空速管

空速管也叫皮托管、總壓管、總-靜壓管。它是感受氣流的總壓（也稱全壓）和靜壓，並將測得的壓力數據傳送給大氣數據計算機、飛行儀表的裝置。

空速管這種航空裝置主要是用來測量飛行速度的，同時還兼具其它多種功能。

基本介紹

• 中文名：空速管
• 外文名：airspeed head
• 別名：皮托管、總壓管、總-靜壓管
• 作用：感受氣流的總壓和靜壓
• 主要是用來：測量飛行速度的
• 領域：航空航天

簡介

在飛機的機頭或機翼上一般都會有一根細長的方向朝著飛機的正前方管子。這就是空速管。

空速管也叫皮托管，總壓管。風向標，也叫氣流方向感測器或流向角感應器，與精密電位計（或同步機或解析器）連線在一起，提供出一個表示相對於大氣數據桁架縱軸的空氣流方向的電信號。

空速管是飛機上極為重要的測量工具。它的安裝位置一定要在飛機外面氣流較少受到飛機影響的區域，一般在機頭正前方，垂尾或翼尖前方。

飛機在亞聲速飛行時，空氣因受機體的擾動作用，在其周圍形成了一個飛機繞流場，而空速管探測到的氣流靜壓實際上是飛機繞流場中的靜壓，它比當地實際大氣靜壓高，也就是測得的壓力係數是正值，它取決於空速管的位置誤差。

同時為了保險起見，一架飛機通常安裝2套以上空速管。有的飛機在機身兩側有2根小的空速管。美國隱身戰鬥機F-117在機頭最前方安裝了4根全向大氣數據探管，因此該機不但可以測大氣動壓、靜壓，而且還可以測量飛機的側滑角和迎角。有的飛機上的空速管外側還裝有幾片小葉片，也可以起到類似作用；垂直安裝的用來測量飛機側滑角，水平安裝的葉片可測量飛機迎角。為了防止結冰，空速管被加溫――對探頭進行加溫防冰可以防止結冰堵塞測量孔，影響探測精度。為了防止動/靜壓系統積聚水分，在空速管設有排水孔和動/靜壓系統管路設有排水接頭。

相關原理

它由兩個同心圓管組成，內圓管為總壓管，外套管為靜壓管。　空速管測量飛機速度的原理是這樣的，當飛機向前飛行時，氣流便衝進空速管，在管子末端的感應器會感受到氣流的衝擊力量，即動壓。飛機飛得越快，動壓就越大。如果將空氣靜止時的壓力即靜壓和動壓相比就可以知道衝進來的空氣有多快，也就是飛機飛得有多快。比較兩種壓力的工具是一個用上下兩片很薄的金屬片製成的表面帶波紋的空心圓形盒子，稱為膜盒。這盒子是密封的，但有一根管子與空速管相連。如果飛機速度快，動壓便增大，膜盒內壓力增加，膜盒會鼓起來。用一個由小槓桿和齒輪等組成的裝置可以將膜盒的變形測量出來並用指針顯示，這就是最簡單的飛機空速表。

塞斯納空速管

測量速度

空速管測量出來的速度並非是飛機真正相對於地面的速度，而只是相對於大氣的速度，所以稱為空速。如果有風，飛機相對地面的速度(稱地速)還應加上風速(順風飛行)或減去風速(逆風飛行)。另外空速管測速原理利用到動壓，而動壓和大氣密度有關。同樣的相對氣流速度，如果大氣密度低，動壓便小，空速表中的膜盒變形就小，所以相同的空速，在高空指示值比在低空校這種空速一般稱為"錶速"。現代的空速表上都有兩根指針，一根比較細，一根比較寬。寬的指針指示"錶速"，而細的一根指示的是經過各種修正的相當於地面大氣壓力時的空速，稱為 "實速"。

為了防止空速管前端小孔在飛行中結冰堵塞，一般飛機上的空速管都有電加溫裝置。

總之，空速管是飛機上極為重要的測量工具。只有細心地做好維護工作，才能有效地保證動靜壓的探測精度，使得其壽命長久一些；只有對動靜壓探頭認真檢查，才能保障每一個航班飛行安全。

其他

現代的空速管除了正前方開孔外，還在管的四周開有很多小孔，並用另一根管子通到空速表內來測量靜止大氣壓力，這一壓力稱靜壓。空速表內膜盒的變形大小就是由膜盒外的靜壓與膜盒內動壓的差別決定的。

氣壓式高度表

空速管測量出來的靜壓還可以用來作為高度表的計算參數。如果膜盒完全密封，裡面的壓力始終保持相當於地面空氣的壓力。這樣當飛機飛到空中，高度增加，空速管測得的靜壓下降，膜盒便會鼓起來，測量膜盒的變形即可測得飛機高度。這種高度表稱為氣壓式高度表。

