压力传感器:使用皮托静态管进行校准

Pressure Transducer: Calibration Using a Pitot-static Tube

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October 13, 2017

Overview

资料来源:北卡罗来纳州立大学机械和航空航天工程系，北卡罗来纳州罗利市，史雷亚斯·纳西普尔

流体压力是确定系统空气动力学特性所需的重要流动特性。由于压力计的准确性和操作简单性，是历史最悠久且仍然存在的压力测量系统之一。压力计通常是一个U形玻璃管，部分充满液体，如图1所示。U-tube 压力计不需要校准，因为它没有任何运动部件，并且其测量值是重力函数和液体的密度。因此，操纵仪是一个简单而精确的测量系统。

图 1.U 管操纵仪的原理图。

通过将平静态探头的停滞和静态压力端口连接到压力测量装置的端口，在飞机上获得实时压力测量。这允许飞行员获取现有的飞行条件，并在飞行条件发生任何变化时发出警告。虽然压力计提供非常精确的压力读数，但它们本质上是笨重的。测量飞机压力需要更现实的解决方案，因为主要设计目标之一是尽可能降低飞机的整体重量。如今，将施加压力转换为电信号的机电压力传感器由于体积小、重量轻、几乎可以放置在机身的任何地方而广泛用于飞机压力感应应用。上述特性不仅有助于减少重量，还减少了将皮托静态探头连接到传感器所需的管道量，从而减少了数据响应时间。此外，在实验飞机飞行测试中，微型压力传感器派在位，因为它们使研究人员能够最大限度地收集压力数据，而不会显著增加飞机的重量。虽然存在不同测量技术的不同类型的压力传感器，但更常见的传感器类型之一是电容式压力传感器。由于传感器只能发送电压和电流方面的信号，因此需要对传感器进行校准，以将特定信号的强度与导致传感器产生信号的压力相关联。将传感器电流或电压与物理测量（在我们的案例压力）相关联的最终曲线拟合通常称为传感器校准曲线。

在本实验中，在亚音速风洞中放置了一个平视静态探头，其停滞和静态压力端口连接到U管电力计和压力传感器的总端口和静态端口。然后，风洞在不同的动态压力设置下运行，并记录U管压力计的相应压力读数以及传感器产生的电流读数。然后，这些数据用于生成压力传感器的校准曲线。

Principles

为了测量动态压力，U 型管电力计的每个支腿都连接到来自皮托静态管的静态和总压力端口的未知压力。结果差由以下公式给出:

(1)

这转化为 U 管压力计的柱高度差异。这种压力差异或动态压力，可以使用表达式计算:

(2)

其中α_水是水的密度（U 管压力计的流体），g是重力引起的加速度，h_压力计是 U 管电力计中柱高度的差异。在某些情况下，由于腔室中的流体量不足，电力计可能有偏移，并且高度偏移（h_off）必须在上述等式中考虑如下:

(3)

压力传感器基于电容器的工作原理，电容器由两个导电板组成，由绝缘体分离（图2）。

图 2.电容器（A）和电容压力传感器（B）的架构。

电容使用公式测量:

(4)

其中α是材料的介电常数，A是板的面积，d是板之间的间距。在电容压力传感器中，其中一个导电板被柔性导电膜片所取代，如图2所示。施加压力时，隔膜偏转，导致d 的变化，从而导致电容的变化。传感器中的电子器件经过校准，可产生特定的电压变化，以实现相应的电容变化，进而可用于测量给定施加压力的电流。

Procedure

1. 压力传感器校准

在本演示中，使用了一个亚音速风洞，其测试部分为 2.6 英尺 x 3.7 英尺，最大动态压力设置为 25 psf。采用预校准压力传感器设置风洞试验段的动态压力，使用彩色水和水垢差差U管操纵仪测量流体高度（图3）。还使用了差压传感器（图4）、标准电压电源（为传感器供电）和万用表（用于读取传感器的输出电流），如图5所示。

