Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к устройствам для измерения величины (модуля) и угла направления (аэродинамического угла) вектора истинной воздушной скорости, а также других высотно-скоростных параметров летательного аппарата. Устройство содержит два клиновидных тела, установленные своими основаниями встречно набегающему потоку, два устройства регистрации частот вихреобразования за телами и устройство обработки, выход которого является выходом датчика. Клиновидные тела расположены на одной оси друг над другом, на верхнем и нижнем основаниях перпендикулярно к общей оси клиновидных тел установлены струевыпрямители в виде тонких пластин, выделяющих зоны вихреобразования клиновидных тел. На верхней поверхности одного, например верхнего, струевыпрямителя установлен отверстие-приемник, который через пневмоканал связан с входом пневмоэлектрического преобразователя (датчика) абсолютного давления, выход которого подключен к входу устройства обработки. Устройство обработки выполнено в виде вычислителя, реализующего как алгоритмы определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, так и алгоритмы определения других высотно-скоростных параметров. 3 ил.

 

Изобретение относится к области измерений параметров подвижного объекта, в частности к устройствам для измерения величины (модуля), угла направления (аэродинамического угла) вектора скорости и других параметров движения подвижного объекта относительно окружающей воздушной среды, и может быть использовано в качестве датчика аэродинамического угла (угла атаки или скольжения), истинной воздушной скорости и других высотно-скоростных параметров дозвукового летательного аппарата, в частности самолета, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратов, других объектов малой авиации.

Известны устройства для измерения аэродинамического угла летательного аппарата флюгерного типа - флюгерные датчики аэродинамических углов (Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательного аппаратов. Казань: Изд-во Казан., гос. техн. ун-та, 2001. - 448 с. - [1]; Клюев Г.И., Макаров Н.Н., Солдаткин В.М., Ефимов И.П. Измерители аэродинамических параметров летательных аппаратов / Под ред. В.А. Мишина. Ульяновск: Изд-во Ульяновск, гос. техн. ун-та, 2005. - 509 с. - [2]).

Такой датчик аэродинамических углов представляет собой измерительное устройство точной механики, чувствительный элемент которого выполнен в виде вращающегося в опорах удобообтекаемого тела (флюгера), вынесенного за пределы пограничного слоя летательного аппарата. Под действием аэродинамических сил флюгер ориентируется по направлению набегающего воздушного потока и угловое положение флюгера относительно направления продольной оси летательного аппарата определяет величину и знак аэродинамического угла в месте установки датчика.

Из-за наличия в набегающем воздушном потоке подвижного элемента в виде свободно ориентирующегося флюгера флюгерный датчик аэродинамических углов критичен к нагружению подвижной системы, ее несбалансированности, подвержен аэродинамическим возмущениям набегающего воздушного потока, связанным с турбулентностью атмосферы и пульсациями потока, устранение влияния которых приводит к усложнению конструкции датчика. Из-за малости устанавливающего момента флюгера при скоростях полета менее 70…100 км/ч, а также на неустановившихся режимах, связанных с выполнением пространственных маневров летательного аппарата, флюгерные датчики аэродинамических углов имеют значительные погрешности ([1], стр.45, стр.63-70).

При определении истинной воздушной скорости летательного аппарата используется аэрометрический метод, для реализации которого с помощью приемника воздушных давлений и приемника температуры воспринимаются полное и статическое давления и температура набегающего воздушного потока (Боднер В.А. Приборы первичной информации: Учебник для авиационных вузов. М: Машиностроение, 1981. - 344 с. - [3]; Браславский Д.А., Логунов С.С, Пельпор Д.С. Авиационные приборы и автоматы: Учебник для авиационных вузов. М.: Машиностроение, 1978. - 432 с. - [4]). Значения указанных первичных информативных сигналов преобразуются в электрические сигналы, которые обрабатываются в соответствии с известными алгоритмами ([3], стр.319-321) в вычислителе, где определяется величина истинной воздушной скорости. При этом восприятие, передача, преобразование и обработка амплитудных информативных сигналов связаны с появлением методических и инструментальных погрешностей ([3], стр.321-322).

Для одновременного измерения аэродинамического угла, истинной воздушной скорости и других высотно-скоростных параметров на современных летательных аппаратах приемник воздушных давлений устанавливается на подвижном флюгере, как это реализовано в флюгерном датчике аэродинамических параметров ДАП-3 (Макаров Н.Н. Системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса: теория, проектирование, применение / Под ред. доктора техн. наук В.М. Солдаткина. М.: Машиностроение / Машиностроение - Полет, 209. 760 с. - [4], стр.426-433). Такая комбинация флюгерного датчика аэродинамических углов и приемника воздушных давлений еще больше усложнят конструкцию датчика аэродинамических параметров, сохраняя недостатки используемых элементов и реализуемых методов.