升降速度表

利用空速管測得的靜壓還可以製成"升降速度表"，即測量飛機高度變化快慢(爬升率)。表內也有一個膜盒，不過膜盒內的壓力不是根據空速管測得的動壓而是通過專門一根在出口處開有一小孔的管子測得的。這根管子上的小孔大小是特別設計的，用來限制膜盒內氣壓變化的快慢。如果飛機上升很快，膜盒內的氣壓受小孔的制約不能很快下降，而膜盒外的氣壓由於有直通空速管上的靜壓孔，可以很快達到相當於外面大氣的壓力，於是膜盒鼓起來。測量膜盒的變形大小即可算出飛機上升的快慢。飛機下降時，情況正相反。膜盒外壓力急速增加，而膜盒內的氣壓只能緩慢升高，於是膜盒下陷，帶動指針，顯示負爬升率，即下降速率。飛機平飛後，膜盒內外氣壓逐漸相等，膜盒恢復正常形狀，升降速度表指示為零。

取消與代替

取消

空速管是飛機重要的大氣數據感測器，其利用皮托管原理來精確測量飛行時的大氣總壓和靜壓，數據計算機再通過伯努利全靜壓方程等計算式來換算得飛行控制所需的飛行速度、升降速度和大氣壓力等數據。空速管在使用中要受到氣流干擾，空速管的長度越大，前端測壓口與機體的距離越遠，所測量的靜壓就越接近大氣真實靜壓。因此，為提高測量精度，準確測量總壓、靜壓，空速管軸向應儘量與氣流方向平行，空速管的最佳安裝位置就是在與機身軸線相同的機頭前方，數據計算機的誤差修正精度、換算得的數據更容易保證。在我軍裝備的戰鬥機中，採用機頭進氣方式的殲-6/7的空速管是安裝在機頭下，可以設定相當長的探桿，缺點是結構重量過大，對地面活動的影響也比較多；殲-7將空速管縮短後移到機頭側面；殲-8 II和殲轟7則採用較短的機頭錐空速管；蘇-27/殲-11和殲-10也是機頭雷達罩前空速管，只不過利用安裝位置優勢縮短空速管長度。在2014年亮相的殲-10B和JF-17上則是進一步取消了機頭空速管，這一特點也在國外多型戰鬥機的新升級改型中出現。

取消了安裝在機頭雷達罩上的空速管，一定程度上了降低了這一機載雷達天線前方不透波結構對雷達工作的影響。但實際上，無論是從最早的圓錐掃描和單脈衝雷達，還是主力的平板縫隙PD雷達，再到最先進的AESA相控陣天線，機頭空速管所產生的影響和問題都是一樣的，也是一直存在的。機載雷達的雷達波掃描到了絕緣的天線罩上的金屬結構時，金屬反射回的雷達波會干擾雷達的正常工作，所以要採用泡沫結構的金屬吸波材料來遮擋，吸收消耗照射到金屬部件位置上的雷達波束，來削弱雷達罩內的反射信號。但在雷達罩上的金屬部件可不只是已經可以取消的空速管，還有必需的防雷擊分流條。全天候各類複雜惡劣氣象條件下飛行的戰鬥機，遭遇雷擊時，其雷達罩如果沒有分流條這一放電措施，就很容易破壞雷達罩結構和內部的雷達系統。所以說，取消雷達罩中心位上的機頭空速管，對機載雷達的益處可能並不會是理所當然的那么突出。

其實機頭空速管的取消，最為直接體現的好處就是雷達罩的結構設計難度的降低。飛行時空速管受到壓力和彎矩影響時，剛性管體的應力會傳到複合材料的天線罩上，對作為基座的雷達罩的位置精度和受力不利，特別是在戰鬥機高速機動時的影響更為明顯，結構上的彈性變形會影響到空速管的測量效果。所以，機頭空速管對雷達罩尖端連線位置的材料強度要求和結構重量都很高較大，不利於根據雷達技術合理化設計雷達罩的結構。機頭空速管的取消，從而使機載雷達罩的結構設計擺脫了空速管的桎梏，結構設計、加工工藝上將更為自由，可完全按照雷達信號的有利特點來確定雷達罩的層數、罩體厚度、鋪疊方式和纖維方向，獲得結構強度與重量和雷達波透射性能間平衡的有利結構。

最後，再從飛行氣動上來看，飛機機頭頂著的這個大長桿，在與周圍大氣相互作用形成的激波干擾將影響飛行器的氣動性能；特別是在大迎角飛行狀態時，其是引起頭部渦流及側向不穩定的因素之一，導致操控品質的下降；還有就是作為突出於飛行器正向表面的部件也影響到了飛行器的隱身性能。

