CS210084B1

CS210084B1 - Směrová sonda

Info

Publication number: CS210084B1
Application number: CS677079A
Authority: CS
Inventors: Ladislav Foegel
Original assignee: Ladislav Foegel
Priority date: 1979-10-04
Filing date: 1979-10-04
Publication date: 1982-01-29

Abstract

Vynález se týká směrové sondy, zejména pro měření úhlu náběhu a vybočení letadla, jakož i jeho rychlosti a výšky za letu. Účelem vynálezu je odstranění potřeby pohyblivých součástí pro snímání, zejména dynamických složek tlaku vzduchu pro určení úhlu náběhu a vybočení letadla a náhrada záložní sondy pro snímání, zejména statické složky tlaku vzduchu pro určení výšky a rychlosti letu letadla. Směrová sonda (1) podle obr. 2 připevněná k náběžné hraně křídla (38) má trubkové válcové těleso (2), kryjící elektrický topný systém (13) navinutý na šroubovicové drážce špičky (4) a půlkulovou čelní plochou (5), případně a kuželovou nebo jehlanovou čelní plochou (31), do níž je vyvrtáno pět snímacích otvorů (6, 7, 8,)(9 a 10) pro snímání dynamických složek tlaku vzduchu. V bocích tělesa (2) jsou vyvrtány radiální otvory (12) pro snímání statické složky tlaku vzduchu. Snímací otvory (6) až (10) a radiální otvory (12) jsou pomocí kanálů (11) a (34) spojeny se snímači tlaku v základně (3) a jeou odvodněny odvodňovacími otvory (40) a (32)·

Description

(54) Směrová sonda

Vynález se týká směrové sondy, zejména pro měření úhlu náběhu a vybočení letadla, jakož i jeho rychlosti a výšky za letu.

Účelem vynálezu je odstranění potřeby pohyblivých součástí pro snímání, zejména dynamických složek tlaku vzduchu pro určení úhlu náběhu a vybočení letadla a náhrada záložní sondy pro snímání, zejména statické složky tlaku vzduchu pro určení výšky a rychlosti letu letadla.

Směrová sonda (1) podle obr. 2 připevněná k náběžné hraně křídla (38) má trubkové válcové těleso (2), kryjící elektrický topný systém (13) navinutý na šroubovicové drážce špičky (4) a půlkulovou čelní plochou (5), případně a kuželovou nebo jehlanovou čelní plochou (31), do níž je vyvrtáno pět snímacích otvorů (6, 7, 8,)(9 a 10) pro snímání dynamických složek tlaku vzduchu. V bocích tělesa (2) jsou vyvrtány radiální otvory (12) pro snímání statické složky tlaku vzduchu. Snímací otvory (6) až (10) a radiální otvory (12) jsou pomocí kanálů (11) a (34) spojeny se snímači tlaku v základně (3) a jeou odvodněny odvodňovacími otvory (40) a (32)·

210 0S4 i

210 084

Vynález ee týká směrové sondy, zejména pro měření úhlu náběhu a vybočení letadla, jakož i jeho rychlosti a výšky za letu.

Měřené veličiny ee odvozují od statického a dynamického tlaku média, to jest vzduchu, v kterém ae letadlo pohybuje.

Pro měření úhlu náběhu a vybočení letadla se dosud používají mechanické směrové sondy s křidélky v jedné, nebo ve dvou vzájemně kolmých rovinách, válcové sondy a případně, zpravidla do špičky trupu letadla zabudované, sondy s půlkulovou špičkou, samočinně natáčenou do polohy nulového rozdílu tlaků vzduchu v jejích animacích otvorech určujících úhel náběhu a vybočení letadla, kde natáčení kolem podélné osy se děje pomoci servosystému spojeného s ukazovatelem.

Z oblasti měření průtoku média lopatkovými mřížeali olopatkovaných strojů jsou známy sondy s nenatáčivou půlkulovou špičkou, v níž jsou umístěný snímací otvory. Některé typy sond jsou opatřeny dalšími otvory pro odběr tlakového média pro měření výšky a rychlosti letu.