Известны устройства для измерения величины и угла направления вектора скорости газового (воздушного) потока, реализующие аэродинамический метод (способ) измерения (Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока (приемники давления и скоростного напора). М.: Машиностроение, 1972. - 332 с. - [5]; Горлин С.М., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. М.: Наука, 1964. - 636 с. - [6]). В таких устройствах в контролируемый набегающий воздушный поток вносится многоканальный приемник давлений, например, в виде сферического тела с цилиндрическим основанием, который воспринимает полное и статическое давления набегающего воздушного потока, по которым определяется величина (модуль) вектора скорости набегающего воздушного потока. Этот же приемник воспринимает давления, несущие информацию об угловом положении вектора скорости набегающего воздушного потока относительно осей приемника, по которым определяются углы направления вектора скорости набегающего воздушного потока.

Применение таких устройств для измерения величины (модуля) и аэродинамического угла (угла атаки и скольжения) вектора истинной воздушной скорости летательного аппарата, в частности самолета, также связано с методическими и инструментальными погрешностями восприятия, передачи, преобразования и обработки амплитудных пневматических информативных сигналов, обусловленных условиями обтекания приемника, изменением состояния окружающей воздушной среды (плотности, температуры, атмосферного давления, влажности, загрязнений и т.п.), а также дрейфом нуля, изменением чувствительности, нестабильностью и другими инструментальными погрешностями амплитудных измерений используемых датчиков давлений, перепадов давлений и температуры.

Известно (Навицкий П.В., Кнорринг В.Г., Гутников В.В. Цифровые приборы с частотными датчиками. - Л.: Энергия, 1970. - 423 с. - [7]), что с энергетической точки зрения самым тяжелым участком измерительной цепи любого измерительного устройства является участок от источника измерительной информации до входа первичного измерительного преобразователя, где измерительная информация передается самым малым по мощности потоком энергии. Возникающие на этом участке потери информации уже не могут быть восполнены никакими последующими преобразованиями. С этой точки зрения значительно меньшие потери информации имеют место при восприятии, преобразовании, передаче и обработке частотно-временных периодических информативных сигналов, в том числе пневматических.

Известны устройства для измерения расхода (скорости) газовых (воздушных) потоков, в которых используется эффект образования и периодического срыва вихрей за телами, установленными своими сечениями поперек контролируемого потока. При этом периодический срыв вихрей порождает периодические импульсы давлений вблизи тел, которые распространяются вдаль от тела, образую так называемые вихревые дорожки Кармана (Киясбели А.Ш., Перельштейн М.Е. Вихревые измерительные приборы. М.: Машиностроение, 1972. - 152 с. - [8]).

Известен датчик угла направления набегающего воздушного потока, построенный на основе использования вихревых дорожек Кармана ([1], стр.35-37). Такое устройство предназначено для измерения аэродинамического угла летательного аппарата и содержит два тела пластинчатой формы, например клиновидных, установленные своими основаниями встречно набегающему воздушному потоку, два устройства регистрации частот вихреобразования за телами или в вихревых дорожках за ними и устройство обработки, на выходе которой формируется выходной сигнал по измеряемому аэродинамическому углу.

Однако такое устройство - вихревой датчик аэродинамического угла, имеет ряд недостатков. Измеряемый аэродинамический угол α связан с измеряемыми частотами f₁, f₂ неявной зависимостью, что затрудняет его тарировку. Кроме того, на выходе датчика не выдается выходной сигнал по истинной воздушной скорости, что ограничивает функциональные возможности и область применения вихревого датчика аэродинамических углов.

За прототип взят вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, в котором одновременно определяются аэродинамический угол и истинная воздушная скорость, которые определяются по частотам вихреобразования за клиновидными телами по достаточно простым аналитическим уравнениям (Патент РФ на изобретение №2506596, МПК G01P 5/00. Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости / Солдаткин В.М., Солдаткина Е.С. Заявл. 16.07.2012. Опубл. 10.02.2014. Бюл. №4. - 13 с. - [9]).

