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空速管（英文名：Pitot tube，又稱：皮托管、總壓管、總—靜壓管），是感受氣流的總壓（也稱全壓）和靜壓，并將測(cè)得的壓力數(shù)據(jù)傳送給大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)、飛行儀表的裝置，被廣泛應(yīng)用于軍工業(yè)中。

空速管最早由法國工程師亨利·皮托于1732年發(fā)明，發(fā)明之初是用于測(cè)量法國塞納河河水的流速。1858年，法國科學(xué)家帕爾·達(dá)西對(duì)空速管設(shè)計(jì)進(jìn)行了修改，使其成為現(xiàn)在的形式。1954年，中國第一只空速管試制成功。20世紀(jì)70年代，江西鋼廠生產(chǎn)出了用于殲6乙型噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)的空速管，國際上的戰(zhàn)斗機(jī)也于同年代開始采用機(jī)身空速管。2014年亮相的殲-10戰(zhàn)斗機(jī)、JF-17上以及編號(hào)為2013的殲-20原型機(jī)均取消了機(jī)頭空速管設(shè)計(jì)。隨著航空航天技術(shù)不斷發(fā)展、新技術(shù)誕生以及新飛行器有特殊飛行要求等多種因素共同作用，傳統(tǒng)空速管的新問題及其無法滿足新需求的情況開始顯現(xiàn)。

空速管被用于流量測(cè)量應(yīng)用，例如賽車和空軍戰(zhàn)斗機(jī)中的空氣速度。在工業(yè)應(yīng)用中，空速管用于管道、風(fēng)管和煙囪中的空氣流量測(cè)量，以及管道、堰和明渠中的液體流量測(cè)量。空速管的工作原理：空速管所受到的總壓包含靜壓和動(dòng)壓，通過總壓與靜壓可得到動(dòng)壓數(shù)據(jù)，動(dòng)壓與飛機(jī)和空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度相關(guān)，相對(duì)速度越大動(dòng)壓越大。有了動(dòng)壓就能算出空速，或者直接將測(cè)量值轉(zhuǎn)化為飛行儀表讀數(shù)。此外，空速管測(cè)量出來的靜壓還可以用來作為高度表的計(jì)算參數(shù)，通過測(cè)量膜盒的變形即可測(cè)得飛機(jī)高度。

歷史沿革

1732年，法國工程師亨利·皮托發(fā)明了空速管。在亨利·皮托所處的時(shí)代，關(guān)于流體速度方面的知識(shí)中包含著很多錯(cuò)誤的認(rèn)識(shí)，因此需要對(duì)此進(jìn)行糾正。當(dāng)時(shí)，亨利·皮托受命測(cè)量法國塞納河河水的流速，在此過程中他發(fā)明了空速管用于測(cè)量該河流中流體的流速。1858年，法國科學(xué)家帕爾·達(dá)西對(duì)空速管設(shè)計(jì)進(jìn)行了修改，使其成為現(xiàn)在的形式。

早期的空速管只負(fù)責(zé)測(cè)量總壓，因此又被稱為總壓管，而靜壓的測(cè)量是與總壓分開進(jìn)行的。后續(xù)為了方便使用，將靜壓和總壓的測(cè)量整合到了一起，形成了完整的速度測(cè)量使用的現(xiàn)代空速管。空速管被廣泛用于流量測(cè)量應(yīng)用，例如賽車和空軍戰(zhàn)斗機(jī)中的空氣速度。在工業(yè)應(yīng)用中，空速管用于管道、風(fēng)管和煙囪中的空氣流量測(cè)量，以及管道、堰和明渠中的液體流量測(cè)量。