Nevýhodou mechanické směrové sondy s křidélky je její kmitání při turbulenci a rozruchu proudění obtékajícího média, to jest vzduchu, případně při mechanických vibracích její kmitání vyvolané setrvačnou hmotou křidélek. Nevýhodou válcové sondy js skutečnost, že měří pouze úhel náběhu, nebo vybočení letadla. Nevýhodou sondy s natáčením půlkulové špičky je konstrukční složitost servosystému natáčení. Sondy s nenatáčivou půlkulovou špičkou se dosud pro měření úhlu náběhu a vybočení letadla neuplatnily pro potíže s vyhodnocováním snímaného směru ofuku vzduchu.

Uvedené nevýhody odstraňuje směrová sonda sestávající ze špičky spojené se základnou pomocí tělesa, v němž je upraveno nejméně pět propojovacích kanálů a nejméně jeden vývodní kanál, které jsou jednak spojeny na své vstupní straně u propojovacích kanálů se snímaným médiem prostřednictvím snímacích otvorů ústících na čelní ploše špičky a u vývodního kanálu s radiálními otvory ústícími na vnějším povrchu tělesa směrové sondy, a jednak spojeny na své výstupní streně · se snímači tlaku umístěnými v základně, Náběžná Část směrové sondy se špičkou a s ní spojeným předním koncem tělesa je vyhřívána elektrickým topným systémem, který je tvořen izolovaným vyhřívacím vinutím souose nasunutým do náběžné částí.

Podstata vynálezu spočívá v tom, že radiální otvory jsou vyústěny jednak na válcový vnější povrch tělesa směrové sondy v oblasti vzdálené o 4 až 5 průměrů tělesa od vyčnívyjícího konce špičky spojené s předním koncem tělesa, a jednak do vnitřního prostoru vytvořeného uvnitř tělesa a spojeného se vstupní stranou nejméně jednoho vývodního kanálu, jehož výstupní strana je spojena se snímačem tlaku umístěným v základně připojené k zadnímu konci tělesa.

Podle alternativy provedení vynálezu se nalézá oblast vyústění systému radiálních otvorů na vnějším povrchu v rozsahu - 30 ⁰ od horizontální roviny směrové sondy.

Podle další podstatné alternativy provedení vynálezu je na špičce směrové sondy vytvořeno osazení, na kterém je upraveno lože se šroubovicovou drážkou, v níž je na izolační vrstvě v izolační hmotě uloženo vyhřívací vinutí topného systému, spojená s přívodními vodiči uloženými izolovaně v nějméně jednom přívodním kanálu spojeném průchozí drážkou s povrchem osazení. Za ložem jsou na osazení dále upraveny centráž se závitem pro našroubování a zacentrování tělesa, jehož stěna je nad topným systémem zeslabena a jehož vnější povrch je plynule napojen na předním konci tělesa na špičku.

Podle jiných alternativ provedení je ve špičce umístěno nejméně jedno teplotní čidlo spojené

210 004 s regulátorem topného systému, u vstupních stran propojovacích kanálů a ve vnitřním prostoru tělesa jsou vytvořeny odvodňované prostory spojené odvodňovacími otvory s vnějším povrchem Špičky a tělesem, a povrch kuželové nebo jehlanové čelní plochy Špičky je na válcový vnějSí povrch plynule napojen rádiusem rovným | průměru tělesa.

Umístěním topného systému přímo do izolované Sroubovicové drážky co nejblíže k náběžné čelní plode směrové sondy podle vynálezu je zaručeno spolehlivé a účinné odmrazování jejího povrchu. Dosažením aerodynamické čistoty tohoto povrchu se příznivě ovlivňuje obtékání média a zvyšuje se přesnost odečítaných tlakových veličin. Směrová sonda umožňuje měřit současně úhel náběhu a'vybočení letadla, jakož i jeho rychlosti a výšky za letu, tak že tímto provedením ji lze používat zároveň jako záložní sondu pro měření rychlosti a výšky letu letadla. Instalace teplotních čidel umožňuje automatickou regulaci vytápění v předvoleném teplotním rozsahu. Uspořádání radiálních otvorů pro odběr statického tlaku do oblasti horizontální roviny podstatně snižuje závislost snímaného statického tlaku na úhlu náběhu letadla.