Такое устройство - прототип, предназначено для одновременного измерения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости и содержит два клиновидных тела, установленные своими основаниями встречно набегающему потоку, два устройства регистрации частот вихреобразования за телами и устройство обработки, при этом основания клиновидных тел имеют одинаковые размеры и расположены ортогонально друг к другу, на верхних и нижних основаниях обоих клиновидных тел установлены струевыпрямители в виде тонких плоских пластин, выделяющих зоны вихреобразования клиновидных тел в набегающем потоке воздуха, а устройство обработки информации выполнено в виде вычислителя, на выходе которого формируется значения измеряемого аэродинамического угла и истинной воздушной скорости в соответствии с выработанными алгоритмами.

На фиг.1 показана функциональная схема устройства-прототипа, которая содержит два клиновидных тела 1, расположенные своими основаниями ортогонально друг к другу и встречно набегающему воздушному потоку. На тыльных поверхностях клиновидных тел 1 расположены устройства регистрации частот вихреобразования за телами, включающие приемники 2 пульсаций давлений на тыльных поверхностях клиновидных тел и пневмоэлектрические преобразователи 3, установленные вблизи или на поверхности клиновидных тел и связанные с устройствами регистрации частот 4, которые измеряют частоты f₁ и f₂ вихреобразования за клиновидными телами. Выходы устройств 4 подключены к входу устройства обработки 5, выполненного в виде вычислителя, на выходе которого формируются значения аэродинамического угла α и истинной воздушной скорости V_B в соответствии с уравнениями:

; ,

где f₁ и f₂ - частоты вихреобразования за клиновидными телами; Sh - число Струхаля; α и V_B - измеряемый аэродинамический угол и истинная воздушная скорость.

При конструктивной реализации вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости клиновидные тела располагаются на одной оси друг над другом, как показано на фиг.2. С целью обеспечения измерения в трехмерном набегающем потоке и устранения влияния другого аэродинамического угла β летательного аппарата, перпендикулярно общей оси клиновидных тел установлены струевыпрямители, выполненные в виде тонких дисков 6, расположенных на верхних и нижних основаниях обоих клиновидных тел 1 и выделяющих в набегающем воздушном потоке зоны вихреобразования клиновидных тел.

Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости работает следующим образом.

Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости устанавливается на летательном аппарате таким образом, чтобы ось симметрии клиновидных тел совпадала с направлением продольной оси летательного аппарата, а их сечения находились в плоскости изменения определяемого аэродинамического угла.

При изменении аэродинамического угла α клиновидные тела 1 будут находиться к направлению набегающего воздушного потока со скоростью V под разными углами φ₁=φ₀+α и φ₂=φ₀-α, что приводит к изменению частот f₁ и f₂ вихреобразования.

Приемники 2, расположенные за клиновидными телами, воспринимают пульсации давлений на тыльных поверхностях клиновидных тел, которые регистрируются пневмоэлектрическими преобразователями 3, установленными внутри клиновидных тел 1 или непосредственно на их поверхностях. Выходные сигналы пневмоэлектрических преобразователей 3 поступают на входы устройства регистрации частот 4, которые измеряют частоты f₁ и f₂ вихреобразования за клиновидными телами 1.

Частоты f₁ и f₂ вихреобразования за клиновидными телами, основания которых расположены ортогонально друг к другу под углом 2φ₀=90°, будут определяться соотношениями вида

Измеренные частоты f₁ и f₂ поступают на вход устройства обработки, выполненного в виде вычислителя 5, выходные сигналы которого определяются в соответствии со следующими уравнениями

Вычислитель реализует алгоритмы определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости согласно уравнениям (2) и (3) и выдает выходные сигналы по измеряемым параметрам в цифровой форме, удобной для использования в системах отображения информации и в каналах автоматического управления летательного аппарата.

При этом с целью обеспечения измерения в трехмерном набегающем потоке и устранения влияния другого аэродинамического угла β вектора истинной воздушной скорости летательного аппарата перпендикулярно общей оси клиновидных тел устанавливаются струевыпрямители, выполненные в виде тонких дисков 6, расположенных на верхних и нижних основаниях обоих клиновидных тел 1 и выделяющих в набегающем воздушном потоке зоны вихреобразования клиновидных тел.

При этом за счет струевыпрямителя пространственный набегающий воздушный поток трансформируется в плоские потоки, обтекающие рабочие поверхности клиновидных тел 1. Так как в реализуемых вычислителем 5 алгоритмах для определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости используются разности и отношения частот, то такая трансформация пространственного набегающего воздушного потока позволяет существенно снизить влияние скоса набегающего потока в плоскости, перпендикулярной плоскости измерения, и, следовательно, уменьшить погрешности, обусловленные этим скосом потока.

