文摘
本研究旨在解决一个问题在结冰探测无人机(UAV)因为传统的结冰探测方法是昂贵和笨重。为此,提出pitot-based结冰检测方法,不同类型的结冰阻塞对压力的影响首先报道。根据皮托管一个结冰探测系统设计和制作。结冰风洞结果表明,如果皮托管被釉冰,然后皮托管的总压强降低逐渐保持不变和小于静压。然而,如果皮托管被霜冰,然后总压强下降到相同的水平的静态压力。如果被皮托管(遥感)有机材料,然后总压强突然下降到相同的水平静压力和保持不变。此外,如果皮托管接触水滴但不冻结,总压强产值略有波动。结冰的影响在压力是由冰微观结构的差异,温度和流速。同时,该方法提供了一个简单和低成本的方法对无人机结冰检测。
1。介绍
无人机很小,轻量级的,灵活的飞行;此外,完成任务是困难的对于普通飞机而消耗能量相对较低。目前,无人机广泛应用于寒冷地区和高原地区巡航,地形测绘、边境地区巡逻,测量高原地区,和检查输电线路1]。然而,当工作在寒冷地区和高原,无人机遇到严寒的天气,导致糖衣。
飞机结冰,尤其是冰表面的翅膀,严重影响飞行安全。结冰翼型可以引起严重损害飞机不仅增加其重量也由空气动力性能恶化和减少可用的升力,从而影响稳定和安全运行2- - - - - -6]。因此,检测糖衣无人机是特别重要的7]。
目前,常用的检测方法糖衣是光,热,电和机械方法(8- - - - - -10),这是基于传感器。这类传感器放在ice-prone地区冰的形状和厚度。然而,这些结冰检测方法是昂贵的,笨重,且相对成熟的大型飞机。这些常见的技术,应用于无人机时,不仅增加重量和体积也大大增加成本。因此,一个简单和低成本的糖衣为无人机的安全检测方法是必要的。
根据空速管结冰探测是一个可能的解决方案由于其易用性和低成本。作为无人机的必要的组件来检测空速,空速管广泛应用,因为其结构简单、可靠的数据,和抗破坏11]。检测飞机积冰翼,空速管应安装在机翼的鼻子。道达尔和静压孔后的皮托管受阻,相应的输出值的变化。因此,糖衣空速管的阻塞特性可以用来作为无人机结冰探测的基础。不同的冰类型和材料的影响在空速管的压力是其应用的基础。然而,糖衣对压力的影响和相应的机制仍不清楚。
因此,本研究探讨一个糖衣检测方法基于皮托管和详细糖衣对压力的影响。根据皮托管一个结冰探测系统设计和制作。然后,实验,包括冰的阻塞、遥感有机材料,和水喷雾是设计和实现。研究表明,釉冰,霜冰,遥感有机材料,和水总和静态压力,导致不同的结果可以用于结冰检测。建立了相应的模型釉和霜冰阐明这种材料在压力的影响。
本文的其余部分的结构如下:部分2介绍了实验设计和实验准备。部分3讨论并分析了实验结果。部分4给出了结论。
2。实验
皮托管的结冰探测系统基于第一个设计和制造。系统包括一个l型皮托管,空气压力传感器,一个CPU,软管,和其他组件,如图1。
本系统选择一个常见的l型皮托管,直径5毫米和35毫米的长度。它由两个同轴管,即内外管。内胎是指总压力管;总压强洞位于顶部的皮托管。外管是一个静态压力管;静压孔位于侧壁的皮托管12]。两个喷嘴单独引入空气压力传感器通过软管。处理后的CPU,总可以测量和静压数据。通常情况下,计算的动压皮托管是用来测量飞机的速度。然而,这项研究只记录的总和静压数据皮托管和绕过压差处理。
在测量和静态数据,空气压力传感器的选择不仅要考虑范围而且软管接口的形状。最后选择的传感器类型是XGZP6847040KPGPN,测量类型是表压。表1提供了这种传感器的参数。
整个硬件系统的空气压力检测、CPU需要数字信号模数转换器的输出和传输信号,计算机通过串口进行处理。系统中使用的主要控制电路是一个Arduino UNO ATmega328单片机开发板,有14个数字I / O引脚,六个模拟信号输入插脚,32 KB的闪存。
系统可以收集总和皮托管的静压值实时传输到计算机通过串口通信将总静压曲线和完整的空气压力的测量和检测数据的实验。
来确定输出数据的特点被冰皮托管后,系统执行大量的冰风洞实验环境。如图2, 冰风洞包括一个稳定、收缩,测试,和扇形区;热交换器;和制冷和喷淋系统。
实验主要分为三个部分,即冰阻塞,遥感有机物质阻塞,水喷雾实验。
3所示。结果和讨论
3.1。冰阻塞实验
冰阻塞实验分为两组,即A和b表2显示实验的参数,如温度、风速、平均体积直径(MVD),和水含量(LWC)。温度和风速选择常见的结冰条件由于冰隧道设备的局限性。MVD和选择LWC适航标准CCAR /多达25附录。上的皮托管安装孔的侧壁面临的测试区来流方向。图3描绘了安装位置。
