Устройство для измерения параметров полета летательного аппарата

.Ю 2 2000561 С а)з 001 М 9/00 Комитет Российской Федерации по патентам и товарным знакам ОПИСАНИК ПАТЕНТУ ОБРЕ Я Иэобрет ится к определению расположения этого приемника выбирается параметров ательных аппаратов таким образом, чтобы на сверхзвуковых скоили парамет в аэродинамических ростях он всегда располагался внутри кону- трубах. са Маха, возникающего при обтеканииНаиболее близким из известных техни- полукрыла, На передней стреловидной ческих решений является устройство, раз- кромке по обе стороны от плоскости симработанное французской фирмой Вабп метрии располагаются отверстия гля измеСгоме, совмещающее в себе функции флю- рения угла атаки. С обеих сторон герного датчика аэродинамических углов поверхности полукрыла на значительном (ДАУ) и приемника воздушного давления расстоянии от его передней кромки распо- (ПВД), которое можно в дальнейшем на- . лагаются еще отверстия для измерения стазвать ДАУ-ПВД (см. патент Франции Ю тическогодавления,2569848, кл. С 01 Р 13/02, 1984). Измерения угла атаки этим устройствомЭтоустройствопредставляетсобойвра- производятся с помощью потенциометра щающуюся лопасть в виде треугольного по- или сельсина, устанавливаемых на оси лопалукрыла с симметричным профилем, на сти-флюгера(грубый метод). Вследствие токонце полукрыла установлен приемник пол- го, что лопасть-флюгер из-зэ его ного давления непроточного типа. Место инерционности обладает значите и пым заение относ полета лет ров потока О(54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА(57) Изобретение относится к определениюпараметров полета летательных аппаратовили параметров потока в аэродинамическихтрубах. Цель - повышение точности измерения статического и полного давлений и снижение вредного воздействия устройства наработу воздухозаборника двигателя, а также упрощение конструкции. Устройство для упрощения параметров полета летательного аппарата содержит установленную на оси вращения заостренную спереди плиту, на верхней ортогональной поверхности которой расположен приемник системы измерения статического давления, полукрыло с передней прямой кромкой, на которой расположены приемники соответственно систем измерений полного давления и угла атаки, пневмотрассы, подсоединенные к датчикам давления, и Датчик угловых перемещений тела. Устройство может быть снабжено расположенным на оси вращения тела невращающимся диском, причем в этом случае приемник статического давления расположен на его верхней поверхности. 1 э.п. ф-лы, 2 ил.паэдыванием при быстром маневрировании самолета, в этом устройстве используется коррекция угла атаки по показаниям пневмометрических измерений угла атаки с помощью отверстий, расположенных по пеоеднй кромке крыла, соединенных пневмотрассдми с датчиками давления (точный метод).Данное устройство обладает рядом недостатков.Во-первых, снижение точности определения статического давления на динамических режимах полета летательного аппарата, когда лопасть в силу ее инерционности не успевает установиться точно по местным линиям тока,Другой существенный недостаток такое уро, ва в виде треугольного полукрыла обуз;,олен следующими обстоятельствами. В га,:.о:л устройстве весьма затруднительно или невозможно при достижении хорсшеи точности по измерению статического давления размест ить отверстия для измерения згогэ давления на оси лопдсти полу крыла,Еще од;,н недостаток. обусловленный большой корневой хордой лопасти - полу- крыла та .о: о устройства, связан с тем, что в реэульздте этого по крайней мере на малых скоростях полета неэффективно используеел нижняя часть поверхности лопасти ус-ройства для создания аэродинамического момента из"эа того, что этд чдсть лопдсти наалтея в пограничном слое фюзеляжа и об: екався заторможенным потоком (так, например, на скорости полета Ч=100 кмlт толщина пограничного слоя на Фюзеляже может состэвлять 45 мм). Поскольку площадь лопасти-полукрыла и плечо от оси вращения до аэродинамического фокуср олукрыла выбираются для такого устройства именно "сходя из режима минимальной скорости начала работы такого устройства когда аэродинамический момент начинает превосходи ь момент трения в опорах оси вращения), то такое расширение (неработающей) нижней части лопасти-полукрыла устройствам равносильно утяжелению веса конструкции,Можно отметить также следующий недостаток рассматриваемого устройства, связанный с измерением полного давления, В такой аэродинамической компоновке приемник полного давления на сверхзвуковых режимах обтекания находится за косым скачком уплотнения, исходящим из вершины лопасти-полукрыла. Это должно приводить к непрямым измерениям, т,е необходолости проведения его градуировок по числу Маха и углу атаки, и к неното 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 ромуовышению погрешности и усложнению алгоритма его определения.