Однако устройство-прототип имеет ряд недостатков, связанных с ограниченными функциональными возможностями по определению других высотно-скоростных параметров, определяющих движение летательного аппарата относительно окружающей воздушной среды. Это ограничивает применение вихревого датчика на самолетах, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратах, в том числе беспилотных и дистанционно-пилотируемых.

Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности применения вихревого датчика, а именно:

1) расширение функциональных возможностей за счет одновременного измерения всех высотно-скоростных параметров, определяющих движение летательного аппарата относительно окружающей воздушной среды;

2) измерение высотно-скоростных параметров движения с помощью одного многофункционального датчика;

3) расширение функциональных возможностей одного интегрированного вихревого датчика практически без усложнения его конструктивной схемы.

Технический результат достигается следующим.

В вихревом датчике аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, содержащем два клиновидных тела, два устройства регистрации частот вихреобразования за клиновидными телами и устройство обработки, при этом клиновидные тела имеют одинаковые размеры оснований, установленных встречно набегающему потоку и ортогонально друг к другу, и расположены на одной оси друг над другом, при этом на верхних и нижних основаниях клиновидных тел установлены струевыпрямители в виде тонких плоских пластин, выделяющих зоны вихреобразования клиновидных тел в набегающем воздушном потоке, новым является то, что на одном, например верхнем, струевыпрямителе верхнего или нижнего клиновидного тела установлен отверстие-приемник для забора статического давления набегающего воздушного потока, которое пневмоканалом связано с входом пневмоэлектрического преобразователя (датчика) абсолютного давления, выход которого подключен к входу устройства обработки, которое выполнено в виде вычислителя, реализующего как алгоритмы определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, так и алгоритмы определения других высотно-скоростных параметров, определяющих движение летательного аппарата относительно окружающей воздушной среды - барометрической высоты, температуры наружного воздуха, плотности воздуха на данной высоте полета, приборной скорости и числа Маха, согласно уравнениям:

где f₁ и f₂ - частоты вихреобразования за клиновидными телами; Sh - число Струхаля; α и V_B - измеряемый аэродинамический угол и истинная воздушная скорость; Н - барометрическая высота полета; P_H и T_H - абсолютное давление и абсолютная температура на высоте H; V_np и M - приборная скорость и число Маха; P₀=101325 Па = 760 мм рт.ст. и T₀=288,15 К - среднее абсолютное давление и средняя абсолютная температура стандартной атмосферы при H=0; τ=0,0065 К/м - температурный градиент, определяющий изменение абсолютной температуры воздуха T_H при изменении высоты H; R=29,27125 м/К - газовая постоянная; k=1,4 - показатель адиабаты воздуха; ρ₀=0,125 Нс²/м⁴ - плотность воздуха на высоте H=0.

На фиг.3 приведена функциональная схема вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости с расширенными функциональными возможностями.

Здесь: 1 - клиновидные тела; 2 - приемник пульсаций давлений; 4 - устройства регистрации частот вихреобразования; 5 - устройство обработки; 6 - струевыпрямители; 7 - отверстие-приемник статического давления набегающего воздушного потока; 8 - пневмопровод; 9 - пневмоэлектрический преобразователь (датчик) абсолютного давления.

Функциональная схема вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости с расширенными функциональными возможностями (фиг.3) содержит два клиновидных тела 1, расположенных ортогонально друг к другу и своими основаниями встречно набегающему воздушному потоку, вектор скорости V которого равен по величине и обратный по знаку вектору V_B истинной воздушной скорости, т.е. V=-V_B. На тыльных поверхностях клиновидных тел расположены приемники 2 пульсаций давлений, выходы которых подключены к устройствам 4 регистрации частот f₁ и f₂ вихреобразования за клиновидными телами.

Выходы устройств 4 регистрации частот вихреобразования подключены к входу устройства обработки 5.

Клиновидные тела 1 располагаются на одной оси друг над другом. На верхних и нижних сторонах обоих клиновидных тел 1 перпендикулярно их оси установлены струевыпрямители 6, выполненные в виде тонких дисков, выделяющих в набегающем воздушном потоке зоны вихреобразования клиновидных тел и снижающих влияние скоса набегающего потока в плоскости, перпендикулярной плоскости измерения, а следовательно, уменьшающих погрешности, обусловленные этим скосом потока.