Příklad provedení vynálezu je znázorněn na připojených výkresech, kde představuje obr* 1 umístění směrové sondy na letadle, obr. 2 podélný řez směrovou sondou s půlkulovou špičkou, obr. 3 zvětšený detail špičky směrové sondy a topným systémem v podélném řezu vedeném rovinou B-B v obr. 5, obr., 4 čelní pohled na špičku z obr. 2, nebo obr. 6, obr. 5 příčný řez vedený rovinou A-A v obr. 2, obr. 6 detail uspořádání s kuželovou špičkou, obr. Ί příčný řez vedený rovinou C-C v obr. 2, obr. 8 příčný řez vedený rovinou D-D v obr. 2, obr. 9 příčný řez vedený rovinou E-E v obr. 2 a obr. 10 příčný řez vedený rovinou F-F v obr. 2.

Směrová sonda 1 sestává ze špičky fa tělesa fa základny 2> topného systému 13. propojovacích kanálů 11 se snímacími otvory 6, fa §,» 2 ^a 12 ^{8 z} vývodního kanálu 34 s radiálními otvory 12.

Směrová sonda 2 je připevněna ke špičce trupu, k vodorovné ocasní ploše nebo obdobně jako sonda pra měření výšky a rychlosti letu 42 /obr. 1/ k náběžné hraně křídla 38 letadla 39 na míetě záložní sondy pro tato měření.

Směrová sonda 1 je na letadlo 39 připevněna základnou 2 trubkovitého tvaru /obr. 2/ s osazením na svém volném konci 23. do něhož je svým zadním koncem ve vzdálenosti c, rovné přibližně 10 svým průměrům zasazeno válcové těleso fa spojené na svém předním konci se špičkou £ závitovým spojem 2£ a centráží 25. Vyčnívající konec 43. 42.' špičky £ má půlkulovou čelní plochu 2., případně kuželovou nebo jehlanovou čelní plochu 2i, do které Jsou kolmo vyvrtány obvodové snímací otvory 7. 8. 9 a 10 /obr. 4/, uspořádané do kruhu kolem centrálního snímacího otvoru fa provedeného v podélné ose) směrové sondy 1. Snímací otvory fa fa fa 2, ^a 10 jsou zaústěny do pěti propovacích kanálů 11 vytvořených trubičkami 2S, ⁸ uspořádaných rovnoběžně ve špičce £, v tělese 2 a v základně 2· ^Ve válcovém plášti tělesa £ jsou provedeny radiální otvory 12. kolmá na vnější válcový povrch 15, tělesa 2 a uspořádané ve dvou rovinách za sebou do systému na bočních stranách tělesa 2 ^v oblasti s rozsahem - 30 ⁰ od horizontální roviny a propojené s vnitřním prostorem 26 těleea 2. Oblast radiálních otvorů 12 je vzdálena o délku a rovnající se čtyřem až pěti průměrům tělesa 2 od vyčnívyjícího konce- 42, 42'ěpičky fa Vzdálenost b mezi oběma rovinami rozmístění radiálních otvorů 12 se rovná průměru tělesa 2·

Ze spodní části vnitřního prostoru 26 jsou na vnější povrch 15 tělesa 2 vyvedeny zadp-f odvodňovací otvory 22. Propojovací kanály 11 jsou spojeny a vnějším povrchem 15 pomocí předních

I

210 084 odvodňovacích kanálů 40 u své vstupní strany, kde trubičky 36 vystupují z pouzder 37 vložených do vývrtů 21 ve Špičce £ a vytvářejí prstencové Odvodňované prostory 44 pro kondenzaci vodních par.

Přední ©dvodňovaeí otvory 40 u špičky £ s půlkulovou čelní plochou J J^aou vyústěny ve spádu na válcový vnější povrch 15 ve vzdálenosti e Obnášející přibližně g vzdálenosti d, kde vzdálenost d od vyčnívyjícího konce 43 vyznačuje rovinu přechodu půlkulové čelní plochy J ůo válcového vnějšího povrchu. 15 a rovná se polovině průměru tělesa 2. U špičky ± s kuželovou nebo jehlanovou čelní plochou JI jsou přední odvodňovací otvory 40 vyústěny ve spádu na vnějěí povrch ve vzdálenosti g průměru tělesa 2 od začátku ýáleovfiio vnějšího povrchu 15.. Poměr průřezu snímacího otvoru £, χ. 8, g a 10 k příslušnému přednímu odvodňovacímu otvoru 40 je větší než 15 : 1.

