RU148076U1

RU148076U1 - Самолетная метеорологическая система измерения температуры

Info

Publication number: RU148076U1
Application number: RU2014117933/28U
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Дмитриев; Дмитрий Николаевич Живоглотов; Александр Михайлович Струнин; Михаил Александрович Струнин
Original assignee: Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральная аэрологическая обсерватория"
Priority date: 2014-05-06
Filing date: 2014-05-06
Publication date: 2014-11-27

Abstract

1. Самолетная метеорологическая система измерения температуры, содержащая размещенные по осевой линии проволочный термочувствительный элемент, закрепленный на каркасе, носовую часть в виде защитного элемента, блок питания, блок первичной обработки температуры, отличающаяся тем, что система дополнительно содержит блок измерения жидко-капельной водности, а для предотвращения отложения льда и для защиты от облачных частиц носовая часть системы выполнена в виде конуса из гидрофобного материала и прикрепленного к ней защитного экрана цилиндрической формы с выходными щелевыми отверстиями, при этом выходной сигнал блока первичной обработки температуры содержит поправку, пропорциональную величине жидко-капельной водности облака, по программируемому коэффициенту k, равному 0,15-0,20 мг.2. Самолетная метеорологическая система измерения температуры по п. 1, отличающаяся тем, что проволочный термочувствительный элемент выполнен в виде проволоки из платины или никеля, и, для предотвращения возникновения паразитных токов, намотанной на каркас бифулярно.

Description

Настоящая полезная модель относится к метеорологии, в частности к измерениям температуры воздуха и ее пульсаций с борта специализированных самолетов-лабораторий на высоте до 12 км с целью исследования тонкой структуры полей температуры в атмосфере.

В настоящее время известны следующие метеорологические системы измерения температуры.

Измеритель температуры по патенту РФ №139293. Данный прибор не позволяет измерять температуру в режиме высоких скоростей потока при изменяющейся поправке на динамический нагрев воздуха.

Известен метеорологический ультрабыстрый термометр UFT [1] для измерения высокочастотных пульсаций температуры наружного воздуха с борта самолета-лаборатории, содержащий чувствительный элемент - платиновую нить, воздушный канал, защитный элемент, флюгарку для ориентации термометра в воздушном потоке.

Недостатками термометра UFT являются:

- дополнительная погрешность измерения температуры воздуха в облаках вследствие смачиваемости защитного элемента датчика облачными каплями, что вызывает искажение измеряемой температуры;

- сложная конструкция датчика, не позволяющая быстро заменить его при выходе из строя его чувствительного элемента или другого повреждения датчика.

Наиболее близкими к заявляемому техническому решению являются самолетный датчик для измерения температуры наружного воздуха модели 102 Rosemount [2].

Недостатками датчика модели 102 Rosemount являются:

- высокая термическая инерция, не позволяющая осуществлять измерения высокочастотных пульсаций температуры;

- дополнительная погрешность измерения температуры воздуха в облаках вследствие смачиваемости защитных элементов датчика облачными каплями, что вызывает искажение измеряемой температуры наружного воздуха.

Техническая задача, на решение которой направлена заявляемая полезная модель:

- расширение области использования метеорологической системы - измерение температуры наружного воздуха и ее высокочастотных пульсаций на уровне полета самолета-лаборатории до 12 км с повышением точности измерений температуры наружного воздуха и ее пульсаций в облаках при наличии в облаках жидко-капельной фракции;

- обеспечение быстрой замены датчика в межполетный период.

Техническая задача решается за счет того, что самолетная метеорологическая система измерения температуры, содержащая размещенные по осевой линии проволочный термочувствительный элемент, закрепленный на каркасе, носовую часть в виде защитного элемента, блок питания, блок первичной обработки температуры, согласно полезной модели, система дополнительно содержит блок измерения жидко-капельной водности, а для предотвращения отложения льда и для защиты от облачных частиц носовая часть системы выполнена в виде конуса из гидрофобного материала и прикрепленного к ней защитного экрана с выходными щелевыми отверстиями, при этом в выходной сигнал блока первичной обработки температуры содержит поправку, пропорциональную величине жидко-капельной водности облака, по программируемому коэффициенту k_w, равному 0,15-0,20 м³г^-1.

Для учета влияния на измеряемую температуру наружного воздуха жидко-капельной фракции в облаке в сигнал в блоке первичной обработки температуры используется программируемый коэффициент k_w, равный 0,15-0,20 м³г^-1, по которому вводится поправка от блока измерения жидко-капельной водности с помощью соотношения

T=T_i-ΔT^*+k_wΔT^*Lwc

где T - истинное значение температуры воздуха в облаке, T_i - измеренное значение температуры в облаке с жидко-капельной фракцией, ΔT^* - величина температуры динамического нагрева воздуха за счет торможения потока в зоне термочувствительного элемента, Lwc - мгновенные значения жидко-капельной водности в облака.

