Датчик аэродинамических углов

%35й сою льский ина ый сибирский нститут авиао СССР980. тель 5/О ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТГ 10 ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИПРИ ГКНТ СССР Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано на летательных аппаратах различного класса с преимущественным применением в легкомоторной авиации,Цель изобретения - упрощение конструкции датчика.На фиг.1 приведена конструкция датчика аэродинамических углов, разрез; на фиг, 2 - то же, общий вид; на фиг. 3 - установка датчика на летательном аппарате.Датчик аэродинамических углов содержит корпус 1 цилиндрической формы, имеющий два выреза 2 и 3 на противоположных сторонах, причем передние кромки обоих вырезов смещены в разных направлениях относительно плоскости симметрии на величину максимально измеряемого этим датчиком аэродинамического угла, а задние кромки вырезов расположены по одной линии. Такое расположение вырезов 2 и 3 обеспечивает разделение встречного потока на две составляющие, воздействующие(54) ДАТЧИК АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ УГЛОВ(57) Использование; авиационное приборостроение с преимущественным применением в легкомоторной авиации. Сущность изобретения: датчик содержит цилиндрический корпус с двумя, смещенными в разных направлениях относительно плоскости симметрии, вырезами, два чувствительных элемента в виде зубчатых шестерен, в тела которых запрессованы постоянные магниты, и катушек, намотанных на ферромагнитные сердечники, жестко закрепленных напротив постоянных магнитов в оилиндрическом корпусе. 3 ил. на первый 4 и второй 5 чувствительные элементы, которые име,от форму, например, зубчатой шестерни из легкого и прочного материала.В тело каждого чувствительчого элемента 4 и 5 запрессованы постоянныемагниты 6 и 7, Электромагнитные катушки 8 и 9, внутри которых находятся сердечники 10 и 11 из магнитомягкого материала, размещены в магнитопроводах 12 и 13, расположенных на неподвижной оси 14 и жестко зафиксированных относительно корпуса 1. 00 Изоляционная прокладка 15 разделяет магнитные цепи узлов преобразования. Чувствительные элементы 4 и 5 с подшипниками 16 и 17 установлены на оси 14. Фланец 18 предназначен для крепления датчика к корпусу летательного аппарата, Выводы 19 и 20 узлов преобразования соединяются с входами измерителя аэродинамических углов,Передние кромки 21 и 22 вырезов в корпусе 1 (фиг,2) смещены в противоположные стороны от плоскости симметрии, Это сме 16793875 10 15 20.25 магнита. щение берется равным максимальному аэродинамичесому углу, измеряемому данным датчиком, Например, если максимально допустимый угол атаки для летательного аппарата составляет 20 О, то и смещение кромки выреза должно соответствовать 20 О, если максимально допустимый угол атаки для другого типа летательного аппарата составляект 30, то и смещение должно соответствовать 30 Задние кромки выоезов расположены по одной линии,Датчик работает следующим образом.В процессе полета легательного аппарата скоростной напор встречного потока за счет вырезов 2 и 3 в корпусе 1 датчика разделяется на две составляющие потока, которые воздействуют на чувствительные элементы 4 и 5 и приводят их во вращение в и ротивоположные стороны, При вращении чувствительных элементов 4 и 5 постоянные магниты 6 и 7 взаимодействуют с электромагнитными катушками 8 и 9 и наводят в них импульсы ЗДС, частота которых прямо пропорциональна скорости вращения каждого чувствительного элементд, Соединив выводы 19 и 20 с входами измерителя, на входах последнего получают . импульсы напряжения.с частотой, пропорциональной скорости вращения чувствительных элементов 4 и 5. При этом принимают допущение, что конструктивные размеры чувствительных элементов, вырезов в корпусе совпадают, трение в подшипниках одинаково, коэффициенты сцепления воздушного потока с поверхностями чувствительных элементов равны и т.д, В этом случае основными факторами, определяющими скорости вращения каждого чувствительного элемента, будут являться скорость движения встречного потока и направление вектора скоростного напора,Численное значение каждой составляющей потока зависит от скорости летательного аппарата от направления вектора потока, от площади чувствительных злементов и других факторов. Если положение оси чувствительности датчика совпадает с направлением вектора скоростного напора, то значения составляющих потока (при выше.- перечисленных допущенных) будут равны, вращение обоих чувствительных элементов 4 и 5 будет происходить с одинаковой угловой скоростью, с выходов 19 и 20 преобразователей на входы измерителя будут поступать импульсы с равной частотой 11=12 и разность этих частот будет равна нулю, что соответствует нулевому отклонению аэродинамического угла. При изменении направления вектора скоростного напора будет изменяться положение точки приложения его равнодействующей к поверхности датчика и, значит, воздействие составляющих воздушного потока на чувствительные элементы будет меняться, вследствие чего скорость вращения одного чувствительного элемента будет возрастать, а другого уменьшаться, и с выходов 19 и 20 на измеритель будут поступать импульсы с разной частотой, разность которых будет пропорциональна измеряемому аэродинамическому углу летательного аппарата,Формула изобретения Датчик аэродинамических углов, содержащий первый и второй чувствительные элементы, первый и второй узлы сьема сигнала, отличающийся тем,что,с целью упрощения, чувствительные элементы выполнены в виде зубчатых шестерен, установленных с возможностью вращения на оси, жестко закрепленной в полом цилиндрическом корпусе, в котором над зубчатыми шестернями выполнены два диаметрально расположенных выреза, при этом каждый из узлов съема сигнала состоит иэ постоянного магнита, запрессованного в зубчатую шестерню, и катушки, намотанной на ферромагнитный сердечник, закрепленный на неподвижной оси напротив постоянного1679387Составитель О;Титова едактор Н.Тупица Техред М,Моргентал Корректор А.Осауленко Заказ 4616 Тираж Подписное ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ С113035, Москва, Ж, Раушская наб., 4/5Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина