Устройство для измерения параметров полета летательного аппарата

 

Изобретение относится к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах. Цель - повышение точности измерения статического и полного давлений и снижение вредного воздействия устройства на работу 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 з.п. ф-лы, 2 ил.

{3))э G 01 М 9/00

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ

М

C)

О

О (Л

Ос

Комитет Российской Федерации по патентам и товарным знакам (21) 5024220/23 (22) 27.01.92 (46) 07.09.93. Бюл. М 33-36 (71) Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (72) Головкин M. А„Ефремов А. А. (73) Центральный аэрогидродинамический институт им. проф, Н.Е. Жуковского (54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (57) Изобретение относится к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах. Цель — повышение точности измерения статического и полного давлений и снижение вредного воздействия устройства на работу воздухоэаборника двигателя, а такИзобретение относится к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах.

Наиболее близким из известных технических решений является устройство, разработанное французской фирмой Вadln

Crouzet, совмещающее в себе функции флюгерного датчика аэродинамических углов (ДАУ) и приемника воздушного давления (ПВД). которое можно в дальнейшем назвать ДАУ-ПВД (см. патент Франции hk

2569848, кл. G 01 P 13/02, 1984).

Это устройство представляет собой вращающуюся лопасть в виде треугольного полукрыла с симметричным профилем, на конце полукрыла установлен приемник полного давления непроточного типа. Место,, Ю,2,, 2000561 С же 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. расположения этого приемника выбирается таким образом, чтобы на сверхзвуковых скоростях он всегда располагался внутри конуса Маха, возникающего при обтекании полукрыла. На передней стреловидной кромке по обе стороны от плоскости симметрии располагаются отверстия qëë измерения угла атаки. С обеих сторон поверхности полукрыла на значительном расстоянии от его передней кромки располагаются еще отверстия для измерения статического давления, Измерения угла атаки этим устройством производятся с помощью потенциометра или сельсина, устанавливаемых на оси лопасти-флюгера (грубый метод). Вследствие того, что лопасть-флюгер из-ээ его инерционности обладает значите 1ьным 332000561 паэдыванием при быстром маневрировании самолета, в этом устройстве используечся коррекция угла атаки по показаниям пневмометрических измерений угла атаки с

Г1омощью отверстий, расположенных по пеОедней кромке крыла, соединенных пневмотрассами 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 такОО у l рь,.;, ва в виде треугольного полукрыла Обу 1,овле 1 следующими обстоятельствами. В Га::.Ом устройстве весьма затруднительно или 1.: возможно при достижении хор.шеи точ 1ости по измерению статического давления разместить отверстия для измере;-,ия згогэ давления на оси лопасти — полукрылз, Еще- Од,1н недостаток. обусловленный большой коревой хордой лопасти — полуv,рыла та .ш о устройства, связан с тем, что в раэуль-идте этого по крайней мере на малых с;1оростчх полета неэффективно используе1с, ижняя часть поверхности лопасти ус-ройства для создания аэродинамического момента из-эа ТОГО, что эта часть лопасти на,одится в пограничном слое фюзеляжа и

Об1екаа li:я заторможенным потоком (так, 1апример, на скорости полета V=100 км/т толщина пограничного слоя на Фюзеляже может состэвлять 45 мм). Поскольку площадь лопасти-полукрыла и плечо от оси вращения до аэродинамического фокуср

11олукрыла выбираются для такого устройства и 1енно t"ñëàäÿ 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 лопас и-полукрыла. Это должно приводить к непрямым измерениям, т.е необходимости проведения его радуировок по числу Маха и углу атаки, и к неното5

55 рому l 1вышению погрешности и усложнеHèþ 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 котврого 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 6, 2000561 ортогональной верхней поверхности 2 плиты, на конце которого, эаподлицо с передней кромкой 6, расположен приемник полного давления 7. На прямой передней кромке 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 статического давления 4 могут быть расположены на невращающемся плоском диске 16, выполненном заподлицо с верхней поверхностью 2 плиты 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 и измеряются с помощью датчиков давления

12, 13, 14, Устройство градуируется в необходимой области изменения угла атаки и числа М, и измеренным давлениям в отверстиях 8 ставится в соответствие с угол атаки, Выполнение приемника пол ногодавления 7 заподлицо с передней кромкой 6 полукрыла

5, наличие прямой передней кромки 6 полукрыла 5, а также заостренной спереди плиты 1 позволяет избежать влияния скачков уплотнения 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 помощью отверстий 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 счет создания нормальной аэродинамической силы на полукрыле 5 и, соответственно, аэродинамического момента. поворачивается относительно оси вращения 3 и устанавливается по местным линиям тока. На таких стационарных режимах при статически отбалансированном устройстве, когда момент от силы веса отсутствует, в силу того, что полукрыло 5 устанавливается по местным линиям гока, местный угол атаки определяется только показаниями датчика углового пер :., .щзния ff.n i 15 поскольку

20

30

45

55 согласно градуировочных зависимостей. по которым определяется угол f иосительно 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 по себе 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 10 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 искри ленным потоком, который имеет место на лс лтель2000561

15 ном аппарате, оно будет устанавливаться практически по местным линиям тока и не будет вызывать потерь полного давления в воздухозаборнике 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 по, та летательного аппарата может быть и сра »е»ию с прототипом весьма значиге-».».: ум,ньшона, что равносильно сниже»ию веса конструкции предлагаемого устройства.

Нз»остационарных. динамических режимах „олот» летательного аппарата,с большими скоростями изменения угла атаки по времен.:. .,с ройство, в силу его инерционности, мелет»е y ñïåâàòü отслеживать путем поворо а в оси вращения 3 местных линий тока, это расхождение может составлять, как показывают оценки, 5-8 . На таких режимах,гол атаки определяется как сумма

; а, измере»»ого с помощью датчика угло ьо о г ереме.ценив 15, и угла, измеренного ог. >щью тверстий 8, пневмограсс 11 и да;,н;.з давления 14. Поскольку отверстия для;з, -; f à»ия статического давления на преллэгаемом устройстве располагаются не на»олух,.ыле как»а прототипе, а на заострен»ой спереди плите 1, то такое запаздывание, как показывают оценки, практически

»е 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.

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.

2000561

/2 1

12

РиЕ 2

Составитель Е.bor iiu

Техред M.Моргентал Корректор С,Юско

Тираж Подписное

Н110 Г1ОиС, к РОСПатЕнта 1 Ù Фекла Ж 3 ?ау нская на6 4 5