图4显示a组的实验结果图显示,当空速管检测系统是静止的,总的和静压系统输出的几乎是相同的,和压差几乎可以忽略不计。当空速管放置在冰风洞,总压强迅速上升,而静压仍然几乎不变。打开喷淋系统在b点。在这个时候,水滴留在一个解冻状态和点击皮托管,总压强是处于波动状态。皮托管C点后,开始冻结,冰积累,总压强减小。点D后,皮托管是完全被霜冰和输出值的总压与静压孔滴。
表3提供了实验的参数B和图5显示结果。它显示的总静压和数据系统的静压糖衣类似于实验前从O点C, C点后,皮托管开始冻结,冰积累,总压强减小。点D后,皮托管是完全被釉冰,输出值和总压力继续下降,最后,它小于静态压力和保持稳定。
值得注意的是,霜冰在图的照片6和釉冰在图7由传统相机实验的停止和删除后挡板冰风洞。不幸的是,冰吸积过程的照片总压孔附近的皮托管不可能由于实验条件的限制。冰风洞是狭窄的测试部分和密封挡板在实验期间,因此很难将相机放在冰风洞。除了专业相机可以记录总压孔附近的结冰过程缺乏直径1 - 2毫米。
3.2。(遥感)有机物质阻断实验
在实际飞行中,空速管可能被(遥感)有机材料,如昆虫。因此,遥感有机物质阻断实验是设计和实现。一个橡胶套是一种有机材料用于测试作为另一个选择,因为昆虫很难操作,如图8。表4提供了实验的参数C,和图9演示了组c图的实验结果显示,当空速管被胶皮套,总压强突然升起,然后立即下降到相同的水平的静态压力。这种现象显然是不同于由冰空速管的堵塞。
3.3。淋水试验
这部分实验也进行了结冰风洞和分成组D和E .实验D只打开制冷的风洞实验和喷雾系统关掉。E打开风洞和喷淋系统。
表5介绍了实验环境参数图10表明,当空速管检测系统是静止的,系统的总输出和静态压力几乎是相同的,和压差可以忽略不计。当空速管放置在风洞,总压强迅速上升,而静态压力略有变化。
表6表明实验的参数e .打开喷淋系统来模拟飞行条件下的水滴。图11显示组e .图的实验结果显示,当空速管放置在冰风洞在静态实验结果类似于集团a点B,喷淋系统打开,水滴接触到的皮托管,总压强波动,喷淋系统是关闭的,总压恢复正常。上述实验数据表明,皮托管后放在冰风洞,总压强立即风速的增加而增加。如果皮托管接触水滴但仍解冻,然后总压强产值略有波动。
重复实验进行,以确保可靠性。参数改变对结冰探测系统的性能在不同的条件。摘要参数设置为以下值:MVD是22μm和30μm;LWC 0.549 g / m3和0.715 g / m3;温度是5°C, -11.5°C, -10.4°C, 9°C,和14.4°C;风速为8.7米/秒,7.9 m / s, 9.8 m / s, 11.4 m / s, 11 m / s, 12.3 m / s, 14.7 m / s, 15.6 m / s, 18米/秒。实验是基于一些参数的组合实现。重复实验的细节提出了补充材料(可用在这里)。
4所示。讨论
4.1。冰阻塞机制
图12说明了空速管的工作机制被霜冰。霜冰是不透明和粗糙,其结构冰是相对宽松13]。一定数量的冰晶颗粒之间的空气存在,这样它的密度和强度较低,使空气流过。这个因素创建界面,进一步阻碍了气流。当气流进入总压孔,多个碰撞发生阻碍界面,导致能量损失和减少动态压力。最终,随着霜冰积累,动态压力消失,总压强就等于静压 ,如以下方程: (当 )。因此,总压强逐渐减少,最后伴随着静压。
图13提供了工作机制被釉皮托管的冰。然而,前面的准确温度阶段的皮托管是很难获得由于设备限制。因此,只显示温度变化的趋势。在形成的过程中釉冰,水滴的温度略有增加由于凝固的水滴,气体温度在前面的一部分皮托管上升到最高点T1 (14),总压孔部分屏蔽。然而,随着冰积累和变得越来越厚,热凝固不传播发布的空速管的前端,通过气流。当温度下降到T2,空速管的总压孔完全被釉冰,这是光滑的和透明的。因此,结构变得致密(13]。结冰速度慢使水滴堆积紧密,和气泡消除相对全面的方式,形成一个密闭空间内的皮托管。气温继续下降,这可以解释为理想气体状态方程(Eq。1))。的变量 , ,和然而,不变,因为腔密封吗减少的减少 。然而,当环境温度是一样的,不再落在达到稳定。因此,总压强降低逐渐小于静压值,然后稳定下来。
在哪里理想气体的压力,理想气体的体积,气体物质的量,理想气体的热力学温度,理想气体常数。
4.2。(遥感)有机物质阻塞机制
动态压力增加风速的作用下,总压强的增加空速管。当空速管被橡胶套筒,一部分橡胶套筒内的气体压缩成总压力管,和总压力突然增加。总压孔不能检测的动态压力作用下橡胶套筒;因此,动态压力降低为零,而总压强就与静态压力一致。橡胶套筒时,一部分空速管内部的气体被释放,导致总压强突然下降。
