现有的空气流的速度测量装置和方法使用多种技术。其中最普遍的 是皮托管(Tube de Pitot)型压力探头式风速计、螺旋桨式风速计、热风 速计，新近的是超声波探头。
皮托管技术依靠流的总压力和静压力之间的压差测量。该压差与动 压力成正比(AP＝a*1/2*ρ*V2)，式中V是气体流的速度。皮托管尤其适 合于升高的速度，即使测量质量对流的方向非常灵敏也是如此。
对于设在空气流中的螺旋桨式或涡轮式装置来说，流的速度由旋转 元件的转速来决定。这些装置可针对平均速度而且当流根据这些装置的 旋转轴指向时获得良好的测量精度。这些装置的主要缺点是由于螺旋桨 的旋转运动引起的机械磨损以及产生的电荷损耗。
另一种已知手段是热线式装置，对于该装置来说，测量过程经过： 测量电流，该电流用于保持由空气流冷却的线温度；以及将该电流的值 与在无空气流的状态下给出的温度额定值进行比较。
热风速计使用能以电流、温度或恒定温差来调节的灵敏元件的温度。 调节是流的速度的反映。热风速计可对诸如空气流那样的极弱的流进行 测量，因而良好地适合于空调和通风领域中。
文献US 4 503 706给出了恒温式风速计的实施例。
热线式装置可以是全向的，但在该情况下不给出关于空气流的方向 的指示，或者可以做成流线型，以对测量方向给予优先，在该情况下， 适合于根据缩小的角扇区测量流。
以上提出的各种技术即使对于某些来说可完全确定流的方向特性， 也往往只能探测少量的角扇区。

本发明的目的是提供一种诸如空气那样的流体的流测量装置和方 法，该装置和方法适合于根据尽可能最大的甚至准球面的分布实现流的 速度、方向和方位的测量。
具体地说，本发明可对在尽可能最大的甚至准球面的角扇区和尽可 能最广的温度范围内的流的空间中的三个矢量分量进行测量，该测量应 该覆盖尽可能最大的立体角。本发明涉及一种静态、尺寸紧凑、重量轻 且无运动部件的探头装置。因此，该装置可在有限的空间内使用并能搭 载在飞行器上。
为此，本发明首先提供了一种测量流体的流的速度、方向和方位的 装置，该装置是基于热传感器测量原理，其特征在于，该装置具有至少 两个流测量探头，这些探头各自具有灵敏元件和掩蔽所述灵敏元件的确 定测量区域的障碍物。
更具体地说，所述障碍物由所述流测量探头的与所述探头的所述灵 敏元件面对的角扇区的掩蔽元件构成。
根据本发明的有利实施方式，所述测量装置具有球面外壳，并且所 述流测量探头设在所述测量装置的所述外壳的至少一条圆母线上并覆盖 互补角扇区。
更具体地说，所述流测量探头位于所述测量装置的赤道平面上。
具体来说，所述装置可具有四个流测量探头，该四个流测量探头相 互成90°设在一条公共圆母线上以定义四个基点。
根据第一替代方案，所述装置具有六个流测量探头，该六个流测量 探头相互成60°设在一条圆母线上，以实现在所述流的上风处的至少两个 测量扇区以及在所述流的下风处的两个测量扇区。
根据第二替代方案，所述装置在所述装置的所述外壳的赤道上具有 四个传感器，并在所述外壳的至少一条回归线上具有四个传感器。
根据具体实施方式，所述掩蔽元件设在由所述一条或多条圆母线定 义的圆的外部。
有利的是，所述装置还具有测量探头，该测量探头设在所述外壳的 极轴线上。
根据具体实施方式，所述流测量探头被固定在承载柱上，该承载柱 优选地构成所述障碍物。
根据本发明，所述承载柱可由环段构成，这些环段根据由所述装置 的所述外壳定义的球面体积的等距子午线来分布。
在该范围内并且根据具体实施方式，所述流测量探头以定义球面体 积的极环的形式设在所述承载柱上，所述探头设在所述环的内部在所述 球面体积的赤道线上。
总是根据本发明，所述装置可以是这样：所述灵敏元件设在一个球 上，该球构成对所述流测量探头的整体是公共的障碍物。
根据具体实施方式，所述装置具有压力和温度传感器，以便补偿所 述测量。
在本发明的范围内，具体地说，所述传感器是带有热敏电阻元件的 探头，该探头是以电流、温度或恒定温差来调节的。
本发明还涉及一种使用本发明的所述装置来测量气体流体的流的方 向、方位和速度的特性的方法，该方法具有这样一个阶段：通过计算机 将流测量探头的传感器的响应进行比较，以便根据尽可能最大的角扇区 同时评价流的速度的三个矢量分量。
具体地说，所述方法是这样：由电位测量装置实施的测量整体被数 字化并被发送到计算机，该计算机将由所述传感器发出的值进行比较。
更具体地说，在所述传感器的隔离的基础上，所述方法是这样：选 择在其上进行流的速度测量的传感器。