在20世紀(jì)60年代，美國航空航天局為了滿足航天飛機(jī)進(jìn)入大氣層時(shí)的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量需求，提出了融于飛行器表面流線的大氣數(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)的數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)，這就是嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)（Flush Air 數(shù)據(jù) Sensing FADS）。嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)可測(cè)量包括動(dòng)壓、靜壓、迎角、側(cè)滑角等飛行參數(shù)。由于嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)無需傳統(tǒng)機(jī)械裝置，只需將壓力轉(zhuǎn)化為電信號(hào)，系統(tǒng)更易于集成化、小型化；壓力感受裝置是內(nèi)嵌于飛行器內(nèi)與飛行器表面平齊，因此不會(huì)影響氣動(dòng)外形，適用于大馬赫數(shù)、大迎角飛行狀態(tài)下大氣數(shù)據(jù)的精確測(cè)量，也便于氣動(dòng)外形上的隱形。同時(shí)，嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)在硬件和軟件上的冗余容錯(cuò)能力，使其在可靠性、穩(wěn)定性、精度和適應(yīng)范圍上都具有優(yōu)勢(shì)。另外，由于嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的壓力傳感器一般置于機(jī)體內(nèi)，這使其更能適應(yīng)未來高超聲速飛行器的惡劣嚴(yán)苛的飛行環(huán)境。

20世紀(jì)70年代開始，國際上的戰(zhàn)斗機(jī)轉(zhuǎn)而采用機(jī)身空速管設(shè)計(jì)。雖然在數(shù)據(jù)采集的精度上，機(jī)身空速管要差于最佳位置上的機(jī)頭空速管，但通過對(duì)稱設(shè)置多個(gè)L型空速管，利用大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)更強(qiáng)的數(shù)據(jù)處理和修正程序的誤差補(bǔ)償，也可保證測(cè)量的精度。機(jī)身空速管的更為輕便，安裝位置更為靈活，但前提是通過風(fēng)洞測(cè)試和試飛所取得的充足大量的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，測(cè)量出數(shù)據(jù)誤差與速度、攻角、側(cè)滑角的關(guān)系曲線，才能通過大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的修正程序，對(duì)空速管測(cè)量的靜壓數(shù)據(jù)進(jìn)行補(bǔ)償和修正。所以國際上的諸多機(jī)型，在原型機(jī)試飛階段、氣動(dòng)數(shù)據(jù)積累的早期階段還是都要在“頭頂”安裝測(cè)量精度高的機(jī)頭空速管，只是在大量的試飛測(cè)試中獲得了足夠充足準(zhǔn)確的氣動(dòng)數(shù)據(jù)和可靠的修正系數(shù)，數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的修正程序可以支撐起數(shù)據(jù)的修正補(bǔ)償后，機(jī)頭進(jìn)氣管才會(huì)在量產(chǎn)機(jī)型中取消。轉(zhuǎn)而使用機(jī)頭側(cè)面小巧的機(jī)身進(jìn)氣管或者像F-35戰(zhàn)斗機(jī)、殲-20那樣，采用嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)。

2014年亮相的殲-10戰(zhàn)斗機(jī)、JF-17上以及編號(hào)為2013的殲-20原型機(jī)均取消了機(jī)頭空速管，這一行為降低了雷達(dá)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)難度。飛行時(shí)空速管受到壓力和彎矩影響時(shí)，剛性管體的應(yīng)力會(huì)傳到復(fù)合材料的天線罩上，對(duì)作為基座的雷達(dá)罩的位置精度和受力不利，特別是在戰(zhàn)斗機(jī)高速機(jī)動(dòng)時(shí)的影響更為明顯，結(jié)構(gòu)上的彈性變形會(huì)影響到空速管的測(cè)量效果。所以，機(jī)頭空速管對(duì)雷達(dá)罩尖端連接位置的材料強(qiáng)度要求和結(jié)構(gòu)重量都很高較大，不利于根據(jù)雷達(dá)技術(shù)合理化設(shè)計(jì)雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)。機(jī)頭空速管的取消，從而使機(jī)載雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)擺脫了空速管的梏，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、加工工藝上將更為自由，可完全按照雷達(dá)信號(hào)的有利特點(diǎn)來確定雷達(dá)罩的層數(shù)、罩體厚度、鋪疊方式和纖維方向，獲得結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與重量和雷達(dá)波透射性能間平衡的有利結(jié)構(gòu)。