所以從70年代開始，國外的戰鬥機轉而採用機身空速管設計。雖然在數據採集的精度上，機身空速管要差於最佳位置上的機頭空速管，但通過對稱設定多個L型空速管，利用大氣數據計算機更強的數據處理和修正程式的誤差補償，也可保證測量的精度。機身空速管的更為輕便，安裝位置更為靈活，但前提是通過風洞測試和試飛所取得的充足大量的氣動數據，測量出數據誤差與速度、攻角、側滑角的關係曲線，才能通過大氣數據計算機的修正程式，對空速管測量的靜壓數據進行補償和修正。所以我們看到國內外的諸多機型，在原型機試飛階段、氣動數據積累的早期階段還是都要在“頭頂”安裝測量精度高的機頭空速管，只是在大量的試飛測試中獲得了足夠充足準確的氣動數據和可靠的修正係數，數據計算機的修正程式可以支撐起數據的修正補償後，機頭進氣管才會在量產機型中取消。轉而使用機頭側面小巧的機身進氣管或者像F-35、殲-20那般，採用嵌入式大氣數據感測技術。所以2013號殲-20的機頭空速管的取消標誌著殲-20試飛工作進入了又一新階段。

儘管空速管技術是目前最成熟、套用最為廣泛的大氣數據測量技術，空速管直到現在仍然是飛機空速測量的重要手段。但遠期來看隨著航空航天技術的發展，新技術的出現以及新飛行器特殊的飛行要求等綜合因素下，傳統的空速管的新問題和無法滿足新需要開始凸顯。特別是，在當下幾個主要軍事強國爭相發展的高超音速飛行器領域，空速管的上述問題更為突出。不僅是高超聲速飛行狀態時，空速管所產生的激波將干擾飛行器的整體氣動特性，不利於對飛行器的攻角、側滑角等實現精確控制，而且高超音速飛行所產生的氣動熱更是很可能將傳統的空速管燒蝕。

代替

在60年代，美國國家航空航天局為了滿足太空梭進入大氣層時的大氣數據測量需求，提出了融于飛行器表面流線的大氣數據感測器技術。這種技術依靠嵌入在飛行器前端或機翼的壓力感測器陣列來測量飛行器表面的壓力分布，並由壓力分布間接獲得飛行參數的數據感測系統，這就是嵌入式大氣數據感測系統(Flush Air Data Sensing FADS)。

美國在60年代開始了對嵌入式大氣數據感測系統的研究。在90年代初期，美國開始套用於超聲速戰鬥機的試驗研究上，當時主要目的是解決戰鬥機大攻角機動時的大氣數據測量問題。90年代中期時嵌入式大氣數據感測系統套用在了X-33上，整個系統算法的穩定性基本得到解決。此後，又集中在嵌入式大氣數據感測系統的算法執行性、故障檢測與排除、誤差分析與校準等問題上。直到嵌入式大氣數據感測系統的日趨成熟在F-35上的套用。以及我國的殲-20在完成早期試驗階段相關測試的大量數據收集工作後取消機頭的空速管，也由機頭側面的嵌入式大氣數據感測系統代替。因此可以說，殲-20原型機的各種參數和狀態已經趨於穩定，進一步接近服役的標準。那么，嵌入式大氣數據感測系統在追求高機動性、超音速巡航能力的新一代隱身戰機中的套用，也側面表明其將成為未來大氣數據感測技術未來的發展方向。

嵌入式大氣數據感測系統可測量包括動壓、靜壓、迎角、側滑角等飛行參數。由於嵌入式大氣數據感測系統無需傳統機械裝置，只需將壓力轉化為電信號，系統更易於集成化、小型化；壓力感受裝置是內嵌于飛行器內與飛行器表面平齊，因此不會影響氣動外形，適用於大馬赫數、大迎角飛行狀態下大氣數據的精確測量，也便於氣動外形上的隱形。同時，嵌入式大氣數據感測系統在硬體和軟體上的冗餘容錯能力，使其在可靠性、穩定性、精度和適應範圍上都具有優勢。另外，由於嵌入式大氣數據感測系統的壓力感測器一般置於機體內，這使其更能適應未來高超聲速飛行器的惡劣嚴苛的飛行環境。

技術上，嵌入式大氣數據感測系統主要由壓力點(嵌入安裝的取氣裝置)、引氣管路、壓力感測器及總溫感測器組件(感測器及信號處理單元)、數據預處理單元、軟體算法及相關連線器與數據電纜等組成。系統在工作時，繞特定氣動外形流動的氣流，被嵌入安裝的微小取氣裝置探測到，並通過引氣管路將各路壓力信號傳給高精度壓力感測器，由各感測器實現不同位置壓力測量，最後通過特定算法解算出大氣參數。同時，系統可設計總溫感測器、輔助修正單元等，用於測量大氣總溫，動態角度，從而進行非標準大氣模型下的高程修正、角度修正補償等。理論上，壓力點至少要布置4個以上才能測量出飛行器的攻角、側滑角、動壓和靜壓這個四個基本大氣參數。多個測壓點的冗餘又可進一步提高測量精度和可靠性，但壓力點的增多也在增加系統的複雜程度，對整個系統的動態特性和穩定又是不利的。（作者署名：鼎盛 希弦）