Zadní odvodňovací otvor 32 je vyústěn na spodní stranu vnějšího povrchu 15 tělesa 2 v oblasti vyústění systému radiálních otvorů 12. Průřez zadního odvodňovacího otvoru 32 k součtu průřezů všech radiálních otvorů 12 je v poměru minimálně 1 ; 15.

Půlkulová čelní plocha J. špičky £ přechází plynule do válcového vnějšího povrchu 15 předního konce tělesa 2, kde je zeslabením válcového· pláště vytvořen válcový vnitřní povrch 16 přecházející směrem k závitu 24 do menší válcové centráže 25.

špička £ je u místa styku s předním koncem tělesa 2 opatřena válcovou osazenou částí I4 /obr. 3/ menšího průměru, než je průměr centráže 25. Na osazené části 14 je upraveno lože 27 pro uložení elektrického topného systému 13. Ložě 27 mé Šroubovicovou drážku 28 s proudovou izolační vrstvou 29. na které je navinuto vyhřívj»cí vinutí JO zalité izolační hmotou 22. Přívodní vodič 17 vyhřívacího vinutí 30 je izolovaně uj-ožen v izolační trubičce 33 v přívodních kanálech 18 a 19 /obt. 5/. Pro nasunutí vyhřívacího Vinutí 30 na lože 27’ jsou stěny horního přívodního kanálu 18 a dolního přívodního kanálu 19 mekl osazenou částí 14 radiálně profrézovány /obr. J a obr. 5/.

Ve špičce £ jsou dále do vývrtů 21 uložena teplotní čidla 35. jejichž vývody jsou vedeny zároveň s přívodním vodičem 17 k neznázorněnému regulátoru přívodu elektrického proudu do vyhřívacího vinutí 30.

špička ± směrové sondy 1 pro nadzvuková letadla může mít kuželovou nebo jehlanovou čelní plochu Jli. /obr. 6/, která přechází do válcového vnějšího povrchu 15 tělesa 2 plynulým rádiusem 41 rovným | průměru tělesa 2. Velikost úhlu kuželovitosti nebo sbíhavosti kuželové nebo jehla nové čelní plochy JI je ▼ rozmezí 60 ⁰ až 98 °. š

Obvodové snímací otvory χ, 8, J a 10 jsou z propojovacích kanálů 11 na čelní plochu 2» 31 vyvedeny kolmo a jejich protilehlé dvojice svírají u čelní půlkulové plochy J úhel y v rozmezí 60 ⁰ až 98 Centrální snímací otvor £ vyúslujeiv hrotu 20.

Půlkulová čelní plocha J je vhodhá pra rychlosti proudění do 0,7 M, protože při těchto rych lostech snímané médium obtéká plynule po povrchu) půlkulové čelní plochy J, takže v místě vyústění příslušného snímacího otvoru 6, I, 8, 2 a 10 směrová sonda 1 snímá odpovídající tlaky média.

Při vyšších číslech Macha by už nastávalo mastní odtržení obtékajícího média. Proto ee pro rychlosti proudění vyšší než 0,7 M používá kuželová nebo jehlanová čelní plocha 31. která zaručuje, že za případně vzniklou rázovou vlnou, tvořící se na hrotě 20 špičky bude dozvukové i

210 084 proudění v oblasti vyústění obvodových snímacích otvorů I, 8, £ a 10.

Směrová sonda 1 β půlkulovou, kuželovou nebo jehlanovou čelní plochou 2» 2i pracuje shodným způsobem. Směrová sonda 1 anímá prvním obvodovým snímacím otvorem 2 /obr. 4/ a druhým obvodovým snímacím otvorem 8 tlaky obtékajícího média na povrchu čelní plochy 2i* Rozdíl tlaků mezi obvodovými snímacími otvory 8 a 2 je úměrný úhlu náběhu směrové sondy 1 v podélné rovině x„-y„ rovnoběžné s podélnou rovinou x-y letadla 23. vWi proudu vzduchu obecně nabíhajícímu v prostoru na povrch čelní plochy 2» 31 rychlostí 2 /obr. 6/. Obdobně rozdíl tlaku vzduchu snímaného třetím obvodovým snímacím otvorem £ a Čtvrtým obvodovým snímacím otvorem 10 je úměrný úhlu vybočení /?_ směrové sondy 1 v základní rovině x -z_e směrové sondy 1, rovnoběžné se základní rovinou x-z letadla 39.