更具体地说，所述传感器是热敏电阻器，本发明的所述方法是这样： 通过查找温度最高的热敏电阻器来确定流的速度的两个分量。
有利的是，从由所述测量探头给出的响应开始，利用一个或多个计 算算法(方位、方向和模数)来对流的特性进行理论确定。
所述方法是这样：可利用包含随入射而变化的数据表的一部分计算， 通过将由所述传感器给出的信息与所述记录数据表进行比较来确定气流 在所述装置上的入射角。
从以下本发明的非限制性实施例的说明并结合附图将会明白根据本 发明的所述测量装置和方法的其他特征和优点。

图1A和图1B是热线式速度探头的实施例的正面和侧面透视图；
图2是本发明的测量探头的灵敏元件和障碍物实施例的透视图；
图3A和3B是本发明的传感器和障碍物在空气流中的配置的两个剖 面顶视图；
图4是本发明的流测量探头的定位详情的剖面示意图；
图5是根据第一配置实施例的测量装置的示意性透视图；
图6、图7、图8、图9和图10是根据本发明的装置的五个实施例 的透视图；以及
图11是从图6的装置产生的测量曲线。

图1A和图1B示出现有技术的热线式空气流的速度测量装置，该装 置做成流线型以对测量方向给予优先。
在该装置中，具有热敏电阻器的热线式传感器A设在管C内，该管 C配备有针对所述管的轴线对称的两个开口B。
如以上所述，这种装置在该情况下仅适于根据与开口B的轴线大体 上对应的缩小的角扇区来测量流。
根据本发明的测量流体的流的速度、方向和方位的装置是基于热传 感器测量原理，如图2所示，该装置具有至少两个流测量探头，这些探 头各自集成有灵敏元件2和掩蔽所述灵敏元件的测量区域的障碍物3。
根据本发明的装置，空气流的方位和方向的确定原理在于所述装置 的各热敏电阻器的部分掩蔽。
因此，根据本发明的装置，空气流的方位和方向的确定在于通过灵 敏元件的空间布局和组合来再现方向的原理。
这些元件的方向灵敏度是由于可以是不同种类的障碍物的存在而得 以实现。位于流中的固体障碍物起到停止点的作用，其中在冲击点V＝0， 并且在其后面形成尾流，其中流的特性，尤其是速度被更改。也可将绝 缘漆直接涂到灵敏元件上，从而掩蔽测量扇区。
因此，根据本发明的装置适合于对在大的角扇区和大的温度范围内 的流的速度的三个矢量分量进行测量。
该装置可用于飞行器上的飞行试验，并且因其紧凑性而能对难以达 到的区域例如襟翼与机翼的连接区域中的流进行测量。
图3A和图3B给出了针对灵敏元件的流的图示。图3A对应于朝灵 敏元件指向的流，图3B对应于灵敏元件由障碍物掩蔽的流。
灵敏元件的测量范围对应于图3A中的由角度M定义的扇区，而掩 蔽范围对应于图3B中的由角度N定义的扇区。
障碍物3构成流测量探头的与所述探头的灵敏元件面对的角扇区的 掩蔽元件4。
因此，根据希望测量性质的气体流的方向，各灵敏元件以不同方式 受到该流的影响。
灵敏元件以这样的方式来定向：各传感器的响应整体的组合可同时 评价在大的角扇区和大的温度范围内的空气速度的三个矢量分量。
速度的模数，就其本身而言，由于一种在某些实施方式中可以是全 向的探头而得以评价。
可以从由测量探头给出的响应开始，利用针对流的方位、方向和速 度的一个或多个计算算法来进行流的特性的理论确定。
这种对空气流在所述装置上的入射角的确定操作也可从随入射而变 化的数据表开始进行。
在各传感器的校准阶段期间给该表提供信息，该校准阶段是将所述 装置放置在鼓风机处并以某个步距三维扫描入射整体。
然后，通过将由热敏电阻器给出的信息与记录数据表进行比较来进 行入射角的确定。
本发明的多个实施方式是可实现的。根据预定的解决方案，几何标 准和相关技术可相应地得到发展。
根据图5，流测量探头1a、...、1f设在一条公共圆母线5上并覆盖 互补角扇区。
根据第一实施方式，所述装置可具有四个流测量探头，该四个流测 量探头相互成90°设在所述圆母线5上以定义四个基点，并且两个极探头 8a和8b位于极13上。如图5、图6、图7和图8所示，所述装置优选地 具有六个流测量探头1a、...、1f，该六个流测量探头1a、...、1f总是相 互成60°设在所述圆母线5上，以实现在流的上风处的至少两个测量扇区 以及在流的下风处的两个测量扇区。这种配置还可恢复测量区域，以便 避免盲区域的存在。
如图4所示，流测量探头1被固定在承载柱7上，该承载柱7起到 流中的障碍物的作用。有利的是，这些承载柱由内部有电源电缆11通过 的管构成。灵敏元件被插入到在承载柱7内做成的孔内，并从这些承载 柱露出一段合适距离，以便优化其掩蔽扇区。