图 3.差压 U 管压力计。

图 4.差压传感器。

图 5.电源（左）和万用表（右）。

使用垂直刺装从风洞顶部安装标准皮托静态管（图6）。确保探头位于测试部分的中心，并且与直接朝向流的主端口对齐。

图 6.皮托静态管。

将压力计流体的顶部与玻璃管上的双 O 形环标记对齐。如果主刻度上的读数（以棕色表示，图 3）不对应于零，请选择其他参考点，将操纵仪流体与新参考对齐，并记录高度偏移量（h_off）。
使用柔性塑料管和 T 通道连接器将皮托静态管上的停滞和静态压力出口连接到 U 管压力计和压力传感器上的相应端口。请注意，只要压力传感器按照图 4对齐，即可安装在任何平坦的垂直表面上。
固定风洞门并打开所有系统。
读取无气流条件（零读数）。
启动风洞，并将测试部分的动态压力设置为 1psf。
记录与表 1 对应的数据。
以 1psf 的步长增加风洞中的动态压力设置，最大设置为 20psf，并在每个动态压力设置处重复步骤 1.7。
要检查传感器迟滞，请将 1psf 步长中的动态压力降低到 0psf，并在每个动态压力设置处重复步骤 1.7。
测试完成后，关闭所有系统。

表 1.为压力校准实验收集的数据

P_传感器（psf）	h_电表计（在）	I_传感器（mA）
WT 传感器	压力计	万用表

所有飞机都使用压力测量来实时计算风速。在飞机上，这些压力测量是使用皮托静态管获得的。

平管具有测量停滞压力和静态压力的开口。回想一下，停滞压力是静态压力和动态压力的总和，因此使用平静管测量动态压力，从而测量流速。使用平地管将风速与压力相关联的一种方法是使用流体操纵仪。

流体操纵仪通常是部分充满液体的 U 形玻璃管。操纵仪的一个臂连接到皮托-静态管上的停滞压力端口，另一个与静态压力端口相连。在停滞空气中，静态压力和停滞压力之间没有区别，压力计流体高度差为零。

当压力计遇到压差时，通过流体高度的变化来可视化。压差或动态压力是使用此方程从增量 H 计算的。在这里，rho L是流体在压力计中的密度和G是重力加速度。这种关系用于计算风速，将其替换到速度方程中。然后，我们可以解决自由流速度，V无穷大，使用自由流密度，罗无穷大。

然而，流体压力计体积庞大，需要在飞机上手动读取。因此，测量压差的更方便方法是使用压力传感器代替压力计。这使我们能够将压差转换为电信号。

电容压力传感器基于电容器的工作原理，电容器由两个由绝缘体分离的导电板组成。电容由以下方程测量，其中 mu 是绝缘体材料的介电常数，A 是板的面积，D 是板之间的间距。

为了使电容压力传感器，其中一个导电板被柔性导电膜取代。施加压力时，隔膜偏转，导致板 D 之间的间距发生变化，从而导致电容变化。传感器中的电子元件经过校准，可产生特定的电流变化，以产生相应的电容偏差。因此，电流读数对应于给定施加的压力。

与压力计一样，压力传感器与皮托管相连，并在具有已知风速的风洞中进行校准。这使我们能够在电流和压力之间，以及扩展的电流和风速之间产生数学关系。

在本实验演示中，我们将在连接到压力传感器的风洞中使用皮托静态管。然后，我们将以不同的风速校准压力传感器，并确定电压和速度之间的关系。

对于此实验，您需要使用具有自身校准压力传感器的风洞，并能够达到 25 psf 的动态压力。您还将使用标准皮托静态管和带彩色水的差分 U 管操纵仪来校准此差压传感器。

首先，使用垂直刺痛安装将风洞内的皮托静态管安装在测试部分的顶部。确保探头位于测试部分的中心。将皮托管与流动方向对齐，使主端口直接面对气流。

接下来，将压力计流体的顶部与玻璃管上的双 O 形环标记对齐。如果主刻度上的读数不对应于零，则将流体对齐到不同的参考点，并记录偏移高度。

使用 T 形连接器将流量从一个管拆分为两个，然后将 Pitot 静态管上的停滞和静态压力出口连接到 U 管压力计的相应端口。将压力传感器安装在垂直表面上的风洞测试部分外。设置标准电压电源以为压力传感器供电，并设置万用表以读取输出电流。然后，将停滞和静态压力出口连接到传感器上的相应压力端口。

现在，固定风洞门并打开所有系统。然后，获取风洞传感器压力、操纵仪高度和差压传感器电流的读数。将无气流条件的测量值记录为基准线零读数。现在打开风洞，并将测试部分的动态压力设置为一个 psf。