Je-li známa přesná poloha směrové sondy 1 vůči základní rovině x-z letadla 39. J® tím ®ožno určit i úhel náběhu «4 a úhel vybočení # letadla 22.1 protože podélná osa x_fl směrové sondy 1 je rovnoběžná s podélnou osou letadla 39 a rovněž tak jsou rovnoběžné se svými protějšky u letadla 39 i kolmá osa y_g směrové sondy 1 a bočná osa ζθ směrové sondy 1.

Centrálním snímacím otvorem 6 ae snímá celkový tlak proudu vzduchu charakterizující statickou a dynamickou složku nabíhajícího proudu Vzduchu na povrchu čelní plochy £, 31.

Systémem radiálních otvorů 12, rozložených ve vzdálenostech a a b na základě experimentáln nich měřeni, se snímá statický tlak vzduchu pro určení výšky letu letadla 39. Rozdíl mezi celkovým tlakem proudu vzduchu snímaným centrálním snímacím otvorem & a statickým tlakem, snímaným systémem radiálních otvorů 12. je úměrný rychlosti V nabíhajícího proudu vzduchu na čelní plochu 2» 2i·

Topný systém 13 konstrukčně umístěný co nejblíže ke špičce £ zabezpečuje vytápění špičky £ a tím i povrchu čelní plochy £, 31 a vnějšího povrchu 15 tělesa 2. Vytápění povrchu čelní plochy 2.» 21 J® bezpodmínečně nutné z hlediska zajištění odmrazování v případě tvořící se námrazy na čelní ploše £, 21* ^s® zabezpečuje aerodynamická čistota povrchu směrové sondy 1 hlavně v místě nulové rychlosti média u centrálního snímacího otvoru 6. Teplotní čidla 35 zabezpečují pomocí regulačního obvodu průběžné měření a regulaci teploty směrové sondy 1, což je nutné hlavně z provozního hlediska.

Letadlo 39 /obr. 1/ má podélnou osu x, kolmou osu y a bočnou osu a. Při znázorněné poloze řídících ploch se latadlo 39 kloní napravo kolem podélné osy x, klopí ae dolů kolem bočné osy z a zatáčí doprava. Relativní proud obtékajícího vzduchu naráží na letadlo 39 zleva a zeshora pod úhlem náběhu letadla c£, vynášeným v podélné rovině letadla x-y a pod úhlem vybočení letadla . vynášeným v základní rovině letadla x-z.

U obou provedení směrové sondy 1 při dalěím zpracování pro zobrazení úhlu náběhu oó a úh8 lu vybočení směrové sondy 1 a tím zároveň i úhlu náběhu aó a úhlu vybočení letadla 22. je využita lineární závislost úhlu náběhu t^_e směrové sondy 1. na poměru rozdílu tlaku vzduchu mezi obvodovými snímacími otvory 8 a 2 k rozdílu tlaku mezi snímacími otvory 6 a lg. Velikost úhlu vybočení $_a směrové sondy 1 je rovněž lineárně závislá na poměru rozdílu tlaku mezi obvodovými snímacími otvory £ a 10 k rozdílu tlaku mezi snímacími otvory 6 a 12.

Směrová sonda 1 podle vynálezu umožňuje zpracovávat výstupní údaje snímaných tlaků v podstatě dvěma způsoby. První způsob spočívá v poměrovém analogovém elektronickém obvodu, který reali210 084 zuje poměrovou funkci dvou rozdílů tlaků bu3 jako poměr odporů nebo napětí. Druhý způsob je vhodný pro vyeoce přesné měření s pomocí řídicího palubního' počítače, který zpracovává a porovnává vstupní údaje úměrné rozdílům tlaků přes diferenční vysílače tlaků a cejchovnými charaktetiatikami směrové sondy 1 z aerodynamického tunelu.

Kromě hlavního využití směrové sondy 1 podle vynálezu pro měření rychlosti, výšky, úhlu ť náběhu a úhlu vybočení X? letadla 23. ^lze sirovou sondu 1 použít i při aerodynamických měřeních lopatkových mříží olopatkovaných strojů a při měřeních prostorového proudění. V případě existence cejchovních charakteristik směrové sondy 1 lze způsob pevného nastavení směrových sond 1 použít při automatickém měření s pomocí řídicího počítače.