所述承载柱例如是直径1mm的管，所述装置的直径应是总计约 25mm。
根据图6的实施例，承载柱7由环段构成，这些环段根据球面体积 的等距子午线12来分布。探头8a是独立的，探头8b由三面体支撑。
图7的实施例是一种具有赤道环状支架的装置，在该支架上固定有 流测量探头的传感器，并且探头8a和8b设在同一极环箍的极13附近。
根据图8，流测量探头1a、...、1f以定义球面体积的极环的形式设 在承载柱上，所述探头设在环的内部在球面体积的赤道线上。
图9的实施例是这样的替代实施例：灵敏元件2设在球9上，该球 9构成对所述流测量探头的整体是公共的障碍物。该实施例需要更多数量 的传感器，原因是所述球的体积构成进一步限制传感器的测量区域的大 尺寸的障碍物。
图10的实施例是这样的实施例：一系列的四个传感器10a～10d设 在定义所述装置的体积的球面外壳的赤道圆上，而其他四个传感器11a～ 11d设在所述外壳的回归线10上。该实施不需要极探头。
所述实施方式是这样：测量元件的数量随期望的精度和灵敏度而变 化。
所述测量探头优选地是电阻元件，其中所述元件的内阻根据所述元 件的温度而变化。CTN、CTP(负或正温度系数热敏电阻器)、PT 100、 PT 1000en是非限制性实施例。
为了实施流的测量，传感器与可以是不同种类的电源装置连接。为 了恒定供电，空气流根据其强度或多或少地降低灵敏元件在测量电位的 接线端的温度。
为了以恒定温度进行工作，各灵敏元件的电阻由运行中的伺服系统 保持恒定。该调节与流的速度成正比。
最后，由于相关的补偿探头，可向所述装置供电，以便获得在测量 元件与环境之间的恒定温差。
图5中示意性示出的优选装置在图6中作了图示并在以下进行更详 细说明。
所有灵敏元件都被恒定供电。这些元件的温度以及内阻随着暴露于 流中而改变。通过抄录这些电阻元件在接线端的电位来进行测量。还能 根据工作环境温度调整注入电流。一般，分布电流随着环境温度而增加。
如图5所示，探头1a、...、1f，即子午线探头，可在所有旋转角之 前根据探头的极轴线6进行评价。这些探头也能用作设在图5中的标号6 的极轴线上的探头8a和8b的补充，以便补充关于流的方向的信息，同 时给出该流相对于所述装置的赤道平面5的倾角或仰角。
承载柱的自由端被包裹起来以限制流的干扰，这些干扰是在流测量 探头的附近产生的。
确定方法是基于将各灵敏元件的响应进行比较的原理，在该情况下， 该灵敏元件是CTN。
当空气流袭击所述装置时，位于该流对面的CTN比位于诸如承载柱 那样的障碍物后面的CTN冷却更多。对由探头给出的值进行测量，可根 据CTN由障碍物或多或少地遮蔽这一情况，以一一对应的方式追溯到达 探头的空气流的方向。
为了实施流测量，CTN与针对每个CTN具有恒流发电机的测量装 置以及电位测量装置在各个CTN的接线端连接。
由这些装置实施的测量整体被数字化并被发送到计算机，该计算机 对这些数据进行分析。
这种对空气流在所述装置上的入射角的确定操作也可通过包含随入 射而变化的数据表的一部分计算来进行。
在各传感器的校准阶段期间给该表提供信息，该校准阶段是将所述 装置放置在鼓风机处并以某个步距三维扫描入射整体。
然后，通过将由热敏电阻器给出的信息与记录数据表进行比较来进 行入射角的确定。
图6的带有6个子午线探头的装置的子午线CTN 1a、...、1f的响应 曲线的实施例根据流的方向在图11中作了图示。该曲线图示出针对仰角 和给定速度，这里是30°和10m.s-1，在旋转一整圈时6个子午线CTN的 温度响应。该曲线用于确定流的旋转角14。
为此，在6个子午线CTN的温度抄录中，在固定的角位置查找最热 的CTN。在隔离了将要进行计算的传感器之后，展开一个算法来确定旋 转角。
仰角15由主要应用于极探头8a和8b的响应的算法来评价。由子午 线探头提供的数据可补充这些信息。
速度的模数由于一种在某些实施方式中可以是全向的探头而得以确 定。
期待的精度对于速度模数是约±10％，对于旋转角是±15°，以及对 于仰角是±30°。旋转范围达360°，而仰角范围在0°至120°之间，即立 体角为3p。
所述装置可成套具有绝对压力传感器以及温度传感器。实际上，气 体流体的特性诸如密度或对流传递系数取决于这些物理量并对结果产生 影响。因此，应该考虑环境条件的变化，以便补偿测量。
本发明不限于所示实施例。同样，将传感器进行不同编排的配置， 具体地说，将头四个传感器设在第一回归线上并将另外四个传感器设在 第二回归线上的配置处于本发明的范围内。