流量稳定后，记录传感器压力、操纵仪高度差和传感器电流。以一个 psf 的步长增加风洞中的动态压力设置，最大设置为 20 psf，记录每个步骤的数据。为了检查迟滞，以一个 psf 的步骤降低动态压力，向下归零 psf，再次记录每个步骤的数据。收集完所有测量值后，关闭所有系统。

现在，让我们来看看结果。首先，我们查看压力计高度读数的图解，其动态压力增加和下降。此处显示了每个跟踪的两个测量值。一个是实际操纵仪读数，另一个已更正偏移高度 0.8 英寸。我们可以用所示的简单方程从操纵仪高度计算压力。在这里，我们使用压力计中液体的密度，即水、重力加速度以及压力计偏移和高度测量。

现在，我们已经计算了压力从压力计读数，我们将绘制它与压力传感器电流读数。为了获得压力传感器的校准曲线，我们将分别拟合增加和递减数据，从而得出两个线性最佳拟合方程。

但是，我们看到数据的增加和减少排列。因此，我们可以得出结论，压力传感器不表现出迟滞。因此，我们可以简化为单个校准方程，从而使我们能够使用压力传感器的电流读数（而不是笨重的流体操纵计）来测量压力。通过将皮托静态探头连接到校准的传感器，我们可以直接测量动态压力，从而测量风速。

总之，我们了解了飞行期间测得的压力差与流速之间的相关性。然后，我们校准压力传感器，通过使一个皮托静态管受到不同的风速，并确定电压和风速之间的关系。

Results

分析中使用了以下常数:水密度，μ水:61.04磅/^英尺3;因重力引起的加速度，g:32.15 英尺/s²;和压力计关闭，h_关闭= 0.8 in.图7显示了用于增加和降低动态压力（仪器离场有和未校正）的操纵测量数据的变化。图 8显示了传感器电流读数与压力的图解，该图是使用公式 3 计算的。

为了获得压力传感器的校准曲线，分别通过增加和递减数据点拟合两条线性曲线。相应的线性拟合方程为:

(5)

(6)

增加曲线和递减曲线的方程几乎相似，两条曲线彼此对齐，如图8所示。因此，可以推断压力传感器没有任何滞后。传感器可以使用将电流与压力（公式 5 或 6）相关的单个校准方程（公式 5 或 6）用于传感器，因此无需使用笨重的 U 管操纵仪系统进行所有未来的压力测量。

图7.气表流体高度随风洞动态压力的变化。请点击此处查看此图的较大版本。

图8.压力传感器的校准曲线。请点击此处查看此图的较大版本。

Applications and Summary

机电传感器是一些体积更大的测量系统的热门替代品。然而，传感器需要定期使用标准化测量设备进行校准，才能成为有效的实验工具。在本实验中，通过将传感器在亚音速风洞中一系列动态压力条件下产生的电流信号与压力进行比较，校准了现成的电容式机电压力传感器。从U管操纵仪测量。结果表明，传感器电流信号与压力之间存在线性关系，传感器滞后可忽略不计。获得了一个将传感器电流输出与压力相关的校准方程。

现代机电测量系统为自动化实验数据采集提供了途径，可用于实时静态和动态系统的数据监控和分析。然而，适当的校准实践，如本实验中演示的，是必要的，以帮助用户获得准确和可重复的数据，使用上述传感器。

Transcript

All airplanes use pressure measurements in order to make real-time calculations of wind speed. In an airplane, these pressure measurements are obtained using a pitot-static tube.

A pitot-static tube has openings that measure the stagnation pressure and the static pressure. Recall that stagnation pressure is the sum total of the static pressure and the dynamic pressure, so the pitot-static tube is used to measure the dynamic pressure and therefore the flow velocity.One method to correlate wind speed to pressure using the pitot-static tube is by using a fluid manometer.

A fluid manometer is generally a U-shaped glass tube that is partially filled with liquid. One arm of the manometer is connected to the stagnation pressure port on the pitot-static tube, and the other to the static pressure port. In stagnant air, where this is no difference between the static pressure and stagnation pressure, the manometer fluid height difference is zero.

When the manometer experiences a pressure differential, it is visualized by a change in fluid height. The pressure differential, or dynamic pressure, is calculated from delta H using this equation. Here, rho L is the density of fluid in the manometer and G is gravitational acceleration. This relationship is used to calculate the wind speed by substituting it into the velocity equation. We can then solve for the free-stream velocity, V infinity, using the free-stream density, rho infinity.