При этом проволочный термочувствительный элемент выполнен в виде нити из платины или никеля, которая для предотвращения возникновения паразитных токов намотана на каркас бифулярно.

Техническая задача решается за счет того, что в предложенной полезной модели конусная форма носовой части, изготовленной из гидрофобного материала, например, тефлона, с прикрепленным к нему защитным экраном цилиндрической формы со щелевыми отверстиями в виде прорези для выхода воздуха, позволяет, с одной стороны обеспечить защиту термочувствительного элемента от прямого попадания облачных частиц за счет продува воздуха в обратном направлении, а с другой стороны - снижает время термической инерции системы за счет быстрого обмена воздуха в зоне термочувствительного элемента.

При этом электрический разъем одновременно служит узлом крепления измерительной части системы к специальной выносной штанге самолета, что дает возможность быстро заменить измерительную часть системы в случае выхода ее из строя.

Полезная модель поясняется следующими графическими материалами.

На фиг. 1 представлена блок-схема предлагаемой полезной модели.

На фиг. 2 представлено детализированное изображение измерительной части предлагаемой полезной модели.

На фиг. 3 представлена схема движения воздуха в зоне термочувствительного элемента в направлении, обратном основному потоку.

На фиг. 4 представлено направление воздушных потоков в измерительной части полезной модели, полученное расчетным методом.

Блок-схема предлагаемой полезной модели согласно фиг. 1 содержит: 1 - измерительная часть; 2 - блок питания; 3 - блок первичной обработки температуры, 4 - блок измерения числа Маха полета; 5 - блок измерения жидко-капельной водности облака.

Измерительная часть предлагаемой полезной модели согласно фиг. 2 содержит:

- проволочный термочувствительный элемент (6)

- каркас (7),

- носовую часть (конус) (9),

- защитный экран (10),

- электрический разъем (8),

- обмотку обогрева (11),

- кожух обмотки обогрева (12),

- крепежные детали (13),

- выходные щелевые отверстия (14).

Схема обтекания воздушным потоком (синие стрелки) измерительной части полезной модели представлена на фиг. 3, где обозначены выходные щелевые отверстия (14) для пропуска воздуха.

Сущность полезной модели.

Полезная модель содержит измерительную часть 1, блок питания 2, блок первичной обработки температуры 3, блок измерения числа Маха полета 4; блок измерения жидко-капельной водности облака 5 (фиг. 1).

Схема измерительной части 1 полезной модели приведена на фиг. 2. Термочувствительным элементом измерительной части 1 является металлическая проволока 6, намотанная на каркас 7. Для предотвращения паразитных токов, которые могут возникать в термочувствительном элементе под влиянием работы различных радиотехнических устройств самолета (поскольку намотанная на каркас 7 проволока обладает некоторой индуктивностью), намотка выполнена бифулярно. Каркас измерительной части 1 прикреплен к электрическому разъему 8, который одновременно служит державкой измерительной части и используется для ее механического и электрического подсоединения к выносной самолетной штанге с целью размещения в слабо возмущенном воздушном потоке. Такое решение обеспечивает надежную установку измерительной части 1, и при необходимости, позволяет быстро заменить измерительную часть 1 во время послеполетного обслуживания самолетной аппаратуры. С другой части к каркасу 7 подсоединяется носовая часть (конус) 9, изготовленная из гидрофобного материала и подсоединенный к ней защитный экран цилиндрической формы 10, со щелевыми отверстиями (14), обеспечивающими пропуск воздуха, текущего в обратном основному потоку направлении (фиг. 3). Конус 9 и защитный экран 10 служат для защиты термочувствительного элемента 6 от облачных частиц и частиц атмосферной пыли, а гидрофобные свойства конуса обеспечивают предотвращение отложения льда на измерительной части 1 при полетах в переохлажденных облаках. Полезная модель также содержит обмотку 11 для обогрева измерительной части 1, которая является дополнительной мерой его защиты от обледенения. Кратковременно включаемая обмотка обогрева 11 путем пропускания электрического импульса служит для сброса льда, который может накопиться на элементах конструкции измерительной части 1 при полете в переохлажденных облаках. Обмотка обогрева 11 примыкает к электрическому разъему 8 и закрыта кожухом 12. Экран 10 защищает термочувствительный элемент 8 от механических повреждений в полете и на стоянке самолета. Соединение элементов производится с помощью крепежных деталей 13.

