Способ определения воздушной скорости летательного аппарата

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам измерений скорости. Целью изобретения является повышение точности измерения малых скоростей . С помощью приемника врздушного давления 2 часть воздуха подают в первую 14 и третью 15 камеры статического давления; замеряют температуру торможения датчиком 8, а датчиком 16 - температуру в первой 14 камере статического давления, затем с помощью датчика 18 измеряет скорость движения потока воздуха в соединительном канале 17, а вычислителем 9 определяют воздушную скорость по формуле . 3 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (Н)з В 64 0 43/02 с

ГОСУДАРСТВЕНЮЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

1 (21) 4788045/23 (22) 01.02.90 (46) 07,06.93. Бюл. М 21 (72) Ю. А. Курбангалиев и Ю. П. Литвинов (56) Бабич О. А, Авиационные приборы и навигационные системы. М„ВВИА им. проф. Н, Е, Жуковского, 1981, с. 126 — 131, 144 — 175, рис. 5.1. (54) СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ. ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (57) Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам измерения Ы > 1819821 А1 скорости. Целью изобретения является повышение точности измерения малых скоростей. С помощью приемника воздушного давления 2 часть воздуха подают в первую

14 и третью 15 камеры статического давления; замеряют температуру торможения датчиком 8, а датчиком 16 — температуру в первой 14 камере статического давления, затем с помощью датчика 18 измеряя.т скорость движения потока воздуха в соединительном канале 17, а вычислителем 9 определяют воздушную скорость по формуле. 3 ил.

1819821

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к измерению воздушной скорости летательного аппарата.

Цель изобретения — повышение точности измерения малых скоростей, Цель достигается тем, что. по способу определения скорости летательного аппарата, заключающемуся в том, что из воздуш-. ного потока отбирают часть воздуха и подают в камеры .статического давления приемника воздушного давления, выполненного с компенсатором, часть воздуха тормозят до нулевой скорости,. измеряют давление и температуру заторможенного потока, давления в статических камерах и вычисляют воздушную cKopocTb, первую и третью камеры статических давлений сое-. диняют между собой, измеряют скорость перетекания воздуха, температуру воздуха в первой камере статического давления; а воздушную скорость определяют по формуле где Тт — температура заторможенного потока:

T> — температура воздуха в первой камере статического давления;

V> — скорость перетекания воздуха из первой камеры в третью;

P> — давление заторможенного воздуха;

P1 — давление в первой камере статического давления;

Рз — давление в третьей камере статического давления;

На фиг. 1 изображена схема устройства для реализации извес%ого способа; на фиг.

2 — схема для реализации предлагаемого способа; на фиг. 3 — представлены зависимости среднеквадратических отклонений определения воздушной скорости от измеряемой известным и предлагаемым способом.

На фиг. 1 показаны воздушный поток 1, приемник воздушных давлений 2, с приемным отверстием 3 полного давления, соединенным с камерой 4 полного давления и приемным отверстием 5 статического давления, соединенным с камерой 6 статического давления, приемник 7 температуры с датчиком 8 температуры, вычислитель 9, на первый вход которого подают сигнал с датчика 10 полного давления, на второй вход подают сигнал с датчика 11 статического давления в камере 6 статического давления, на третий вход вычислителя 9 подают сигнал сдатчика 8 приемника 7 температуры заторможенного потока.

На фиг, 2 показан воздушный поток 1, приемник 2 воздушных давлений с приемным отверстием 3 полного давления и приемными отверстиями 5, 12, 13 статического

5 давления, причем отверстие 5 соединено с первой камерой 14 статического давления, а приемное отверстие 13 соединено с . третьей камерой 15 статического давления, приемник 7 температуры заторможенного

10 потока, с датчиком.8 температуры, выход которого подключен на третий вход вычислителя 9, датчик 16 температуры воздуха в первой камере 14 статического давления, выход которого подключен на четвертый

15 вход вычислителя 9, канал 17, соединяющий первую и третью камеры статического давления, датчик 18 скорости перетекайия воздуха в канале 17, выход которого подключен на пятый вход вычислителя 9.

20 Измерение скорости производится следующим образом, Из воздушного потока 1, движущегося со скоростью V с помощью отверстий 5 и 13 приемника воздушных давлений-2 отбирают

25 часть воздуха со статическим давлением и подают в первую 14 и третью 15 камеры статического давления, часть воздушного . потока 1 тормозят в приемнике 7 температуры до нулевой скорости и с помощью дат30 чиков8температуры измеряюттемпературу заторможенного потока Тт в приемнике 7 температуры и температуру воздуха Т1 в первой камере 14 статического давления с помощью датчика 18 измеряют скорость \41

35 движения воздуха в соединительном канале

17, измеренные величины передают в вычислитель 9, где по формуле вычисляют воздушную скорость.