Для расширения функциональных возможностей вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости и обеспечения измерения других высотно-скоростных параметров, определяющих движение летательного аппарата относительно определяющей воздушной среды - барометрической высоты H, температуры T_H наружного воздуха на высоте полета H, плотности воздуха ρ_H на высоте H, приборной скорости V_np, числа Маха М и других связанных с ними параметров, на верхней или нижней поверхности одного струевыпрямителя 6, например верхнего, установлен отверстие-приемник 7 статического давления P_H набегающего воздушного потока, который через пневмопровод 8 связан с входом пневмоэлектрического преобразователя (датчика) 9 абсолютного давления преимущественно с частотным выходным сигналом. Выход пневмоэлектрического преобразователя (датчика) 9 преимущественно в виде частоты $$f_{P_H}$$ , пропорциональной статическому давлению P_H набегающего воздушного потока, подключен к входу устройства обработки 5. Устройство обработки 5 выполнено в виде вычислителя, реализующего соответствующие алгоритмы определения всех высотно-скоростных параметров движения летательного аппарата относительно окружающей воздушной среды, в том числе:

1. По воспринимаемому статическому давлению P_H набегающего воздушного потока в соответствии со стандартными зависимостями, соответствующими ГОСТ 4401-81 (ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. - М.: Изд-во Стандартов. - 1981. - 179 с. - [10]) абсолютная высота полета в диапазоне [-200 м < H < 11000 м] определяется по формуле

2. Используя ГОСТ 5212-74 (ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамическое давление и температура торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры. - М.: Изд-во Стандартов. - 1974. - 239 с. - [11]), истинную воздушную скорость V_B, измеренную вихревым датчиком, можно представить в виде

где g=9,80665 м/с² - ускорение силы тяжести; P_П=P_H+P_дин - полное давление набегающего воздушного потока; - динамическое давление (скоростной напор) набегающего воздушного потока.

3. Плотность воздуха ρ_H на высоте H можно представить (Залманзон Л.А. Проточные элементы пневматических приборов контроля и управления. - М.: Изд-во АН СССР. - 1961. - 249 с. - [12]) как

где ρ₀=0,125 Нс/мч - плотность воздуха на высоте Н=0.

4. Подставив в выражение (6) значения параметров V_B и P_Н, измеряемых вихревым датчиком, получим соотношение вида

которое устанавливает неявную, но однозначную связь измеряемой вихревым датчиком истинной воздушной скорости V_B с абсолютной температурой T_H на высоте Н.

5. Определяя из соотношения (8) абсолютную температуру T_H по зависимости (7), можно определить плотность воздуха ρ_H на высоте H.

6. Тогда в соответствии с ГОСТ 5212-74 [11] можно определить (вычислить) приборную скорость полета, т.е. истинную воздушную скорость V_B, приведенную к нормальным условиям на уровне H=0, по формуле

7. Число Маха М, характеризующее отношение истинной воздушной скорости V_B и скорости звука на высоте H, для дозвуковых скоростей полета будет определяться уравнением

Таким образом, воспринимая и измеряя частоты f₁ и f₂ вихреобразования за клиновидными телами и абсолютное статическое давление P_H набегающего воздушного потока, по зависимостям (5), (8), (7), (9) и (10) в вычислителе вихревого датчика определяются все высотно-скоростные параметры полета летательного аппарата, существенно расширяя функциональные возможности вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости.

Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости устанавливается на летательном аппарате таким образом, чтобы общая ось клиновидных тел 1 была перпендикулярна плоскости изменения измеряемого аэродинамического угла α, а рабочие сечения клиновидных тел, с ортогонально расположенными основаниями, находились в плоскости измерения определяемого аэродинамического угла α.

При изменении аэродинамического угла α клиновидные тела 1 будут находиться к направлению вектора скорости V набегающего воздушного потока под разными углами φ₁=φ₀+α и φ₂=φ₀-α, где 2φ₀ - угол установки оснований клиновидных тел, что приводит к изменению частот f₁ и f₂ вихреобразования за телами.

Приемники 2 воспринимают частоты f₁ и f₂ пульсаций давлений клиновидных тел, которые регистрируются (измеряются) устройствами 4 регистрации частот вихреобразования. Измеренные частоты f₁ и f₂ поступают на вход устройства обработки 5.