Для преобразования электрического сопротивления измерительной части 1 самолетной метеорологической системы в электрический сигнал, соответствующий температуре воздуха и сопряжения сигнала с бортовой регистрирующей системой самолета-лаборатории используются (фиг. 1) блок питания 2 и блок первичной обработки температуры 3, состоящий из прецизионной мостовой схемы и аналого-цифрового преобразователя сигнала разбаланса моста в цифровой код. В блоке первичной обработки температуры производится введение стандартной поправки на динамический нагрев при торможении потока в зоне термочувствительного элемента 6 от блока измерения 4 числа Маха потока. Дополнительно в сигнал в блоке первичной обработки температуры введен программируемый коэффициент k_w, равный 0,15-0,20 м³г^-1, который обеспечивает введение поправки в температуру на величину жидко-капельной фракции в облаке, определяемой по данным блока измерения жидко-капельной водности 5.

Пример конкретного исполнения.

Полезная модель (фиг. 1) содержит измерительную часть 1, изготовленную в соответствии со схемой на фиг. 2, блок питания 2, предназначенный для работы от системы самолетного электропитания, блок первичной обработки температуры 3, включающий мостовую схему, аналогово-цифровой преобразователь, вычислительные блоки, обеспечивающие введение поправок на динамический нагрев и жидко-капельную водность, блок 4 измерения числа Маха полета, например Rosemount MADT2016B; блок измерения жидко-капельной водности облака 5 (фиг. 1).

Термочувствительным элементом измерительной части 1 (фиг. 2) является платиновая проволока 6 диаметром 30 мкм, намотанная на крестообразный каркас из стеклопластика 7. Для предотвращения паразитных токов, которые могут возникать в термочувствительном элементе датчика при работе различных радиотехнических устройств самолета (поскольку намотанная на каркас 7 проволока обладает некоторой индуктивностью), намотка выполнена бифулярно. Каркас измерительной части прикреплен к электрическому разъему 8, который одновременно служит державкой измерительной части и используется для ее механического и электрического подсоединения к выносной самолетной штанге с целью ее размещения в слабо возмущенном воздушном потоке. Такое решение обеспечивает надежную установку измерительной части 1, и при необходимости, позволяет быстро заменить измерительную часть 1 во время послеполетного обслуживания самолетной аппаратуры. С другой стороны к каркасу 7 подсоединяется носовая часть (конус) 9, изготовленная из гидрофобного материала - тефлона и подсоединенный к ней алюминиевый защитный экран 10, имеющий в передней части щелевые отверстия 14 (фиг. 3) в виде прорези для выхода воздуха, текущего в обратном основному потоку направлении (фиг. 4). Конус 9, имеющий угол раствора в пределах от 40° до 60° и защитный экран 10 служат для защиты термочувствительного элемента 6 от облачных частиц и частиц атмосферной пыли, а гидрофобные свойства конуса и его геометрические размеры обеспечивают предотвращение отложения льда на измерительной части 1 при полетах в переохлажденных облаках. Полезная модель также содержит обмотку 11, выполненную из манганиновой проволоки для обогрева измерительной части 1, которая является дополнительной мерой его защиты от обледенения. Кратковременно включаемая обмотка обогрева 11 путем пропускания электрического импульса служит для сброса льда, который может накопиться на элементах конструкции измерительной части 1 при полете в переохлажденных облаках. Обмотка обогрева 11 примыкает к электрическому разъему 8 и закрыта алюминиевым кожухом 12. Экран 10 защищает термочувствительный элемент 8 от механических повреждений как в полете, так и на стоянке самолета. Соединение элементов производится с помощью крепежных деталей 13.

Для преобразования электрического сопротивления измерительной части самолетной метеорологической системы в электрический сигнал, соответствующий температуре воздуха и сопряжения сигнала с бортовой регистрирующей системой самолета-лаборатории используют (фиг. 1) блок питания 2, предназначенный для работы от системы самолетного электропитания и блок первичной обработки температуры 3, состоящий из прецизионной мостовой схемы, в которую включается в качестве одного из плеч термочувствительный элемент 6 и аналого-цифрового преобразователя сигнала разбаланса моста в цифровой код. В блоке первичной обработки 3 температуры производится введение стандартной поправки на динамический нагрев при торможении потока в измерительной части системы от блока 4 измерения числа Маха потока Rosemount MADT2016B. Дополнительно в сигнал в блоке первичной обработки температуры вводится программируемый коэффициент k_w, равный 0,15-0,20 м³г^-1, который обеспечивает введение поправки в температуру на величину жидко-капельной фракции в облаке, определяемой по данным блока измерения жидко-капельной водности 5 - измерителя водности облаков.

