Модуляционный датчик аэродинамических углов

Союз СоветскмиСоциалистическихреспублик ОП ИСАНИЕИЗОБРЕТЕНИЯК АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ и 901906(22) Заявлено 030680 (21) 2933525/18-10.с присоединением заявки яй(53) УДК 532. 574. .6(088,8) Вата опубликования описания 300 1,82) МОДУЛЯЦИОННЫЙ ДАТЧИК АЭРОДИНАМИЧЕСК УГЛОВИзобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано на различных летательных аппаратах различного назначенияПо основному авт. св. Н 651253 известен модуляционный датчик аэродинамических углов, содержащий корпус, дифференциальный манометр и электропреобразовательную часть, Дифференциальный манометр выполнен в виде равномерно вращающегося в набегающем потоке вокруг своей продольной оси цилиндра, на боковой поверхности которого диаметрально противоположно размещены два приемных отверстия, каждое из которых сообщается с одной из камер дифференциального манометра, причем ось его вращения перпендикулярна плоскости измерения аэродинамического угла. Принцип действия модуляционного датчика основан на преобразовании перепада давлений скоростного напора в камерах вращающегося дифференциального манометра в модулированный на частоте вращения периодический сигнал переменного напряжения,фаза которого пропорциональна измеряемому аэродинамическому углу 11.5Наряду с высокими соответственными динамическими характеристикамиизвестныйдатчик обладает следующим существенным недостатком. Размещение приемных отверстий на поверхности вращающегося цилиндра приводитк погрешностям в измерении, связанными с известными из аэродинамики эффектом Магнуса ( нарушением симметрии обтекания вращающегося цилиндра). Вследствие вращения дифференциального мано -метра цилиндрической формы нарушаетсясимметрия обтекания относительно плоскости, проходящей через ось цилиндра,параллельно вектору скорости невоз,. мущенного потока, вследствие чего смещаются критические точки на поверхности вращающегося цилиндра, причем это смещение описывается нечетнойфункцией от циркуляции потока, кото"901906 3рая пропорциональна отношениюсд.1где И - угловая скорость вращенияцилиндра; г - радиус цилиндра; Чскорость невозмущенного потока.5Описанное выше нарушение симметрии потока приводит к дополнительнойметодической погрешности измеренияаэродинамического угла, пропорциональной в ", Таким образом, измеряемый 1 фаэродинамический угол может быть определен из следующего соотношенияс: К(Ч) +К,где оС - измеряемый аэродинамический угол 1К и К- коэффициенты пропорциональности:,У - разность фаз опорного напряжения и модулированного сиг- ,нала пропорциональная измеряемому аэродинамическому углу;методическая погрешность.Из рассмотрения этой формулы видно,что измерение аэродинамического угласопровождается методической погрешност ью, зависящей от величины скоростинабегающего потока. При этом следуетзаметить, что для современных лета-.тельных аппаратов характерен широкиидиапазон скоростей полета (от единицкилометров в час до скоростей, в несколько раз превышающих скорость звука)Цель изобретения - повышение точности измерения аэродинамических уг-.3лов модуляционным датчиком путем усовершенствования известного устройства .Указанная цель достигается тем,что модуляционный датчик аэродинамических углов снабжен суммирующимаоусилителем и дополнительным идентичным первому дифференциальным манометром, равномерно вращающимся с тойже скоростью и имеющим противоположное направление врещения, причем оси4вращения обоих дифференциальных ма"нометров параллельны между собой арасстояние между ними определяетсяиз соотношения1,М Ил л оз в 0,53,где д - диаметрциклов дифференциальных манометров,с(Р- предельный для данного летательного аппарата измеряемый аэродинамический угол,при этом дифференциальные манометрысоединены со входами суммирующего усилителя, выход которого подключен к измерительной схеме датчика.На фиг. 1 изображен измеритель, продольный разрез.на фиг. 2 представлена схема электропреобразовательной части измерителя, на фиг. 3 показано расположение измерителя на борту летательного аппарата; на фиг, 4 дан пример размещения двух измерителей для определения углов атаки и скольжения на борту летательного аппарата.Модуляционный датчик аэродинамических углов состоит из неподвижного корпуса 1, в нижней обойме которого с помощью подшипников 2 и 3 установлена полая ось 4 на которой закреплен корпус дифференциального манометра 5 с двумя отверстиями, каждое из которых сообщается с одной из камер дифференциального манометра, образованными мембраной 6, Кроме того в корпусе диФференциального манометра 5 размещен датчик 7, преобразующий механические перемещения мембраны 6 в электрический сигнал. На другом конце полой оси 4 размещены контактные кольца 8 токосъемного устройства, служа- . щие для съема сигнала с датчика 7, В верхней обойме неподвижного корпуса 1 с помощью подшипников 8- 10 установлена полая ось 11, на которой закреплен корпус дополнительного дифференциального манометра 12 с мембраной 13 и датчиком 14 ее механического перемещения в электрический сигнал.