RU2000561C1 - Устройство дл измерени параметров полета летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Изобретение относитс  к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах. Цель - повышение точности измерени  статического и полного давлений и снижение вредного воздействи  устройства на работу воздухозаборника двигател , а также упрощение конструкции. Устройство дл  упрощени  параметров полета летательного аппарата содержит установленную на оси вращени  заостренную спереди плиту, на верхней ортогональной поверхности которой расположен приемник системы измерени  статического давлени , полукрыло с передней пр мой кромкой, на которой расположены приемники соответственно систем измерений полного давлени  и угла атаки, пневмотрассы, подсоединенные к датчикам давлени , и Датчик угловых перемещений тела. Устройство может быть снабжено расположенным на оси вращени  тела невращающимс  диском, причем в этом случае приемник статического давлени  расположен на его верхней поверхности. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относитс  к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах.

Наиболее близким из известных технических решений  вл етс  устройство, разработанное французской фирмой Badln Crouzet, совмещающее в себе функции флюгерного датчика аэродинамических углов (ДАУ) и приемника воздушного давлени  (ПВД). которое можно в дальнейшем назвать ДАУ-ПВД (см. патент Франции N: 2569848, кл. G 01 Р 13/02, 1984).

Это устройство представл ет собой вращающуюс  лопасть в виде треугольного полукрыла с симметричным профилем, на конце полукрыла установлен приемник полного давлени  непроточного типа. Место

расположени  этого приемника выбираетс  таким образом, чтобы на сверхзвуковых скорост х он всегда располагалс  внутри конуса Маха, возникающего при обтекании полукрыла. На передней стреловидной кромке по обе стороны от плоскости симметрии располагаютс  отверсти  дл  измерени  угла атаки. С обеих сторон поверхности полукрыла на значительном рассто нии от его передней кромки располагаютс  еще отверсти  дл  измерени  статического давлени .

Измерени  угла атаки этим устройством производ тс  с помощью потенциометра или сельсина, устанавливаемых на оси лопасти-флюгера (грубый метод). Вследс тпие того , что лопасть-флюгер из за его инерционности обладает значите-н.иым заО

паздыванием при быстром маневрировании самолета, в этом устройстве используетс  коррекци  угла атаки по показани м пневмометрических измерений угла атаки с помощью отверстий, расположенных по пе- педней кромке крыла, соединенных пнев- .мотрассами с датчиками давлени  (точный метод).

Данное устройство обладает р дом недостатков .

Во-первых, снижение точности определени  статического давлени  на динамических режимах полета летательного аппарата, когда лопасть в силу ее инерционности не успевает установитьс  точно по местным лини м тока.

Другой существенный недостаток тако- о yt,ii)Ci-,r во и виде треугольного полукры- лз зб/о.,лзлем следующими обсто тельствами . В га: э.м устройстве весьма затруднительно и,ш и возможно при достижении хорошей точности по измерению статического даппени  разместить отверсти  дл  измере- ,ч и   jrorj доолепи  на оси лопасти - полу ро ЛО .

Суцпн недостаток, обусловленный большой корневой хордой лопасти - полу- крыпа -tai ot о устройства, св зан с тем, что в реэу. jroro по крайней мере на малых ок-лрсстчх полета неэффективно используетс  нижн   чзсть поверхности лопасти устройства дл  создани  аэродинамического момента из за того, что эта часть лопасти нзлодитс  в пофэничном слое фюзел жа и ислектнлсн заторможенным потоком (так, например, на скорости полета км/т толщина пограничного сло  на фюзел же может составл ть 45 мм). Поскольку площадь лопасти-полукрыла и плечо от оси вра- щени  до аэродинамического фокусу лолукро.ла выбираютс  дл  такого устройства именно гххзд  из режима минимальной скорости начала работы такого устройства (когда аэродинамический момент начинает лреоосчодп;ь момент трени  а опорах оси вращени ), то такое расширение (неработающей ) нижней части лопасти-полукрыла устройствам равносильно ут желению веса конструкции.

Можно отметить также следующий недостаток рассматриваемого устройства, св занный с измерением полного давлени . В такой аэродинамической компоновке приемник полного давлени  на сверхзвуковых режимах обтекани  находитс  за косым скачком уплотнени , исход щим из вершины лопзсти-полукрылг-. Это должно приводить к непр мым измерени м, т.е необходимости проведени  его градуировок по числу Маха и угпу атаки, и к некоторому повышению погрешности и усложнению алгоритма его определени .

Недостатком рассматриваемого устройства также  вл етс  то обсто тельство, что

в силу его конструктивных особенностей, невозможно измер ть статическое давление или передавать его на фюзел ж летательного аппарата различным потребител м, а така  необходимость зачастую имеетс , с помощью возвращающихс  пневмометрических трасс. Передача же давлени  с вращающейс  части устройства на невращающуюс  требует применени  специальных уплотнений и ведет к значи5 тельному усложнению конструкции и возрастанию ее веса, увеличению момента трени  и, следовательно, к возрастанию минимальной величины скорости начала работы такого устройства.

