Модуляционный датчик аэродинамических углов

 

Союз Советскми

Социалистических

Реслублик

ОП ИСАНИЕ

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

«»901906 (6! ) Дополнительное к авт. свид-ву М 651253 (22)Заявлено 030680 (21) 2933525/18-10. с присоединением заявки яй (23) Прноритет— (5l)M. Кл.

G 01 P 5/00

Гееудерстееиный квинтет

СССР

Опубликовано 30.01.82. Б|оллетеиь J%4 ав денек изобретений и открытий (53) УДK 532. 574. .6 (088. 8) З,ата опубликования описания 300 1.82 (72) Авторы изобретения

С.Б.Шавырин и В,А.Подобедов (71) Заявитель (54) МОДУЛЯЦИОННЫЙ ДАТЧИК АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ

УГЛОВ

Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано на различных летательных аппаратах различного назначения..

По основному авт. св. Ю 651253 известен модуляционный датчик аэро5 динамических углов, содержащий корпус, дифференциальный манометр и электропреобразовательную часть. Дифференциальный манометр выполнен в то 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 моду-,. ляционного 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 (1}.

Наряду с высокими соответственными динамическими характеристиками известный датчик обладает следующим существенным недостатком. Размещение приемных отверстий на поверхности вращающегося цилиндра приводит к погрешностям в измерении, связанными с известными из аэродинамики эффектом Магнуса (нарушением симметрии обтекания вращающегося цилиндра). Вслед ствие вращения дифференциального мано— метра цилиндрической формы нарушается симметрия обтекания относительно плоскости, проходящей через ось цилиндра, параллельно вектору скорости невозмущенного потока, вследствие чего смещаются критические точки на поверхности вращающегося цилиндра, причем это смещение описывается нечетной функцией от циркуляции потока, кото"

901906

3 рая пропорциональна отношению

u)y ч где И вЂ” угловая скорость вращения цилиндра; r - ;.V-.скорость невозмущенного потока.

Описанное выше нарушение симметрии потока приводит к дополнительной методической погрешности измерения аэродинамического угла, пропорциональной †„" . Таким образом, измеряемый1в аэродинамический угол может быть определен из следующего соотношения к =К1(ЬЧ)+Ка v" где oC — измеряемый аэродинамический угол1

К„ и К - коэффициенты пропорциональности:,

Из рассмотрения этой формулы видно, что измерение аэродинамического угла сопровождается методической погрешнос1ью, зависящей от величины скорости набегающего потока. При этом следует заметить, что для современных лета-. тельных аппаратов характерен широкии диапазон скоростей полета (от единиц километров в час до скоростей, в несколько раз превышающих скорость звука)

Цель изобретения - повышение точности измерения аэродинамических уг-.

3$ лов модуляционным датчиком путем усовершенствования известного устройства .

Указанная цель достигается тем, что модуляционный датчик аэродинамических углов снабжен суммирующим

io усилителем и дополнительным идентичным первому дифференциальным манометром, равномерно вращающимся с той же скоростью и имеющим противоположное направление врещения, причем оси

43 вращения обоих дифференциальных манометров параллельны между собой, а расстояние между ними определяется из соотношения

1,М И >> >> > со3,г„ где d - диаметр циклов дифференциальных манометров, »Р- предельный для данного летательного аппарата измеряемый аэродинамический угол, при этом дифференциальные манометры соединены 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, служащие 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 !6 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 гене06 6 вляется 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 1,2d, где d — 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 виде

2,33

2,36

2,45

2,58

2,70

5 9019 ратором 17 опорных напряжений, Выход фазового дискриминатора 26 соединен со входом фильтра 27. Модуляционный датчик аэродинамический углов устанавливается на борту летательного аппарата так, чтобы параллельные между собой и лежащие в плоскости, параллельной плоскости миделевого сечения летательного аппарата, оси вращения дифференциальных Манометров были перпендику-5 лярны плоскости измерения аэродинамического угла.

Устройство работает следующим образом.

Синхронный электродвигатель 16 с по-5 мощью шестерен 18-21 приводит во вращение оси 4 и 11, на которых располох:ены корпуса дифференциальных манометров 5 и 12. Паразитная.шестерня 20 осуществляет противоположное направ- щ ление осей 4 и 11. Корпуса дифференциальных манометров 5 и 12 устанавливаются друг относительно друга таким образом, что оси приемных отверстий одного дифференциального манометра 25 параллельны соответствующим осям приемных отверстий другого манометра.

Вращение дифференциальных мано етров в набегающем потоке сопровождается пульсацией давлений в их рабочих-З0 камерах. Под действием этих пульсаций мембраны 6 и 13 соверш<.ют колебания, которые преобразуются датчиками 7 и 14. в электрические сигналы, фазы которых определяют величину из35 меряемого аэродинамического угла.

Эти периодические сигналы переменного напряжения. модулированные на частоте вращения дифференциальных манометров, поступают на суммирую40 щий усилитель 25, в котором сигналы с датчик в 7 и 14, пропорциональные (0) методическои погрешности, вызванной нарушением симметрии обтекания, как имеющие противоположнь е эна"

45 ки, взаимно уничтожаются . Таким образом, введение дополнительного дифференциального манометра, идентичного по конструкции основному,но имеющего противоположное направление вращения,а также сумми50 рующего усилителя приводит к ликвидации указанной выше методической погрешности. С суммирующего. усилителя 25 сигнал, пропорциональный измеряемому аэродинамическому углу, поступает на фазовыи дискриминатор 26, куда также

55 ° поступает опорное напряжение с генератора 17 опорных напряжений. На фазовом дискриминаторе 26 осущест1,83 „,,„ („5, Юс1 где 4 ;„- минимальное межцентровое расстояние между осями вращения двух дифференциальных манометров;

d — диаметр дифференциальных манометров;

" p — предельный для данно-о летательного аппарата измеряемый аэродинамический угол.

На фиг. 3 для случая измерения угла атаки показано расположение датчика аэродинамических углов. Здесь OX продальная ось летательного аппарата, а O - проекция вектора скорости на вертикальную плоскость летельного аппарата, проходящую через ось OX.

Результаты расчета по приведенной зависимости для различных аэродинамических углов и межцентровых расстояний таковы:

3,„ 7d

Использование предлагаемого модуляционного датчика аэродинамических углов позволяет, согласно аналогическим расчетам и экспертиментам в аэродинамической трубе, приблизительно на

153 повысить точность измерения аэро9019 динамических углов, что позволяет расширить область применения этих датчиков.

06 8 манометров параллельны между собой, а расстояние между ними определяется иэ соотношения

Формула изобретения

Модуляционный датчик аэродинамических углов по авт. св. Ю 651253, о тл и чающий 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- 15 личине скорости вращения основного дифференциального манометра, но противоположной по направлению, причем оси вращения обоих дифференциальных

sa (03 Сдр где d - диаметр цилиндров дифференциальных манометров

o(np- 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 и 651253, кл.G 01 P 5/00,1975.

901906

Дат

CgN7

° 1 ° . аттис угла

47л7а хи

Фиг. 4

Составитель Е. Сыс

Редактор Е.Папп Техред, Т. Фанта . Корректор В.бутяга

Заказ 12369/53 Тираж 882 Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета СССР по.делам изобретений и открытий

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

Филиал ППП "Патент", г. Ужгород, ул. Проектная, 4