However, fluid manometers are bulky, and require manual reading onboard the aircraft. Thus, a more convenient method to measure the pressure differential is to use a pressure transducer in place of the manometer. This enables us to convert the pressure differential into an electrical signal.

A capacitance pressure transducer is based on the working principle of a capacitor, which consists of two conductive plates separated by an insulator. Capacitance is measured by the following equation, where mu is the dielectric constant of the insulator material, A is the area of plates, and D is the spacing between the plates.

To make the capacitance pressure transducer, one of the conductive plates is replaced by a flexible conducting diaphragm. When pressure is applied, the diaphragm deflects causing a change in the spacing between the plates D, resulting in a change in capacitance. The electronics in the transducer are calibrated to generate specific current changes for corresponding deviations in capacitance. Thus, a current reading corresponds to a given applied pressure.

Like the manometer, the pressure transducer is connected to the pitot-tube and is calibrated in a wind tunnel with known wind speeds. This enables us to generate a mathematical relationship between current and pressure, and by extension, current and wind speed.

In this lab demonstration, we will use a pitot-static tube in a wind tunnel connected to a pressure transducer. We will then calibrate the pressure transducer at various wind speeds and determine the relationship between voltage and speed.

For this experiment, you’ll need to use a wind tunnel with its own calibrated pressure transducer and ability to reach a dynamic pressure of 25 psf. You will also use a standard pitot-static tube and a differential U-tube manometer with colored water to calibrate this differential pressure transducer.

To begin, mount the pitot-static tube inside of the wind tunnel on the top of the test section using a vertical sting mount. Ensure that the probe is at the center of the test section. Align the pitot tube with the direction of flow, so that the primary port faces directly into the air flow.

Next, align the top of the manometer fluid to the double O-ring marker on the glass tube. If the reading on the main scale does not correspond to zero, align the fluid to a different reference point, and record the offset height.

Use a T-connector to split the flow from one tube to two, then connect the stagnation and static pressure outlets on the pitot-static tube, to the corresponding ports on the U-tube manometer. Mount the pressure transducer outside of the wind tunnel test section on a vertical surface. Set up a standard voltage supply to power the pressure transducer and a multimeter to read the output current. Then, connect the stagnation and static pressure outlets to the corresponding pressure ports on the transducer.

Now, secure the wind tunnel doors and switch on all of the systems. Then, take readings of the wind tunnel transducer pressure, the manometer height, and the differential pressure transducer current. Record the measurements for the no airflow condition as the base line zero reading. Now turn on the wind tunnel, and set the dynamic pressure in the test section to one psf.

Once the flow has stabilized, record the transducer pressure, the manometer height difference, and transducer current. Increase the dynamic pressure setting in the wind tunnel in steps of one psf, up to a maximum setting of 20 psf, recording the data at each step. In order to check for hysteresis, decrease the dynamic pressure in steps of one psf, back down to zero psf, again recording data at each step. When all of the measurements have been collected, shut down all systems.

Now, lets take a look at the results. First, we look at a plot of the manometer height readings with increasing and decreasing dynamic pressure. Two measurements are shown here for each trace. One is the actual manometer reading, and the other has been corrected with the offset height of 0.8 inches. We can calculate the manometer pressure from the manometer height, using the simple equation shown. Here, we use the density of the liquid in the manometer, which is in this case water, gravitational acceleration, and the manometer offset and height measurements.

Now that we have calculated the pressure from the manometer reading, we’ll plot it against the pressure transducer current readings. To obtain the calibration curve for the pressure transducer, we’ll fit the increasing and decreasing data separately, resulting in two linear best fit equations.

However, we see that the increasing and decreasing data line up. So we can conclude that the pressure transducer does not exhibit hysteresis. Thus, we can simplify to a single calibration equation, thereby enabling us to measure pressure using the current reading from pressure transducer, rather than the bulky fluid manometer. By connecting the pitot-static probe to the calibrated transducer, we can directly measure the dynamic pressure and therefore, wind speeds.

In summary, we learned how pressure differentials measured during flight correlate to flow velocity. We then calibrated a pressure transducer by subjecting a pitot-static tube to varying wind speeds, and determined the relationship between voltage and wind speed.