Устройство для измерения числа м

 

311823

ОПИСАН ИЕ

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Союз Сооетскик

Социалистическиа

РесоуОлии

Зависимое от авт. свидетельства ¹

Заявлено 09.!!!.1970 (№ 1412352/40-23) с присоединением заявки №

Приоритет

Опубликовано 19.VI I !.1971. Бюллетень ¹ 25

Дата опубликования описания 4.Х.1971

МПК В 64с 23/00

Н 011 11/00

Комитат оо делам иэобретеиий и открытий ори Совете Министров

СССР

УДК 629.7.064.5(088.8) Авторы изобретения

В. В. Козарук, К. 11. Василь и В. В. Хомяк

Заявитель

УС1 РОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ЧИСЛА М

Изобретение относится к авиационным приборам и предназначено для измерения числа

М полета.

Известные устройства для измерения числа

М полета, в которых оно определяется отношением полного, или динамического, давления к статическому давлению атмосферы на высоге полета, обладают недостаточной точностью измерения.

Целью изобретения является повышение тоitности измерения числа М. 1 ехническая задача заключалась в создании

TdKoI измерительного устройства, в когором осуществлялась бы компенсация аэродинамических погрешностей измерения статическol о давления в до- и сверхзвуковом диапазонах скоростей с. учетом индивидуальных аэродинамических характеристик различных типов леTdTñëbHbtõ анвараloB.

Эта задача была решена путем создания электронного компенса гора аэродинамических

>1огрешностей с регулируемой характеристикой, который выдает сигнал компенсации в цепь измерения статического давления, изменяемый в функции числа М полета.

На чертеже изображена схема устройства для измерения числа N полета.

Приемник 1 воздушных давлений содержит камеру 2 полного давления и камеру 8 статического давления. Камера 2 соединена трубопроводом с датчиком 4 полного давления, а кам ра 3 — с датчиком 5 статического давления.

Цепь фор мирования сигнала, пропорци5 онального логарифму полного давления, включаеt датчик 4 с мембранным чувствительным элементом 1> и емкостным дифференциальным

> реобразовагелем 7 и трансформатор 8 с выведенной на корпус средней точкой вторичной

1р обмотки, концы которой соединены с непод»ижным электродом ttpeoupddoaaTeля 7. Подьпжпый электрод этого преобразователя и средняя точка вторичноп обмотки трансформатора образуюг измерительную диагональ

1 :iocld, с которой снимаегся сигнал, пропорциона.1ьный логарифму полного давления.

Цепь формирования сигнала, пропорционального логарифму статическог11 давления, содержит дагчик 5 статического давления с

>1е> 1бр анны. >1 it) Bet BIITPJtbHbtibt элемен1ом 9 емкостным ифференциd tbHbllt преобразоваle;Ie» 10» трансформатор 11.

11с1очник п1ггания грансформагоров 6 и 11 подключен к клеммам 12.

Цепи формирования сигналов, пропорциональных логарифмам полного и статического давлений, включены последовательно со входом усилителя И разностного сигнала, пропорционального числу >Ч полета. Выход усилителя И через регулируемый резистор 14, рс311823

50 зистор 15 и конденсагор 1б соединен с базой транзистора 17, образующего вместе с резисторами 18 — 20 усилительный каскад компенсатора аэродинамических погрешностей. Выход усилителя 18 соединен также через выпрямитель, образованный диодом 21 и конденсатором 22, регулируемый резистор 28 и резистор 24 с базой пороговой схемы, образованной транзисторами 25, 2б, Эмиттер транзистора 25 соединен с базой транзистора 2б, а эмиттеры транзисторов 17 и

2б — с корпусом. Коллектор транзистора 25 соединен с плюсом клемм 27 источника питания компенсатора. Коллекторы транзисторов

17 и 2б соединены между собой и подключены через резистор 19 к плюсу клемм 27 и через конденсатор 28 — к обмотке трансформатора 29.

Устройство работает следующим образом.

Камера 2 воспринимает в полете полное давление встречного воздушного потока, а камера 8 — статическое давление на высоте полета. Эти давления подаются в датчики 4, 5.

Мембранные чувствительные элементы б и 9 этих датчиков, деформируясь, перемещают подвижные электроды емкостных дифференциальных преобразователей, что вызывает разбаланс мостовых схем. На вход усилителя 18 подается два сигнала, пропорциональных логарифмам полного и статического давлений.

Здесь сигнал, пропорциональный логарифму статического давления, вычитается из сигнала, пропорционального логарифму полного давления. Полученный таким образом разностный сигнал усиливается усилителем 18 и подается через клеммы 80 на индикаторы и системы управления летательным аппаратом.

Одновременно усиленный сигнал через резисторы 14, 15 и конденсатор 1б подается на базу транзистора 17, а также через диод 21, резисторы 28, 24 — на базу транзистора 25.

Конденсатор 22 сглаживает пульсации выпрямленного тока.

Усиленный каскадом компенсатора аэродинамических погрешностей на транзисторе 17 сигнал переменного тока, пропорциональный величине и знаку поправки на аэродинамическую погрешность, через разделительный конденсатор 28 подается на одну из обмоток трансформатора 29, другая обмотка которого включена в цепь измерения статического давления. В указанной цепи происходит компенсация аэродинамических погрешностей, 5

15 го г5

cf

При регулировке сопротивления резистора

14 учитывается характер изменения аэродинамических погрешностей на различных типах летательных аппаратов в дозвуковом диапазоне скоростей полета.

При скорости полета, равной скорости звука (М=1), срабатывает пороговая схема, транзистор 26 переходит в активную область, вызывая резкое уменьшение сигнала компенсац ии, подаваемого на обмотку трансформатора 29.

При дальнейшем увеличении сверхзвуковой скорости полета аэродинамические погрешности уменьшаются. Приращение сигнала, пропорционального числу М, вызывает переход транзистора 2б в режим насыщения, что приводит к дальнейшему постепенному уменьшению сигнала компенсации.

Установкой соответствующего сопротивления резистора 28 обеспечивается приоткрывание тр.анзистора 25 при М 1.

Резисторы 15 и 24 служат для ограничения токов баз транзисторов 17 и 2б при выведенных резисторах 14 и 28.

Таким образом, предложенное устройство для измерения числа М полета обеспечивает компенсацию аэродинамических погрешностей измерения статического давления, пропорциональный сигнал которому может быть использован для определения с повышенной точностью и других параметров, например скорости, высоты полета. Устройство может устанавливаться на различных типах до- и сверхзвуковых летательных аппаратов, так как позволяет учитывать индивидуальный характер изменения указанных погрешностей, Предмет изобретения

Устройство для измерения числа М, содержащее приемники полного и статического давлений, связанные с элементами формирования электрических сигналов, подсоединенных к усилителю разностного сигнала, отличающееся тем, что, с целью повышения точности измерения, в него введен компенсатор аэродинамической погрешности, подключенный к выходу усилителя разностного сигнала и состоящий из усилителя и подключенного параллельно к его нагрузке порогового каскада, шунтирующего нагрузку при скорости полета, превышающей скорость звука, выдающий сигнал компенсации в цепь измерения статического давления.

311823

Составитель Л. Солдатейкова

Редактор В. П. Борисова Техред Л. Л, Евдонов Корректор E. Н. Зимина

Заказ 2757/б Тираж 473 Подписное

ЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий прн Совете Министров СССР

Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5

Типография, пр. Сапунова, 2