空速管技術(shù)在大氣數(shù)據(jù)測(cè)量方面最為成熟且應(yīng)用廣泛，至今仍是飛機(jī)空速測(cè)量的重要方式。然而長遠(yuǎn)而言，隨著航空航天技術(shù)不斷發(fā)展、新技術(shù)誕生以及新飛行器有特殊飛行要求等多種因素共同作用，傳統(tǒng)空速管的新問題及其無法滿足新需求的情況開始顯現(xiàn)。在幾個(gè)主要軍事強(qiáng)國競(jìng)相發(fā)展高超音速飛行器的情況下，空速管的這些問題尤為顯著。在高超聲速飛行狀態(tài)下，空速管產(chǎn)生的激波會(huì)干擾飛行器整體氣動(dòng)特性，對(duì)飛行器攻角、側(cè)滑角的精確控制造成不利影響，并且高超音速飛機(jī)產(chǎn)生的氣動(dòng)熱極有可能燒蝕傳統(tǒng)空速管。

常見分類

空速管通常分為亞音速空速管、超聲速空速管和補(bǔ)償式空速管三類。另外還有僅收集全壓的應(yīng)急全壓管。

基本結(jié)構(gòu)

亞聲速空速管

亞聲速空速管的頭部為半球形。它主要包括全壓部分、靜壓部分和加溫元件三個(gè)部分。

全壓部分

全壓部分用來收集氣流的全壓，由全壓口、全壓室、全壓導(dǎo)管和和全壓接頭組成。全壓口位于空速管頭部,飛行時(shí)氣流從全壓口進(jìn)入全壓室，氣流因完全受阻而產(chǎn)生全壓,然后經(jīng)過全壓導(dǎo)管前端的開口進(jìn)入全壓導(dǎo)管，最后經(jīng)全壓接頭和管路輸送到需要全壓的部件內(nèi)。為了防止昆蟲等雜物進(jìn)入，全壓導(dǎo)管前端的開口向下。全壓室下面設(shè)有排水孔，用來排掉全壓室中凝結(jié)的水珠。

靜壓部分

靜壓部分用來收集氣流的靜壓，由靜壓孔、靜壓室、靜壓導(dǎo)管和靜壓接頭組成。靜壓孔的位置到空速管前端的距離，約為空速管直徑的3倍，并且且沿管子同一截面的圓周均勻地分布，這是為了準(zhǔn)確地收集靜壓。飛行時(shí),氣流通過空速管頭部時(shí)，氣流沿著半球形管壁流動(dòng)，受阻程度逐漸減弱，當(dāng)氣流通過空速管光滑的側(cè)壁時(shí)，氣流的受阻完全消失，流管變細(xì)，流速加快，氣流對(duì)管身的剩余壓力減小；當(dāng)氣流通過靜壓口處時(shí)，氣流的流速已恢復(fù)到未被擾動(dòng)時(shí)的速度，即為氣流的靜壓；再往后，支架的為影響逐漸增大，氣流速度又開始減慢，壓力又逐漸增大。

加溫元件

高空飛行時(shí)，由于氣溫降低，空速管將會(huì)結(jié)冰，因此在空速管中設(shè)有加溫元件。加溫元件為鎳鉻合金電阻絲制成的加溫電阻，加溫電阻一般采用直流電源供電，由電門控制其工作。加溫電阻通電時(shí)，能使空速管內(nèi)部保持一定的溫度，防止因氣溫降低而使水汽在空速管內(nèi)結(jié)冰，堵塞全壓口和靜壓孔，影響相關(guān)設(shè)備正常工作。

超聲速空速管

超音速空速管結(jié)構(gòu)與亞聲速空速管結(jié)構(gòu)基本相同，差異之處有兩點(diǎn)：一個(gè)是管身的形狀，另一個(gè)是靜壓孔的位置置和分布。