На фиг, 3 представлены зависимости

4О среднеквадратическихотклонений(о ч) определения воздушной скорости от измеряеMoA: линия А — для известного способа, линия Б — для предлагаемого способа с датчиком скорости на основе массового расхо45 домера воздуха.

Результаты показывают, что предлагаемый способ повышает точность определения малых воздушных скоростей и расширяет диапазон измерения.

Формула изобретения

Способ определения воздушной скорости летательного аппарата, заключающийся в том, что иэ воздушна о потока отбирают часть воздуха и подают в камеру статического давления, приемника воздушного давления, выполненного с компенсатором. часть воздуха тормозят до нулевой с орос1и. измеряют давление и температуру заторможенного пОтока. лав1е ил . .1. гllчееки>:

KBMBpRx и Вычиспякз Г i, ).,:,„, ", > i ., 1п .(. !, 1819821 Ti „ Pn — Р

Т1 Pi — Рз

10 ф

/ЮС ф

Л7 Yw/ñ

Составитель А,Левенков

Техред М.Моргентал Корректор M.Êåøåëÿ

Редактор

Заказ 2003 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101 отличающийся тем, что, с целью повышения точности измерения малых скоростей, первую и третью камеры статических давлений соединяют между собой, .измеряют скорость перетекания воздуха, 5 температуру воздуха в первой камере стати4ecKoI о давления, а воздушную скорость определяют по формуле где Т вЂ” температура заторможенно о потока;

Т1 — температура воздуха в первой камере статического давления;

Vn — скорость. перетекания воздуха из первой камеры в третью;

Рл — давление заторможенного потока;

P> — давление в первой камере статического давления;

Рз- давление в третьей камере статического давления.

Способ определения воздушной скорости летательного аппарата Способ определения воздушной скорости летательного аппарата Способ определения воздушной скорости летательного аппарата 

 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу и устройству для индикации вектора скорости летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации и, в частности, к определению воздушных параметров полета летательных аппаратов

Изобретение относится к приборному оборудованию в области авиации

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам измерения скорости

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам индикации об опасных режимах полета. Устройство для индикации срыва потока на лопастях вертолета содержит блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок хранения информации, блок электропитания, блок анализа информации, блок спектрального анализа и цифроаналоговый преобразователь, блок-регистратор, индикатор, волоконно-оптический соединитель и два или более волоконно-оптических тензодатчиков, каждый из которых имеет свою полосу рабочих частот в спектре излучения блока источника света. Тензодатчики установлены на поверхности невращающихся деталей автомата перекоса вертолета. Выходные сигналы тензодатчиков изменяются в зависимости от стадий появления срыва воздушного потока на лопастях несущего винта вертолета и передаются блок-регистратору, установленному на борту вертолета. Индикатор стадий срыва установлен на панели управления вертолетом для информирования летчика о стадиях срыва потока на лопастях. Повышается безопасность при выполнении полетов вертолета и достигается возможность контроля пилотом эксплуатационных перегрузок на деталях автомата перекоса. 3 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству защиты летательного аппарата на этапе полета. Для защиты летательного аппарата на этапе полета определяют текущую конфигурацию предкрылков и закрылков, предельный угол атаки для данной конфигурации, коэффициент усиления в зависимости от нормального ускорения. Сравнивают текущий угол атаки с предельным углом, взвешенным посредством коэффициента усиления. Подают сигнал тревоги при превышении полученного значения в зависимости от высоты полета и скорости летательного аппарата. Устройство для защиты летательного аппарата содержит средство определения предельного угла атаки, средство определения коэффициента усиления, средство сравнения текущего и предельного углов атаки, средство подачи сигнала тревоги. Обеспечивается заблаговременное предупреждение пилота о риске сваливания летательного аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство для индикации срыва потока на лопастях вертолета содержит волоконно-оптические датчики с оптическим входом-выходом, закрепленные на поверхностях невращающихся деталей автомата перекоса вертолета, панельный индикатор стадии срыва потока, электрическую шину передачи данных, волоконно-оптический кабель, волоконно-оптический соединитель, блок-регистратор. Блок-регистратор содержит блок спектрального анализа, цифроаналоговый преобразователь, блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок хранения информации, блок анализа информации, блок электропитания, перестраиваемый полосовой фильтр, два пороговых устройства, схема «И», фильтр нижних частот, соединенных определенным образом. Обеспечивается безопасность полета за счет повышение вероятности обнаружения срыва потока. 3 ил.
Наверх