Недостатком рассматриваемого устройства также является то обстоятельство, что в силу его конструктивных особенностей, невозможно измерять статическое давление или передавать его на фюзеляж летательного аппарата различным потребителям, а такая необходимость зачастую имеется, с помощью возвращающихся пневмометрических трасс, Передача же давления с вращающейся части устройства на невращающуюся требует применения специальных уплотнений и ведет к значительному усложнению конструкции и возрастанию ее веса, увеличению момента трения и, следовательно, к возрастанию минимальной величины скорости начала работы такого устройства,Целью изобретения является повышение точности измерения статического и полного давлений и снижение вредного воздействия устройства на работу воздухозаборника двигателя, а также упрощение конструкции.Цель достигается тем, что в предлагаемом устройстве тело выполнено в виде заостренной спереди плиты, верхняя плоская поверхность которой расположена ортогонально оси вращения и снабжена отверстиями для измерения статического давления, а в задней части плиты на ее верхней поверхности расположено полукрыло с прямой передней кромкой, ортогональной верхней поверхности плиты, на конце котрого заподлицо с передней кромкой расположен приемник полного давления.Целью изобретения является также упрощение конструкции устройства,Эта цель достигается тем, что отверстия для измерения статического давления расположены на невращающсмся плоском диске, выполненном заподлицо с верхней поверхностью плиты,На фиг, 1 изображен общий вид предлагаемого устройства для измерения параметров полета; на фиг, 2 изображено предлагаемое устройс гво с отверстиями для измерения статического давления, расположенными на невращающемся плоском диске, выполненном заподлицо с верхней поверхностью плиты,Устройство (фиг, 1) состоит из тела, выполненного в виде заостренной спереди плиты 1, верхняя поверхность 2 которой расположена ортогонально оси вращения 3 и снабжена отверстиями для измерения статического давления 4. В задней части плиты 1 на ее верхней поверхности 2 расположено полукрыло 5 с прямой передней кромкой б, 2000561ортогональной верхней поверхности 2 плиты, на конце которого, эаподлицо с передней кромкой 6, расположен приемникполного давления 7, На прямой переднейкромке полукрыла расположены отверстия 8 для измерения угла атаки. Отверстия 4 для измерения статического давления, приемник полного давления 7 и отверстия 8 для измерения угла атаки с помощью соответственно пневмотрасс 9, 10, 11 подсоединены к датчикам давления 12, 13, 14. Устройство снаб.кено также датчиком 15 углового перемещения тела.Отверстия для измерения статическогодавления 4 могут быть расположены на не- вращающемся плоском диске 16, выполненном заподлицо с верхней поверхностью 2плиты 1.Принцип работы устройства, изображенного на фиг, 1. заключается в следующем.Давления, воспринимаемые отверстиями 4, 8 и приемником полного давления 7, передаются по пневмотрассам 9, 11, 10 иизмеряются с помощью датчиков давления 12, 13, 14, Устройство градуируется в необходимой области изменения угла атаки ичисла М, и измеренным давлениям в отверстиях 8 ставится в соответствие с угол атаки, Выполнение приемника пол ногодавления 7заподлицо с передней кромкой 6 полукрыла5, наличие прямой передней кромки 6 полу- крыла 5, а также заостренной спереди плиты 1 позволяет избежать влияния скачковуплотнения на флуктуации давления и на измерения местного угла атаки с помощью отверстий 8.Угол атаки определяется как сумма показаний угла атаки, измеренного с помощью датчика 15 углового перемещения тела, и угла атаки, измеренного с помощьюотверстий 8 пневмотрасс 11 и датчика давления 14, Устройство устанавливается на корпусе или фюзеляже летательного аппарата в месте, где на крейсерских режимах давление близко к статическому,При полете летательного аппарата на стационарных режимах устройство эа счетсоздания нормальной аэродинамическойсилы на полукрыле 5 и, соответственно,аэродинамического момента. поворачивается относительно оси вращения 3 и устанавливается по местным линиям тока. Натаких стационарных режимах при статически отбалансированном устройстве, когда момент от силы веса отсутствует, в силутого, что полукрыло 5 устанавливается поместным линиям гока, местный угол атаки определяется только показаниями датчикауглового перск лщ нг 1 в с.лз 15 поскольку10 20 25 30 35 40 45 50 55 согласно градуировочных зависимостей. по которым определяется угол госительно местных линий тока с помощью отверстий 8 и датчика давления 14, он будет равен нулю.