超聲速空速管管身細(xì)長、頭部稍尖，一方面可以減小超聲速飛行時(shí)空速管頭部激波的強(qiáng)度，另一方面可以減小氣流流過空速管時(shí)由于流管變細(xì)而引起的速度變化。全壓口的管壁很薄，并且為平頭型,這樣可以減小迎角增大時(shí)的全壓誤差。靜壓孔到前端的距離較遠(yuǎn)，一般不小于空速管直徑的8倍,在超聲速飛行時(shí)，可以減小甚至避免空速管頭部激波對(duì)靜壓收集的影響。靜壓孔不是沿管子截面的圓周均勻分布的，如有的超聲速空速管上部有4個(gè)孔，下部有6個(gè)孔，兩側(cè)沒有，可以減小迎角增大時(shí)的靜壓誤差。超聲速空速管后部的延伸管加長了，而且在超聲速飛機(jī)上多把超聲速空速管裝在機(jī)頭的前方，是為了避免超聲速飛行時(shí)機(jī)體激波對(duì)靜壓收集的影響。

補(bǔ)償式空速管

為了削弱空速管頭部的激波強(qiáng)度，減小氣流對(duì)靜壓的影響，新一代戰(zhàn)機(jī)的空速管進(jìn)行了一系列補(bǔ)償設(shè)計(jì)，例如，空速管的頭部采用小錐形，管身采用流線型細(xì)長外形，并設(shè)計(jì)成特殊形狀以改變氣流流過空速管時(shí)的壓力分布等，此類空速管又稱為補(bǔ)償式空速管。補(bǔ)償式空速管由一個(gè)全壓室和三個(gè)互不相通的靜壓室C1、C2、C3構(gòu)成。全壓室將迎面氣流阻滯使氣流速度為零，得到氣流的全壓。靜壓系統(tǒng)有一個(gè)氣動(dòng)轉(zhuǎn)換器，氣動(dòng)轉(zhuǎn)換器可以根據(jù)飛行馬赫的變化，自動(dòng)動(dòng)轉(zhuǎn)換靜壓源。

當(dāng)Ma<1時(shí)，第三排靜壓孔C3，在特定的外形面上，在整個(gè)亞音速了行速度范圍能夠獲得精度很高的靜壓C3，室通過氣動(dòng)轉(zhuǎn)換器與飛機(jī)靜壓管路取聯(lián)通。當(dāng)Ma>1時(shí)，C3室感受的靜壓準(zhǔn)確，利用C1和C3室之間的壓差作用，使機(jī)上靜壓管路與C3室斷開，并接通到C1室。因此補(bǔ)償式全靜壓管可以在飛機(jī)亞聲速、跨聲速、超聲速飛行時(shí)輸出精度更高的靜壓。靜壓室C2輸出的靜壓可送給其他儀表。

應(yīng)急全壓管

當(dāng)空速管發(fā)生故障時(shí)，為了保證全壓系統(tǒng)的工作，應(yīng)急全壓管向全壓系統(tǒng)提供全壓。全壓管由全壓部分和加溫裝置組成。

全壓從全壓口經(jīng)全壓室、導(dǎo)管和全壓接頭進(jìn)入全壓系統(tǒng)儀表設(shè)備。全壓室下部有兩個(gè)排水孔，以漏去氣流中凝結(jié)的水汽。加溫裝置可防止水蒸氣冷凝結(jié)冰而堵塞全壓孔。全壓管一般安裝在飛機(jī)機(jī)頭前部或其他氣流較平穩(wěn)的位置，以便準(zhǔn)確地收集全壓值。某些大型飛機(jī)為了提高收集全、靜壓的可靠性和準(zhǔn)確性，通常單獨(dú)設(shè)置全壓收集部分和靜壓收集部分，靜壓部分通常設(shè)置在機(jī)身兩側(cè)湍流較小處，也有選在非密封的設(shè)備艙內(nèi)。

主要特點(diǎn)

結(jié)構(gòu)簡單、使用方便、制造容易、價(jià)格便宜、堅(jiān)固可靠，只要精心制造并經(jīng)嚴(yán)格標(biāo)定、修正，可以達(dá)到較高測(cè)量流速精度。

應(yīng)用領(lǐng)域

亞音速空速管用于亞聲速飛機(jī)上；超聲速空速管用于超聲速飛機(jī)上；補(bǔ)償式空速管主要用于戰(zhàn)機(jī)上；應(yīng)急全壓管則常作為應(yīng)急設(shè)備來使用。

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