0Целью изобретени   вл етс  повышение точности измерени  статического и полного давлений и снижение вредного воздействи  устройства на работу воздухозаборника двигател , а также упрощение

5 конструкции.

Цель достигаетс  тем, что в предлагаемом устройстве тело выполнено в виде заостренной спереди плиты, верхн   плоска  поверхность которой расположена ортого0 нально оси вращени  и снабжена отверсти ми дл  измерени  статического давлени , а в задней части плиты на ее верхней поверхности расположено полукрыло с пр мой передней кромкой, ортогональной верхней

5 поверхности плиты, на конце которого заподлицо с передней кромкой расположен приемник полного давлени .

Целью изобретени   вл етс  также упрощение конструкции устройства.

0 Эта цель достигаетс  тем, что отверсти  дл  измерени  статического давлени  расположены на невращающемс  плоском диске , выполненном заподлицо с верхней поверхностью плиты.

5 На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого устройства дл  измерени  параметров полета; на фиг, 2 изображено предлагаемое устройс гво с отверсти ми дл  измерени  статического давлени ,располо0 женными на невращающемс  плоском диске , выполненном заподлицо с верхней поверхностью плиты.

Устройство (фиг 1)состоит из тела, выполненного в виде заостренной спереди

5 плиты 1, верхн   поверхность 2 которой расположена ортогонально оси вращени  3 и снабжена отверсти ми дл  измерени  статического давлени  4 В задней части плиты 1 на ее верхней поверхности 2 расположено полукрыло 5 с пр мой передней кромкой 6.

ортогональной верхней поверхности 2 плиты , на конце которого, заподлицо с передней кромкой 6, расположен приемник полного давлени  7. На пр мой передней кромке полукрыла расположены отверсти  8 дл  измерени  угла атаки. Отверсти  4 дл  измерени  статического давлени , приемник полного давлени  7 и отверсти  8 дл  измерени  угла атаки с помощью соответственно пневмотрасс 9, 10, 11 подсоединены к датчикам давлени  12, 13, 14. Устройство снабжено также датчиком 15 углового перемещени  тела.

Отверсти  дл  измерени  статического давлени  4 могут быть расположены на невращающемс  плоском диске 16, выполненном заподлицо с верхней поверхностью 2 плиты 1.

Принцип работы устройства, изображенного на фиг. 1. заключаетс  в следующем .

Давлени , воспринимаемые отверсти ми 4. 8 и приемником полного давлени  7, передаютс  по пневмотрассам 9, 11, 10 и измер ютс  с помощью датчиков давлени  12, 13, 14, Устройство градуируетс  в необходимой области изменени  угла атаки и числа М, и измеренным давлени м в отверсти х 8 ставитс  в соответствие с угол атаки, Выполнение приемника полного давлени  7 заподлицо с передней кромкой 6 полукрыла 5, наличие пр мой передней кромки 6 полукрыла 5, а также заостренной спереди плиты 1 позвол ет избежать вли ни  скачков уплотнени  на флуктуации давлени  и на измерени  местного угла атаки с помощью отверстий 8.

Угол атаки определ етс  как сумма показаний угла атаки, измеренного с помощью датчика 15 углового перемещени  тела, и угла атаки, измеренного с помощью отверстий 8 пневмотрасс 11 и датчика давлени  14. Устройство устанавливаетс  на корпусе или фюзел же летательного аппарата в месте, где на крейсерских режимах давление близко к статическому,

При полете летательного аппарата на стационарных режимах устройство за счет создани  нормальной аэродинамической силы на полукрыле 5 и, соответственно, аэродинамического момента, поворачиваетс  относительно оси вращени  3 и устанавливаетс  по местным лини м тока. На таких стационарных режимах при статически отбалансированном устройстве, когда момент от силы веса отсутствует, в силу того, что полукрыло 5 устанавливаетс  по местным лини м гока. местный угол атаки определ етс  только показани ми датчика улового перс-мг щени  и. л.ч 15 поскольку

согласно градуировочных зависимостей, по которым определ етс  угол относительно местных линий тока с помощью отверстий 8 и датчика давлени  14, он будет равен нулю. С помощью отверстий 4. пневмотрасс 9 и датчика давлени  12 определ етс  местное статическое давление.

Поскольку отверсти  4 могут располагатьс  вблизи оси вращени  3, то при изме- 0 нении угла атаки отверсти  4 не смещаютс  при повороте устройства в результате изменени  угла атаки с линии, где давление на фюзел же равно статическому, а так как на заостренной спереди плите 1 на большом

5 рассто нии от ее носка давление само по себе стремитс  к статическому, то местное давление, измеренное с помощью отверстий 4, пневмотрасс 9 и датчика давлени  12 будет равно без поправок статическому дав0 лению. Тем самым измерени  приближаютс  к пр мым и повышаетс  точность определени  статического давлени . С помощью приемника 7, пневмотрасс 10 и датчика давлени  13 определ етс  полное

5 давление. Так как при обтекании передней части заостренной плиты 1 реализуетс  при сверхзвуковых режимах не скачок уплотнени , а звукова  лини , то изменени  полного давлени  за ней отсутствуют. Кроме того,

0 так как приемник расположен на конце полукрыла за пределами пограничного сло  фюзел жа или корпуса летательного аппарата , то потери полного давлени  на-нем отсутствуют и по этой причине. Поскольку

5 полукрыло 5 выполн етс  с пр мой передней кромкой 6, ортогональной верхней по- верхности 2 плиты 1. а приемник выполн етс  заподлицо с передней кромкой 6, то отсутствуют косые скачки уплотне0 ни , приход щие на приемник полного давлени . Таким образом, обеспечиваютс  практически пр мые измерени  полного давлени  на дозвуковых скорост х с аналитической поправкой на пр мой скачок уп5 лотнени , реализующийс  при обтекании передней кромки б полукрыла 5 и приемника полного давлени  7, котора  обычно и примен етс  при определении полного давлени  изолированным приемником полного

0 давлени . Тем самым измерени  полного давлени  приближаютс  к пр мым, и повышаетс  точность определени  полного давлени .

В результате того, что полукрыло 5 с

5 пр мой передней кромкой б располагаетс  в задней части плиты и на нем нет отверстий дл  измерени  статического давлени , но может быть выполнено с малой хордой. Таким образом, при обтекании искрирленным потоком, который имеет место на лолтельном аппарате, оно будет устанавливатьс  практически по местным лини м тока и не будет вызывать потерь полного давлени  в воздухозаборнике и, следовательно, силы т ги двигателей. Кроме того, оп ть же, поскольку на полукрыле 5 с пр мой передней кромкой 6 не располагаютс  отверсти  дл  измерени  статического давлени , оно может быть выбрано, исход  из малых скоростей полета, с достаточно малой хордой или с сужающейс  при приближении к плите 1 хордой; тем самым неэффективно работающа  площадь полукрыла в заторможенном потоке пограничного сло  на малых скорост х пс-тотз летательного аппарата может быть nj сравнению с прототипом весьма знлнипльч ,; умоньшена, что равносильно снижению веса конструкции предлагаемого устройства.

Нэ нестационарных, динамических режимах попета летательного аппарата,с большими скорост ми изменени  угла атаки по времен., -свойство, в силу его инерционности , молсл не успевать отслеживать путем поворота в оси вращени  3 местных линий тока, это расхождение может составл ть, как показывают оценки, 5-8°. На таких ре- АИМЗХ угол атаки определ етс  как сумма vr/M, измеренного с помощью датчика углового перемещени  15. и угла, измеренного -; оог. отверстий 8, пневмограсс 11 и давлени  14. Поскольку отверсти  дл  ii прени  статического давлени  на предлагаемом устройстве располагаютс  не на молун-ыле как на прототипе, а на заостренной спереди плите 1, то такое запаздывание , как показывают оценки, практически не сказываетс  на измерении статического давлени  как на доздвуковых, сверхзвуковых , так и на трансзвуковых режимах полета . Кроме того, такое запаздывание практически не сказываетс  и на измерени х полного давлени . Все остальные эффекты при работе предлагаемого устройства на динамических режимах аналогичны описанным выше на стационарных режимах.

Принцип работы устройства с диском 1 б заключаетс  в том, что давление, воспринимаемое отверсти ми 4, расположенными на невращающемс  диске 16. выполненном

заподлицо с верхней поверхностью 2 плиты 1, передаетс  по пневмотрассе 9 к датчику давлени  12, с помощью которого определ етс  статическое давление. В результате значительно упрощаетс  конструкци  устройства , поскольку отпадает необходимость в применении специальных уплотнений при передаче давлени  с вращающегос  устройства к различным потребител м этого давлени  на летательном

аппарате.

Claims (2)

1.Устройство дл  измерени  параметров полета летательного аппарата, содержащее установленное на оси вращени  тело с приемниками и системами измерений угла атаки и полного и статического давлений, отличающеес  тем, что оно снабжено датчиком и системой измерени  угловых перемещений тела, а тело выполнено в виде заостренной спереди плиты с расположенной ортогонально к оси вращени  плоской верхней поверхностью, в задней части которой ортогонально этой поверхности установлено полукрыло с пр мой передней кромкой, при этом приемники давлений систем измерений угла атаки и полного давлени  расположены заподлицо на пр мой передней кромке полукрыла, а приемник системы измерени  статического давлени  расположен заподлицо на плоской верхней поверхности заостренной спереди плиты.

2.Устройство по п. 1,отличающеес  тем, что оно снабжено расположенным

на оси вращени  тела невращающимс  диском , выполненным заподлицо с плоской верхней поверхностью заостренной спереди плиты, причем приемник системы измерени  статического давлени  расположен

заподлицо на верхней поверхности неьра- щающегос  диска.

f2 13 S4

N

f

«I

/гоЯермес/тгб фгрзюл жа

15

hr

A -A

8

6-6

(

f

I V

..- у n,,i А Ъч

Г - -УЯУЛ -ЛЈл

// /7 ////4&л

ro77777777 .

/700epx#0rsrr6 0f3xrs # Ma

SsSJSS/Я

-t

A - A

в

м

S//////S/,

////////

6 6

(pc/ez