Claims

PŘEDMĚT VYNÁLEZU

1. Směrová sonda sestávající ze špičky spojené se základnou pomocí tělesa, v němž je upra { véno nejméně pět propojovacích kanálů a nejméně jeden vývodní kanál, které jsou jednak spojeny na své vstupní straně u propojovacích kanálů se ánímaným médiem prostřednictvím snímacích otvorů ústících na čelní ploše špičky a u vývodního fanálu s radiálními otvory ústícími na vnějším povrchu tělesa směrové sondy, a jednak spojeny na své výstupní straně se snímači tlaku umístěnými v základně, přičemž náběžná část směrové sondy se čpičkou a s ní spojeným předním koncem tělesa je vyhřívána elektrickým topným systémem,}který je tvořen izolovaným vyhřívacím vinutím souose nasunutým do náběžné části, vyznačená tím, že radiální otvory /12/ jsou vyústěny jednak na válcový vnějši povrch /15/ tělesa /2/ směrovéίsondy /1/ v oblasti vzdálené o 4 až 5 průměrů tělesa /2/ od vyčnívajícího konce /43, 43? špičky /4/ spojené s předním koncem tělesa /2/, a jednak do vnitřního prostoru /26/ vytvořeného uvnitř tělesa /2/ a spojeného se vstupní stranou nejméně jednoho vývodního kanálu /34/, jehož výstupní strana je spojena se snímačem tlaku umísi) těným v základně /3/ připojené k zadnímu konci tělesa /2/.
2. Směrové sonda podle bodu 1, vyznačená tífn, že oblast vyústěni systému radiálních otvorů ř

/12/ na vnějším povrchu /15/ ae rozkládá v rozsahu - 30 ⁰ od horizontální roviny směrové sondy /1/.
3. Směrová sonda podle bodů 1 a 2, vyznačená tím, Se na špičce /4/ je za místem plynulého f

přechodu čelní plochy /5, 31/ do válcového vnějšího povrchu /15/ vytvořeno osazení /14/, na kterém jsou upraveny jednak lože /27/ se šroubovicoiyou drážkou /28/, v níž je na izolační vrstvě i

/29/ v izolační hmotě /22/ uloženo vyhřivací vinjutí /30/ topného systému /13/, spojené s přívodními vodiči /17/ uloženými izolovaně v nejméně jednom přívodním kanálu /18, 19/ spojeném průcho-^s zí drážkou s povrchem osazení /14/ a jednak za ložem /27/ centráž /25/ se závitem /24/ pro našroubování a zacentrování tělesa /2/, jehož stěnsí je nad topným systémem /13/ zeslabena a jehož vnější povrch /15/ je na předním konci těleaa /2/ plynule napojen na špičku /4/.
4. Směrová sonda podle bodů 1 až 3, vyznačetoá tím, že ve špičce /4/ je umístěno nejméně jedno teplotní čidlo /35/ spojené s regulátorem topného systému /13/.
5. Směrová sonda podle bodů 1 až 4, vyznačená tím, Že u vstupních stran propojovacích kanálků /11/, spojených prostřednictvím animacích jotvorů /6, 7, 8, 9 a 10/ ae snímaným médiem na čelní ploše /5, 31/ a ve vnitřním prostoru /26/{jsou vytvořeny odvodňovací prostory /44/ spojené

210 084 odvodňovacími otvory /40, 32/ s vnějším povrchem /15/ špičky /4/ respektive tělesa /2/.
6· Směrová sonda podle bodu 5, vyznačená tim, že prstencový odvodňovací prostor /44/ u vstupní strany propojovacího kanálu /11/ je vymezen jednak stěnou vývrtu /21/ provedeného ve Špičce /4/, a jednak vystupující trubičkou /36/, tvořící vlastní propojovací kanál /11/, a uloženou ve vývrtu /21/ a procházející dnem /45/ tělesa /2/ do snímače tlaku v základně /3/.
7· Směrová sonda podle bodů 1 až 6, vyznačená tím, že povrch kuželové nebo jehlanové čelní plochy /31/ je na vnější povrch /15/ plynule napojen rádiuaem rovným j průměru tělesa /2/.