Основные технические характеристики самолетной метеорологической системы измерения температуры:

- диапазон измеряемых температуры наружного воздуха - от -60 до +50°C;

- габаритные размеры измерительной части системы - диаметр 30, длина 140 мм;

- масса - 0,09 кг;

- длина используемой проволоки - термочувствительного элемента - 0,8 м;

- материал проволоки - платина ПЛ 99,93;

- диаметр проволоки - 30 мкм;

- длина намотки проволоки вдоль каркаса - 20 мм;

- количество витков намотки проволоки вдоль каркаса - 18;

- начальное (при 0°C) сопротивление термочувствительного элемента - в пределах от 90 до 100 Ом;

- импульсный обогрев измерительной части системы (с продолжительностью импульса до 10 с) - мощность обогрева - 80 Вт, напряжение - 27 В постоянного тока.

Устройство работает следующим образом.

Самолетная метеорологическая система измерения температуры устанавливается на специализированный самолет-лабораторию. Включение системы производится после запуска двигателей и подачи самолетного электропитания на блок питания 2 (фиг. 1) и его включения. Поскольку система предназначена для работы в воздушном потоке, измерения начинаются на разбеге самолета при достижении им скорости не менее 200 кмч^-1. Далее измерения проводятся на всех высотах (от минимальной безопасной высоты до высоты 12 км) и всех режимах полета само лета-лаборатории. Сигнал разбаланса мостовой схемы блока первичной обработки температуры 3 (фиг. 1) внутри блока преобразуется в аналоговый сигнал, который далее преобразуется в цифровой код, а в полученный сигнал вводится стандартная поправка на динамический нагрев при торможении потока в зоне термочувствительного элемента от блока 4 измерения числа Маха (фиг. 1). Дополнительно при входе самолета в облако в сигнал температуры вводится поправка на влияние жидко-капельной водности облака по сигналу от блока измерения жидко-капельной водности 5 (фиг. 1).

Таким образом, предлагаемая полезная модель - самолетная метеорологическая система измерения температуры позволяет расширить функциональные возможности измерения температуры наружного воздуха с борта самолета-лаборатории и повысить эффективность самолетных исследований атмосферы путем повышения точности измерения температуры наружного воздуха и ее пульсаций в облаках за счет взаимосвязи известных признаков и новых, а именно: конусной формы носовой части, выполненной из гидрофобного материала, алюминиевого защитного экрана с выходными щелевыми отверстиями для пропуска воздуха и использованием блока измерения жидко-капельной водности по программируемому коэффициенту k_w, равному 0,15-0,20 м³г^-1, что обеспечивает введение поправки в сигнал температуры на величину жидко-капельной водности облака.

При этом обеспечивается технологичность замены в межполетной период измерительной части системы при выходе ее из строя.

Предполагается внедрение полезной модели на самолете-лаборатории нового поколения Як-42Д «Росгидромет» и других самолетах-лабораториях Росгидромета.

Источники информации:

1. Haman K.E., Malinowski S.P., Stras B.D., Busen R., Stepko A., 2001: "Two new types ultrafast aircraft thermometer", J. Atmos. Oceanic. Technol, 18, 117-134.

2. Rosemount, 1981: ′Total temperature sensors′, Rosemount Engineering Company Tech. Bull., 5755, 28 p.

3. Патент РФ №139293.

Claims

1. Самолетная метеорологическая система измерения температуры, содержащая размещенные по осевой линии проволочный термочувствительный элемент, закрепленный на каркасе, носовую часть в виде защитного элемента, блок питания, блок первичной обработки температуры, отличающаяся тем, что система дополнительно содержит блок измерения жидко-капельной водности, а для предотвращения отложения льда и для защиты от облачных частиц носовая часть системы выполнена в виде конуса из гидрофобного материала и прикрепленного к ней защитного экрана цилиндрической формы с выходными щелевыми отверстиями, при этом выходной сигнал блока первичной обработки температуры содержит поправку, пропорциональную величине жидко-капельной водности облака, по программируемому коэффициенту k_w, равному 0,15-0,20 м³ г^-1.

2. Самолетная метеорологическая система измерения температуры по п. 1, отличающаяся тем, что проволочный термочувствительный элемент выполнен в виде проволоки из платины или никеля, и, для предотвращения возникновения паразитных токов, намотанной на каркас бифулярно.