Отверстие-приемник 7, установленное на одном из струевыпрямителей, например, на верхней поверхности верхнего струевыпрямителя 6, воспринимает абсолютное статическое давление P_H набегающего воздушного потока, которое через пневмопровод 8 поступает на вход пневмоэлектрического преобразователя (датчика) 9 абсолютного давления, преимущественно с частотным выходным сигналом $$f_{P_H}$$ , пропорциональным статическому давлению P_H. Измеренная частота $$f_{P_H}$$ , пропорциональная давлению P_H, поступает на вход устройства обработки.

Устройство обработки, выполненное в виде вычислителя 5, реализует алгоритмы определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, согласно уравнениям (2) и (3), и выдает выходные сигналы по аэродинамическому углу и истинной воздушной скорости летательного аппарата. Согласно уравнениям (5), (8), (7), (9), (10) вычислитель 5 определяет абсолютную барометрическую высоту Н, абсолютную температуру наружного воздуха T_H на высоте полета Н, плотность воздуха ρ_H на высоте H, приборную скорость V_пр, числа Маха M, существенно расширяя функциональные возможности и область применения такого вихревого датчика высотно-скоростных параметров воздушных сигналов летательного аппарата.

Таким образом, по сравнению с известными датчиками аэродинамического угла и истинной воздушной скорости вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости с расширенными функциональными возможностями имеет ряд существенных преимуществ:

1. Обеспечивает одновременное измерение всех высотно-скоростных параметров, определяющих движение летательного аппарата относительно окружающей среды, т.е. является многофункциональным датчиком.

2. Измерение всех высотно-скоростных параметров движения летательного аппарата осуществляется с помощью одного неподвижного малогабаритного приемника потока, практически не искажающего аэродинамику летательного аппарата и не влияющего на его аэродинамические характеристики.

3. Измерение всех высотно-скоростных параметров, т.е. расширение функциональных возможностей вихревого датчика, обеспечивается без существенного усложнения его конструктивной схемы, а следовательно, повышения себестоимости его производства.

4. Использование частотно-временных информативных сигналов позволяет снизить погрешности, обусловленные дрейфом нуля и изменением чувствительности устройств восприятия, преобразования, передачи и обработки информации.

5. Получение выходных сигналов по всем высотно-скоростным параметрам летательного аппарата в непосредственно цифровой форме, что упрощает их использование в современных системах цифрового отображения информации, системах управления и других технических системах.

Следует отметить, что диапазон рабочих скоростей многофункционального датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости ограничен дозвуковыми скоростями полета.

Применение многофункционального датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости на различных классах дозвуковых летательных аппаратах, в частности на самолетах, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратах, в том числе беспилотных и дистанционно-пилотируемых летательных аппаратах, а также на экранопланах, других наземных и надводных транспортных средствах, позволяет расширить нижнюю границу рабочих скоростей, повысить точность измерения высотно-скоростных параметров, улучшить качество пилотирования и эффективность решения тактико-технических задач полета.

Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, содержащий два клиновидных тела, два устройства регистрации частот вихреобразования за клиновидными телами и устройство обработки, при этом клиновидные тела расположены на одной оси, встречно набегающему потоку, ортогонально друг к другу, на верхних и нижних основаниях клиновидных тел установлены струевыпрямители в виде тонких плоских пластин, выделяющих зоны вихреобразования клиновидных тел в набегающем воздушном потоке, отличающийся тем, что на струевыпрямителе одного из клиновидных тел установлен отверстие-приемник для забора статического давления набегающего воздушного потока, который пневмоканалом связан с входом пневмоэлектрического преобразователя абсолютного давления, выход которого подключен к входу устройства обработки, которое выполнено в виде вычислителя, реализующего алгоритмы определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости и алгоритмы определения других высотно-скоростных параметров - барометрической высоты H, температуры наружного воздуха T_H на высоте полета H, плотности воздуха ρ_H, приборной скорости V_пр, числа Маха M, согласно уравнениям:




;
,
где f₁ и f₂ - частоты вихреобразования за клиновидными телами; Sh - число Струхаля; α, V, H, ρ, V_пр, M - определяемые высотно-скоростные параметры; P₀=101325 Па=760 мм рт. ст. и T₀=288,15 К - среднее абсолютное давление и средняя абсолютная температура стандартной атмосферы при H=0; τ=0,0065 К/м - температурный градиент, определяющий изменение абсолютной температуры воздуха T_H при изменении высоты H; R=29,27125 м/К - газовая постоянная; k=1,4 - показатель адиабаты воздуха; ρ₀=0,125 Нс²/м⁴ - плотность воздуха на высоте H=0.