Способ определения паправления потока

328359 Союз СоветскихСоциапистицескихРеспубликЗависимое от авт. свидетельстваЗаявлено 05.71.1968 1 1253240/40с присоединением заявкиПриоритет.Ч. Кл, 6 01 тп 9/00 Комитет по деламизобретений и открытиори Совете МинистровСССР публнковано 021972. Бюллетень Ло 6 ата опубликования описания 24.111.1972 К 533.6.071.1(088,8 Авторизобретения А, Б. Крымо Моск ский ордена Ленина авиационнь им. Серго Орджоникидзе витель нстит СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАПРАВЛЕНИЯ ПОТОКАОТНОСИТЕЛЬНО СВЯЗАННЪХ ОСЕЙ КООРДИНАТЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА На фиг. 1 показана структурная схема устройства, реализующего предложенный способ; ча фиг. 2 и 3 - кривые распределения давления.Устройство, реализующее предложенный способ, содержит часть сферы 1, снабженную дренажными отверстиями 2 по п с каждой стороны от оси ХХ, соединенными каналами 3 с дифференциальными датчиками давления 4,Сигналы с датчиков подаются на модель б, воспроизводящую кривую (функцию) распределения разности давлений между парными отверстиями, снабженную устройством 6 поиска нуля распределения разности давления, сигналы с которого подаются на указатель 7 и к другим потребителям 8,бласти эксперичастности к опка относительно ательного аппа 5 ия направления м, что измеряют на поверхности пневматического еализации таповорот наа летательного ых технических 15 Предлагаемый способ позволяет но визуально или автоматически в ределять направление потока в ши пазоне скоростей с высокой сте ности.Это достигается тем, что измеряю давлений между заданными точка ности, расположенными в диаметр пендикулярпых плоскостях, паралл новным плоскостям летательного моделируют для каждой из плоскос деления разностей давлений и по пределения сигналов моделей опре правление потока относительно осей аппарата,непрерывполете опоком диаенью точа ф тельно дсферы 1бовую при разл ду осью продольн тором ск щие обо скольжен и текуще Го - вектда напра Изобретение относится к оментальной аэродинамики, вределению направления потосвязанных осей координат летрата,Известен способ определенпотока, заключающийся в тодавление в заданных точкахтела вращения с помощьюнасадка. Однако при ркого способа необходимсадка относительно корпусаппарата, что требует сложсредств. т разность и поверхально перельных осаппарата, 25 ей распре- нулям расделяют на- связанных г, 2 показано распределение относиинамического давления Р на части преставляющей собой, например, лоповерхность летательного аппарата ичных числах Л 1 полета и углах межсимметрии ХХ сферы, параллельной ой оси летательного аппарата и векорости К На фиг. 2 приняты следую- значения: а - угол атаки, р - угол ия, О - угол между осью симметрии й точкой сферической поверхности, ор скорости потока для случая, когвление потока совпадает с осью симметрни, Рс - вектор скорости смещенного потока; Р - относительное динамическое давление (частное от деления в текущей точке сферической поверхности на давление в точке, где набегающий поток нормален к поверхности), М - число Маха, Р (Г,) - распределение относительного динамического давления по сферической поверхности при направлессии потока У Р (Ь,) в распределен относительного динамического давления при скошенном потоке.На фиг. 3 показано распределение давлсния и кряжевые распределения разностей давлений, воспроизводимых моделью при различных направлениях обдува, где 9 - базовая точка модели, О - абсцисса модели, Х, - ордината модели, Х(Р,) и Х,(Г,) - функции распределения разности давлений, воспроизводимых моделью соответственно при прямом и скошенном обдуве.При полете летательного аппарата в атмосфере на каждую точку сферической поверхности, представляющей собои, например, участок лобовой поверхности летательного аппарата, действует давление, пмеющсс статическую и динамическую составляющие, Величина первой составляющей определяется барометрическим давлением, а величина второй зависит в основном от скоростного напора, числа Л, направления обдува, В том случае, если направление потока совпадает с осью симметрии, распределение относительного динамического давления по сферической поверхности в сечении, содержащим ось ХХ, имеет вид Р (Ро) (см. фиг. 2).При изменении направления обдува максимум давления перемещается на величину угла атаки а, в центральном сечении, параллельном продольной плоскости, и са величину угла Дв центральном сечении, параллельном продольной плоскости.Величина динамического давления на сферической поверхности в точках, симметрично располохкессссых относительно точки, где поток нормален к поверхности, одинакова. Измеряя кривые Р (Гю) и Р (1,) дифференциальными датчиками 4 давления, соединенными 10 каналами 3 с дренажными отверстиями 2,разности давлений между отверстиями, смещенными на сс, по сигналам датчиков с помощьсо модели 5 можно воспроизвести кривую распределения разности давлений.15 Положению максимума кривой распределения давления, кривые Р (Ро) и Р (Ъ,), соответствует ноль кривой распределения разности давления, кривые Хм (Ъсо) и Х(Ъ,).Устройство б поиска нуля выдает сигнална указатель 7 и потребители 8.Предмет изобретенияСпособ определения направления потока 25 относительно сьязанпых осей координат летательного аппарата, заклсочасощийся в тос что в поток помещают тело вращения, напри.мер сферический насадок, и измеряют давлене в заданных точках поверхности насадка, ЗО отлсссасоисссссся тем, что, с целью повышенияточности определения направления потока, измеряют разность давления между заданными точками повсрхпостп, расположенным в диаметрально перпендикулярных плоскостях, 35 параллельных основным плоскостям летательного аппарата, моделируют для каждой из плоскостей распределение разностей давлений и по нулям распределения сигналов моделей определяют направление потока,корректор Е. Зимин еев Редактор пография, пр. Сапунова, 2 Заказ 669/13 Изд.180 Тираж 448 ПодписноеЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССРМосква, К, Раушская наб., д. 4,5