Способ определения воздушной скорости летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к измерению воздушной скорости летательного аппарата,Целью изобретения является повышение точности измерения воздушной скорости на больших аэродинамических углах,На чертеже приведена схема для реализации предлагаемого способа, в состав которой вводят; приен 1 лк воэдуш и ых давлений 1 с отверстием 2 и трубопроводом 3 полного давления Ри полостью полного давления 4, с приемными отверстиями 5 и трубопроводом Б статического давления Р и полостью, статического давления 7, поиемник температуры заторможенного потока 8 с датчиком температуры 9, датчик 10 температуры воздуха в полости полного давления 4, канал 11, соединяющий полости полного 4 и статического 7 давлений, датчик 12 скорости перетекания воздуха в канале 11, вычис 10 Г 20 литель 13, первый вычитатель 14,инерциальная навигационная система 15,второй вычитатель 16, управляемый по величине аэродинамического угла контакт 17, датчик аэродинамических углов 18, усилитель 19, 25интегратор 20 и трений вычитатель 21.Приемник воздушных давлений 1 своимприемньм отверстием 2 через трубопровод3 подключен к полости полного давления 4,а приемными отверстиями 5 через трубопровод б - к своей полости статического давления 7. Полости 4 и 7 соединительнымканалом 11 подключены к датчику 12 скорости перетекания воздуха, а выход датчика 12соединен с первым входом вычислителя 13, 35второй вход которого соединен с датчиком10 температуры Твоздуха а полости полного давления 4, а третий вход - с выходом "датчика 9 температуры Т заторможенногопотока воздуха, помещенного в приемник 40температуры 8,, Выход вычислителя 13 соединен с вторым входом первого вычитателя 14, первыйвход которого подключен к инерциальнойнавигационной системе 15, а выход - к первому входу второго вычитателя 1 б, соединенного через первый вход управляемогоконтакта 17, второй вход которого соединен сдатчиком аэродинамических углов 18, с усилителем 19. Выход усилителя 19 через интегратор 20 подключен к второму входу третьеговычитателя 21, первый вход которого соединен с выходом инерциальной навигационной системы 14, Выход интегратора 20 подключен также к второму входу аычитателя 16.Принцип предлагаемого способа основан на использовании известного соотношения "треугольника скоростей", заключающегося в том, что алгебраическая сумма путевой Я, воздушной Ч скоростей и скоростл ветра .). раэную нулю 1).Ч + . - Ч = О. Р) Так как режимы полета летательного аппарата на больших аэродинамических углах скоротечны и не превышают по длительности 5-10 с. а постоянная составляющая скорости аегра на высоте изменяется мадленее на один дад порядка, то, запоминая на время маневра ее среднее значениеи алгебраически суммируя его с измеренным значением п левой скорости ЧЧ, получаем оцеку воздушной скорости летательно;о апплоатаПреимущество предлагаемого способа состои. а том. что а",чие коеях погрешностей ЬЯ л Ь(Ч -Ч 1 измерения пуевой скорости Л, разности Х-Ч, необходлмцх д л определения воздушной скорости по предложенному способу, при любых значениях аэродинамических углов приводлт к конечной погрешности ее определения и не зависит ст величины углов,Поедлагаемый способ; а соответствии со схемс 1, предстааленой на чертеже, осуществляется следу:ощим образом,Из воздушного потока, движущегося со скоростью Ч, с помощью отверстий 5 приемника воздушных давлений 1 отбирают часть воздуха со статическим давлением Ри по трубопроводу б подают в полость статического давления 7, Часть воздушного потока тормозят в приемном отверстии 2 приемника 1 до нулевой скорости и заторможенный воздух с давлением Рп подают по трубопроводу 3 а полость полного давления 4, часть воздушного потока тормозят а приемнике температуры 8 до нулевой скорости, соединяют юлость 4 полчого давления с полостью 7 статического давлении каналом 11. С помощьо датчиков температуры 9 и 10 измеряют соответственно температуру заторможенного потока Т, в приемнике температурь 8 и температуру воздуха Тв полости полного давления 4, С помощью датчика 12 измеряют скорость Чдвижения воздуха а соединительном канале 11, измеренные величины передают а вычислитель 13, где по формулеЧ= Ч ф Т гТП т иУ) в "И в -Ч) 20 Составитель 10, КурбангалиевТехред М.МоргенталКорректороыриз Редактор ТиражНПО "Поиск" Роспатента113035, Москва, Ж, Раушскэя наб., 4/5Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина, 101 Заказ 1615 определяют воздушную скооость летательного аппарата в диапазоне малых значений аэродинамических углов.С выхода вычислителя 13 сигнал скорости Ч подается на второй вход вычислителя 14, на первый вход которого с выхода инерциальной системы 15 подается сигнал путевой скорости П. На выходе вычитателя 14 формируется разность Ю-Ч между путевой и воздушной скоростями, поступающая далее на первый вход вычитателя 16 и с его выхода - на первый вход управляемого контакта 17, на второй вход которого подается сигнал датчика аэродинамических углов 18, с выхода которого через усилитель 19 сигнал подается на интегратор 20, соединенный выходом с вторыми входами вычитателей 16 и 21,Последовательно соединенные вычитатель 16, контакт 17, усилитель 19 и интегратор 20, замкнутые обратной связью через выход интегратора 20 и второй вход вычитателя 16, образуют фильтр, динамические свойства которого описываются апериодическим звеном с постоянным времени т= 1/К, где К - коэффициент усиления усилителя 19, выбираемый из условия обеспечения необходимой длительности переходного процесса и фильтрации флюктуэцио,ных составляющих разности скоростей. На выходе интегратора 20 Формула изобретения СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВОЗДУДНОЙ СКОРОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, заключающийся в том, что измеряют полное давление, статическое давление, температуру торможения потока и функционально вычисляют воздушную скорость, ооюиююиойся тем, что, с целью повь 1 шения точности нэ больших аэродинамических углах, дополформируется среднее значение разности (В-Ч). При достижении заданного зчэчения аэродинамического угла значения, при котором приемник воздушных давлений нэчи нает воспринимать полное давление Р спогрешностями выше допустимых значений) контакт 17 размыкается, сигнал на входе интегратора 20 становится равным нулю, а на его выходе запоминается сохра няется среднее на момент отключения значение скорости ветра О = Ю - Ч), поступающее на второй вход вычитателя 21, нэ первый вход котооога с выхода инерциальной навигационной системы 15 подается 15 текущее значение путевой скорости П(т), анэ его выходе формируется сигнал текущего значения воздушной скорости Как показано моделирование полета самолета на оазличных траекториях полета по сравнению с результатами моделирования известного способа заявленный способ по зволяет расширить диапазон углов атаки, вкотором воздушная скорость самолета измеряется с регламентируемой погрешностью до величины +90 и повысить точность ее измерения в 1,2 раза а диэпазо не углов атаки 15- ; А 5,нительно измеряют путевую скорость,35 вычисляют разность между воздушной и путевой скоростями, и при выходе летательного аппарата на большие аэродинамические углы определяют воздушную скорость как алгебраическую сумму те 40 ку,цего значения путевой скорости и вычисленной разницы между воздушной и путевой скоростями,