Конструкции обоих дифференциальных манометров совершенно идентичны, На другом конце полой оси 11 также расположены контактные кольца 15 токосъемного устройства. В центральной обойме непод вижного корпуса 1 закреплен синхронный электродвигатель 16 конструктивно объединенный с генератором 17 опорных напряжений. Передача вращающего момента от электродвигателя 1 б к дифференциальным манометрам осуществляется посредством шестерен 18-21, Паразитная шестерня 20 с помощью оси 22 и подшипников 23 и 24 установлена в неподвижном корпусе 1, Электропреобразовательная часть датчика аэродинамических углов содержит датчики 7 и 14 механических перемещений мембран дифференциальных манометров в электрический сигнал которые подключены ко входу суммирующего усилителя 25, выход которого подключен ко входу фазового дискриминатора 26. Кроме того, фазовый дискриминатор 26 электрически связан с гене5 9019ратором 17 опорных напряжений, Выходфазового дискриминатора 26 соединенсо входом фильтра 27, Модуляционныйдатчик аэродинамический углов устанавливается на борту летательного аппарата так, чтобы параллельные между собой и лежащие в глоскости, параллельной плоскости миделевого сечения летательного аппарата, оси вращения дифференциальных Манометров были перпендику-элярны плоскости измерения аэродинамического угла.Устройство работает следующимобразом,Синхронный электродвигатель Рб с по мощью шестерен 18-21 приводит во вращение оси 4 и рр, на которых располох:ены корпуса дифференциальных манометров 5 и 12, Паразитная шестерня 20осуществляет противоположное направление осей 4 и 11, Корпуса дифференциальных манометров 5 и 12 устанавливаются друг относительно друга такимобразом, что оси приемных отверстийодного дифференциального манометра 25параллельны соответствующим осям приемных отверстий другого манометра.Вращение дифференциальных маноетров в набегающем потоке сопровождается пульсацией давлений в их рабочих з 0камерах. Под действием этих пульсаций мембраны 6 и 13 соверш,ют колебания, которые преобразуются датчиками 7 и 14. в электрические сигналы,фазы которых определяют величину из 35меряемого аэродинамического угла.Эти периодические сигналы переменного напряжения, модулированные начастоте вращения дифференциальныхманометров, поступают на суммирую 40щий усилитель 25, в котором сигналыс датчик а 7 и Р 4, пропорциональныеч)методическои погрешности, вызванной нарушением симметрии обтекания, как имеющие противоположнь е эна"45кивзаимно уничтожаются, Таким образом,введение дополнительного дифференциального манометра, идентичного по конструкции основному,но имеющего противоположное направление вращения,а также сумми 50рующего усилителя приводит к ликвидацииуказанной выше методической погрешности. С суммирующего. усилителя 25сигнал, пропорциональный измеряемомуаэродинамическому углу, поступает нафазовыи дискриминатор 26, куда такжеы55поступает опорное напряжение с генератора 17 опорных напряжений. Нафазовом дискриминаторе 26 осущест 1,8 р. ," О,Ы,где 1 ; - минимальное межцентровоерасстояние между осямивращения двух дифференциальных манометров;б - диаметр дифференциальныхманометров;г - предельный для данного летательного аппарата измеряемый аэродинамическийугол.На фиг. 3 для случая измерения угла атаки показано расположение датчикааэродинамических углов. Здесь ОХ продольная ось летательного аппарата,а Оч - проекция вектора скорости навертикальную плоскость летельногоаппарата, проходящую через ось ОХ.Результаты расчета по приведеннойзависимости для различных аэродинамических углов и межцентровых расстояний таковы:3,;, lб 2,36 15 2,45 20 2,58 30 2,70 Использование предлагаемого модуляционного датчика аэродинамических углов позволяет, согласно аналогическим расчетам и экспертиментам в аэродинамической трубе, приблизительно на 153 повысить точность измерения аэро 06 6вляется детектирование модуляционного сигнала и выделение его фазы. Выходной сглаживающий фильтр 27 осуществляет подавление второй и кратной ей гармонии. С выхода сглаживающего фильтра 27 сигнал, пропорциональный измеряемому аэродинамическому углу поступает к потребителю.Известно, что при обтекании цилинд ра за ним образуется след в виде двух вихревых цепочек, причем поперечный размер между цепочками вихрей состав" ляет 1,2 б, где б - диаметр цилиндра. Расчетное и экспериментальное опреде" ление скорости в отдельном вихре вихревой дорожки Кармана гоказывает, что условие непопадания одного из вращающихся дифференциальных манометров цилиндрической формы в вихревой след другого может быть записано в виде9019 динамических углов, что позволяетрасширить область применения этихдатчиков,06 8манометров параллельны между собой, арасстояние между ними определяетсяиэ соотношенияформула изобретения Модуляционный датчик аэродинамических углов по авт. св. Ю 651253, о тл и ч а ю щ и й с я тем, что, с цельюо повышения точности измерений, он снабжен суммирующим усилителем и дополнительным дифференциальным манометром, установленным с возможностью вращения с постоянной скоростью, равной по ве личине скорости вращения основного дифференциального манометра, но противоположной по направлению, причем оси вращения обоих дифференциальных и60 аСдргде д - диаметр цилиндров дифференциальных манометроваар- предельный для данного летательного аппарата измеряемый аэродинамический угол, при этом дифференциальные манометры соединены со входами суммирующего усилителя, выход которого подключен к измерительной схеме датчика. Источники информации,принятые во внимание при.экспертизе 1. Авторское свидетельство СССР й 651253, кл.б 01 Р 5/00,1975.901906 аттис углаФиата Фиг Составитель Е.Сыседактор Е.Папп Техред, Т. Фанта Корректор В.Бутяга ееитг ищи тети иттиЗаказ 123 Филиал ППП "Патент", г. Ужгород, ул. Проектная,53 Тираж 882 НИИПИ Государс по,делам изо 3035 Москва,Ж венног ретени 35, Ра Подписноекомитета СССРи открытийская наб.,д.4/5