С помощью отверстий 4, пневмотрасс 9 и датчика давления 12 определяется местное статическое давление,Поскольку отверстия 4 могут располагаться вблизи оси вращения 3, то при изменении угла атаки отверстия 4 не смещаются при повороте устройства в результате изменения угла атаки с линии, где давление на фюзеляже равно статическому, а так как на заостренной спереди плите 1 на большом 5 расстоянии от ее носка давление само посебе стремится к статическому, то местное давление, измеренное с помощью отверстий 4, пневмотрасс 9 и датчика давления 12 будет равно без поправок статическомудавлению. Тем самым измерения приближаются к прямым и повышается точность определения статического давления. С помощью приемника 7, пневмотрасс 1 О и датчика давления 13 определяется полное давление. Так как при обтекании передней части заостренной плиты 1 реализуется при сверхзвуковых режимах не скачок уплотнения, а звуковая линия, то изменения полного давления за ней отсутствуют, Кроме того, так как приемник расположен на конце полукрыла за пределами пограничного слоя фюзеляжа или корпуса летательного аппарата, то потери полного давления на нем отсутствуют и по этой причине. Поскольку полукрыло 5 выполняется с прямой передней кромкой 6, ортогональной верхней поверхности 2 плиты 1. а приемник выполняется заподлицо с передней кромкой 6. то отсутствуют косые скачки уплотнения, приходящие на приемник полного давления. Таким образом, обеспечиваются практически прямые измерения полного давления на дозвуковых скоростях с аналитической поправкой на прямой скачок уплотнения, реализующийся при обтекании передней кромки 6 полукрыла 5 и приемника полного давления 7 которая обычно и применяется при определении полного давления изолированным приемником полного давления, Тем самым измерения полного давления приближаются к прямым, и повышается точность определения полного давления.В. результате того, что полукрыло 5 с прямой передней кромкой 6 располагается в задней части плиты и на нем нет отверстий для измерения статического давления, . но может быть выполнено с малой хордой. Таким образом. при обтекании искривленным потоком, который имеет место на лс 1 лтель 20005615 10 15 ном аппарате, оно будет устанавливаться практически по местным линиям тока и не будет вызывать потерь полного давления в еоздухозаборнике и, следовательно, силы тяги двигателей. Кроме того, опять же, поскольку на полукрыле 5 с прямой передней кромкой 6 не располагаются отверстия для измерения статического давления, оно может быть выбрано, исходя из малых скоростей полета, с достаточно малой хордой или с сужающейся при приближении к плите 1 хордой; тем самым неэффективно работающая площадь полукрыла в заторможенном потоке пограничного слоя на малых скоростях пол та летательного аппарата может быть и сравнению с прототипом весьма значигельн, ум,ньшона, что равносильно снижеию веса конструкции предлагаемого устройстваНз носационарных, динамических режимах полет летательного аппарата,с большими скоростями изменения угла атаки по времен,с ройство, в силу его инерционности, мс;:ю не успевать отслеживать путем повороа в оси вращения 3 местных линий тока, это расхождение может составлять, как показывают оценки, 5-8, На таких режимах,гол атаки определяется как сумма ,г, а, измер.ного с помощью датчика углогоо г ер;мещения 15, и угла, измеренногось ощью .тверстий 8, пневмограсс 11 ида,н;а давления 14, Поскольку отверстия для из:,.геия статического давления на прел эгаемом устройстве располагаются не на олухыле как на прототипе, а на заостренной спереди плите 1, то такое запаздывание, как показывают оценки, практически не сказывается на измерении статического давления как на доздвуковых, сверхзвуковых, так и на трансзвуковых режимах полета. Кроме того, такое запаздывание практически не сказывается и на измерениях полного давления. Все остальные эффекты при работе предлагаемого устройства на динамических режимах аналог ичны описанным выше на стационарных режимах,20 25 30 35 40 45 Принцип работы устройства с диском 16 заключается в том, что давление, воспринимаемое отверстиями 4, расположенными на невращающемся диске 16. выполненном заподлицо с верхней поверхностью 2 плиты 1, передается по пневмотрассе 9 к датчику давления 12, с помощью которого определяется статическое давление, В результате значительно упрощается конструкция устройства, поскольку отпадает необходимость в применении специальных уплотнений при передаче давления с вращающегося устройства к различным потребителям этого давления на летательном аппарате,Формула изобретения 1. Устройство для измерения параметров полета летательного аппарата, содержащее установленное на оси вращения тело с приемниками и системами измерений угла атаки и полного и статического давлений, отл ич а ю щееся тем,чтооноснабжено датчиком и системой измерения угловых перемещений тела, а тело выполнено в виде заостренной спереди плиты с расположенной ортогонально к оси вращения плоской верхней поверхностью, в задней части которой ортогонально этой поверхности установлено полукрыло с прямой передней кромкой, при этом приемники давлений систем измерений угла атаки и полного давления расположены заподлицо на прямой передней кромке полукрыла, а приемник системы измерения статического давления расположен заподлицо на плоской верхней поверхности заостренной спереди плиты.2, Устройство по и. 1, о тли ч а ю щ ее с я тем, что оно снабжено расположенным на оси вращения тела невращающимся диском, выполненным эаподлицо с плоской верхней поверхностью заостренной спереди плиты, причем приемник системы измерения статического давления расположен эаподлицо на верхней поверхности невращающегося диска.