用易损的活动部件。所有压力传感器都安装在靠近测量位置的地方，并且所有传感器数据都直接进行数字化处理。这提高了系统的准确性，消除了系统延迟，并增强了可靠性。此外，ADS-12安装和维护也大大简化。无需复杂的管道、布线和排水系统。整个系统易于更换。数字化数据通过ARINC 429数据总线提供给其他航空电子系统。由于ADS-12高度集成，该设备结构紧凑、重量轻且易于安装。系统无需在机身设置静态端口。实现高精度的复杂性大大简化（无需进行表面测量和蒙皮波纹度检查）。

主要特点：提供高精度的校准和气动修正后的空气数据 通过ARINC 429和RS-422数据接口发送数据 具有智能调节的除冰和排水功能 通过便携式计算机提供RS-485（USB）测试和维护访问。

与除传统的空速管、大气数据计算机、大气总温探头和攻角侧滑角传感器分散的大气数据系统比较，五孔空速管系统具有以下明显的的优势：

• 较低的探头温度确保了在搬运和乘客登机过程中无事故/***风险 ，不会损坏复合材料结构
• 集成的智能大气数据系统，可靠性比传统的提高3-5倍
• 源头消除误差‌：传统系统需要分散安装空速管、迎角传感器、温度探头，不同传感器位置差异会引入位置误差，时间上也难以完全同步；五孔系统在同一个探头内同步采集所有参数，从源头上消除了位置误差和时间不同步问题。
• 测量精度更高‌：可在±45°攻角、±20°侧滑角范围内，将空速测量误差控制在‌0.5%以内‌，高度误差低于5米，大迎角、大侧滑等复杂工况下的测量稳定性远优于传统方案。

空速管发展趋势之一：嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data System FADS）

   嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing, FADS）就是这样一种装置。不管是机头还是机身空速管，都安装在平行于飞行方向的角度上，而FADS依靠机身表面微小的引气管和数学模型就可以推算出气动参数，取消了凸起在机身表面的结构。

  美国在60年代就开始了嵌入式大气数据传感系统的研究，当时的X-15火箭飞机zui高速度接近7倍音速，空速管影响太大。然而当年电子技术不发达，需要在机身上安装大量机械设备采集和计算数据，非常不实用。到90年代，美国在F/A-****迎角验证机项目机（High Alpha Research Vehicle，HARV）中再次提出大气数据实时预估的想法，当时主要想解决战斗机大攻角机动时的大气数据测量问题。等到FADS系统成熟后，开始逐渐应用在B-2、F-22、F-35等隐身飞机和X-33、X-34等高速验证机上。继美国之后，日本与德国也在20世纪末开发出嵌入式大气数据传感系统FADS。

   嵌入式大气数据传感系统 (FADS) 是利用飞行状态与飞行器表面分布之间的关系进行大气数据测量的, 在飞行器前端 (或机翼) 不同位置上布置一系列测压孔, 通过测压孔将气流经引气管路引入位于飞行器内部的压。

嵌入式大气数据传感系统的硬件结构包括：测压孔、引气管路、精密压力传感器、温传感器以及信号处理器。系统工作时，气流通过引气管路将各路压力信号传给高精度压力传感器，由各传感器实现不同位置压力测量，配合温度动态分布再通过特定算法解算出大气参数。

  空速管可以直接测量大气流速，而FADS系统则要通过测压孔采集的压强推断大气流速。通常需要一个气动模型来建立表面压强和速度、迎角等数据之间的联系，这个模型能够在较大的马赫数范围内得出有效解，同时求解过程要足够简单，以便数据处理系统实时求解大气数据参数。为了求解空气动力学方程组，至少布置5个以上采集点才能计算出攻角AOA、侧滑角AOS、动压Qc和静压Ps、校准参数这个五个基本大气参数。为了提高***度和冗余度，可以增加采集点，但是太多采集点也会增加系统复杂度。

  从空速管到嵌入式大气数据传感系统FADS的技术难度包括开发能够承受各种环境的精密压力传感器，测压孔布局、气动模型的求解方法，这些算法需要采集大量的实验数据来构建模型。由于数据误差将会严重影响飞行***，为了保障***常见的做法包括采用双压力传感器、增加测压孔数量。

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