可以推断,总压强只会立即减少静压值没有突然增加空速管被昆虫时,由于昆虫不同的橡胶套。
橡胶套和昆虫之间的差异进一步讨论。本文使用胶皮套,因为昆虫本身是一个有机物质,和橡胶套筒也是一个有机物质。与此同时,这两种物质都不是加热源和不产生热量。因此,橡胶套筒可以作为另一种昆虫。然而,由于橡胶套是一个柱状结构,里面会有一些空气。当空速管阻塞用橡胶套,空气将被压缩到空速管腔,导致一个短暂的总压强。而对于昆虫堵塞,没有这样的一个简短的总压强上升由于没有大空腔内的昆虫,因此没有空气压缩到皮托管。
4.3。水喷雾机制
皮托管是静态地放置在大气中。当放置在冰风洞风速的作用下,动压 增加。因此,总空速管的压力 也会增加,并表示为点在图10和显示为红色的迅速增加。
当喷雾系统,风洞的流动变化的影响下喷淋系统的气体通道,和液体滴空速管的总压孔。因此,总压强波动检测皮托管。
4.4。数据分析的结冰检测
空速管结冰探测系统可以探测到冰吸积通过压力的变化分析的基础上收集数据的压力。分析过程和确定标准的讨论如下。静态压力作为一个固定的值,总压强 。让 , , …… ;如果 和 ,它是稳定的飞行阶段(例如,a - b段的压力输出如图4);如果 和 ,这是水滴影响阶段(例如,c段的压力输出如图4);如果 和 逐渐增加,这是冰吸积阶段(例如,c - d段的压力输出如图4);如果 和 ,霜冰阶段(例如,点D后段的压力输出如图4);如果 和 ,是釉冰阶段(例如,后段点D的压力输出如图6)。在哪里的时间间隔取决于采样频率和预设精度;样本的数量;和和判断阈值,这取决于实验结果和预设精度,且可以在分析获得大量的实验数据在不同的条件。
检测系统只能判断是否有冰,并进一步什么样的冰。然而,系统目前无法检测到结冰厚度和冰吸积率。因此,很难讨论系统的灵敏度,如果这里的灵敏度定义为结冰厚度的压力的比值。检测结冰厚度和冰吸积率随着时间的推移,更多的细节关于冰吸积过程应该进一步研究更好的实验条件。好消息是,告诉是或否的冰为中小型无人机应用程序是可以接受的,因为他们没有任何糖衣测量设备。
4.5。对飞行安全的影响
传统的皮托管是安装在飞机的前缘鼻子表示当前飞机的空速。如果它被冰,它将有一个潜在的对飞行安全的影响由于错误的速度信息。然而,空速管结冰探测系统不会对飞机构成安全隐患。
空速管座结冰探测系统和速度检测系统是两个不同的系统。另一个皮托管,而不是速度检测用于结冰探测系统。它是安装在机翼的前缘的鼻子。获得压力数据的空速管固定翼只是用于结冰检测而不是速度检测。应采用空气动力学分析,确保挤压空速管座冰探测系统的一部分,即使结冰,会对其气动性能的影响最小,如挤压其他飞机的部分仪器。因此,空速管座结冰探测系统不会影响飞行安全。
无人机将采取一些行动结冰探测系统报警时,例如,飞出的结冰区,防止结冰的危险。皮托管的结冰探测系统会被冰当系统检测到糖衣。然后上的冰皮托管将被再次加热,这样系统可以当它在未来面临着冰。
5。结论
在这项研究中,一个糖衣检测方法提出了基于皮托管。基于皮托管一个相应的结冰探测系统设计和制作。实验使用冰,遥感有机材料,水结冰风洞中进行。传统的理解是,输出值将改变后的皮托管受阻,但是法律的变化还不清楚。本文获得的半定量的规律空速管被霜冰,釉冰,遥感有机材料,水滴。结果表明,皮托管后被冰,总孔隙空速管的输出特性下降,而静压基本上仍然是不变的。霜冰结冰状态时,总压强下降的静态压力和保持不变。釉冰块结冰状态时,总压强继续减少,达到一个水平低于静态压力和保持不变。如果遥感有机材料块皮托管,然后总压强的输出特性是一个中断信号,不表示一个缓慢的过程,这是非常不同于结冰堵塞的材料。如果皮托管接触水滴,但解冻,然后总压强产值略有波动。 This facile and low-cost icing detection method based on the pitot tube has great potential for UAV safety.
数据可用性
三种数据用于支持本研究的发现可以从相应的作者。
的利益冲突
作者宣称没有利益冲突有关的出版。
确认
研究工作部分是由中国国家自然科学基金(批准号51875478和51875478),中国的航空科学基金(批准号2017 zc53036),特殊的科研项目(mj - 2016 f - 07),和111年的项目(批准号B13044)。
补充材料
在本节中,重复实验,参见图1 - 10的补充材料。(补充材料)