RU2046344C1 - Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов - Google Patents
Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2046344C1 RU2046344C1 RU92008432A RU92008432A RU2046344C1 RU 2046344 C1 RU2046344 C1 RU 2046344C1 RU 92008432 A RU92008432 A RU 92008432A RU 92008432 A RU92008432 A RU 92008432A RU 2046344 C1 RU2046344 C1 RU 2046344C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tube
- housing
- passage
- measuring
- flow
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Использование: в измерительной технике для измерения скорости сверхлегких летательных аппаратов (СЛА), летный диапазон скоростей которых находится в пределах 10 40 м/с. Сущность изобретения: устройство содержит корпус с проточным каналом и закрепленную внутри корпуса трубку приема воздушного давления, проточный канал корпуса выполнен состоящим из конфузорной, цилиндрической и диффузорной частей. Трубка приема воздушного давления закреплена в диффузорной части проточного канала таким образом, что приемник статического давления расположен напротив цилиндрической части канала, приемник полного давления трубки вынесен за торец корпуса на расстояние не менее одного диаметра трубки. Расположение корпуса и трубки приема воздушного давления исключает влияние срыва воздушного потока на результаты измерения скорости на больших углах атаки, тем самым повышается точность измерения скорости полета. 2 ил.
Description
Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов (СЛА), летный диапазон скоростей которых находится в пределах 10-40 м/с.
Известно устройство для измерения воздушной скорости СЛА, представляющее собой приемник воздушного давления, на переднем торце которого имеется приемник полного давления в виде трубки. Трубка вставлена в цилиндрический чехол с полусферической головкой, образующей камеру, в которой выполнены отверстия для приема статического давления [1]
Недостатком данного устройства является низкая точность измерения малых воздушных скоростей, поскольку выходным сигналом устройства является разность между полным и статическим давлением и эта разность мала, поэтому на малых скоростях она может быть определена с большой погрешностью.
Недостатком данного устройства является низкая точность измерения малых воздушных скоростей, поскольку выходным сигналом устройства является разность между полным и статическим давлением и эта разность мала, поэтому на малых скоростях она может быть определена с большой погрешностью.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является устройство для измерения скорости воздушного потока, представляющее собой приемник полного и статического давления, выполненный в виде корпуса с конфузорным входом, в проточной части которого размещена трубка с отверстиями для отбора полного и статического давления. При этом отверстие для отбора полного давления выполнено на переднем торце трубки, а для отбора статического давления на боковой поверхности трубки [2]
Однако это устройство имеет малую точность измерения воздушной скорости на больших углах атаки, обусловленную тем, что приемник полного давления расположен внутри проточного канала корпуса и при достижении летательным аппаратом углов атаки 12-16о происходит срыв потока с передних кромок конфузора, при этом полное давление в проточном канале будет падать. Кроме того, устройство имеет сложную конфигурацию и, как следствие, сложную технологию изготовления.
Однако это устройство имеет малую точность измерения воздушной скорости на больших углах атаки, обусловленную тем, что приемник полного давления расположен внутри проточного канала корпуса и при достижении летательным аппаратом углов атаки 12-16о происходит срыв потока с передних кромок конфузора, при этом полное давление в проточном канале будет падать. Кроме того, устройство имеет сложную конфигурацию и, как следствие, сложную технологию изготовления.
Цель изобретения повышение точности измерения на больших углах атаки, а также упрощение конструкции устройства.
Цель достигается за счет того, что в устройстве для измерения воздушной скорости СЛА, содержащем корпус с проточным каналом и закрепленную внутри корпуса трубку приема воздушного давления, проточный канал корпуса выполнен состоящим из конфузорной, цилиндрической и диффузорной частей. При этом трубка приема воздушного давления закреплена в диффузорной части проточного канала таким образом, что приемник статического давления расположен напротив цилиндрической части канала, а приемник полного давления вынесен за торец корпуса на расстояние не менее одного диаметра трубки.
Благодаря данному расположению корпуса и трубки приема воздушного давления исключается влияние срыва воздушного потока на результаты измерения скорости на больших углах атаки. Тем самым повышается точность измерения воздушной скорости полета СЛА и, как следствие, повышается безопасность полетов. В предлагаемом устройстве увеличен диапазон измеряемых скоростей и повышена чувствительность устройства на малых скоростях за счет снижения статического давления, приводящего к увеличению выходного сигнала устройства. Кроме того, предлагаемое устройство допускает использование в нем стандартных приемников воздушного давления и в комплексе с ним указателей скорости, рассчитанных на больший диапазон измеряемой скорости, что удешевляет комплекс в целом, поскольку не требуется разработка специального указателя и приемника воздушного давления. При этом заявляемое устройство имеет более простую технологию изготовления.
На фиг.1 изображено предлагаемое устройство для измерения воздушной скорости СЛА; на фиг.2 приведена зависимость разности Δ Р полного и статического давления от угла атаки α при постоянном значении скорости (v=const) для предлагаемого устройства.
Устройство для измерения воздушной скорости СЛА, изображенное на фиг.1, состоит из корпуса 1 с проточным каналом, включающим в себя конфузорную 2, цилиндрическую 3 и диффузорную 4 части. В диффузорной части 4 канала посредством винтов закреплена трубка 5 приема воздушного давления. Трубка 5 вынесена за торец корпуса 1 на расстояние, равное, например, диаметру трубки 5 30 мм. В трубке 5 выполнены отверстия для приема полного и статического давления. При этом отверстие 6 для отбора полного давления выполнено на переднем торце трубки 5, а отверстия 7 для отбора статического давления на боковой поверхности трубки 5. Причем трубка 5 закреплена таким образом, что отверстия 7 для отбора статического давления расположены напротив цилиндрической части 3 проточного канала.
Устройство работает следующим образом.
При обдуве воздушным потоком приемник полного давления 6 воспринимает неискаженное полное давление Рп:
Pп= Pс+ ρ
где Рс статическое давление на высоте полета;
ρ плотность воздуха;
v воздушная скорость.
Pп= Pс+ ρ
ρ плотность воздуха;
v воздушная скорость.
При этом приемник 7 статического давления принимает статическое давление в цилиндрической части 3 проточного канала:
Pц.ч Pс- ρ
(n2-1), где n 
, где Sвых площадь выходного сечения корпуса;
Sц.х площадь сечения цилиндрической части корпуса.
Pц.ч Pс- ρ
Sц.х площадь сечения цилиндрической части корпуса.
На указатели (датчики) скорости подается сигнал разности Δ Р полного Рп и статического в данном случае Рц.ч давления
ΔP (v) Pп-Pц.ч= ρ
n2, который пропорционален отношению площадей выходного сечения корпуса и сечения цилиндрической части корпуса.
ΔP (v) Pп-Pц.ч= ρ
Опытные испытания предлагаемого устройства показали, что при изменении угла атаки измеряемая величина перепада давления практически не изменяется при постоянном значении скорости (см. фиг.2).
Claims (1)
- УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ СВЕРХЛЕГКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ, содержащее корпус с проточным каналом и закрепленную внутри корпуса трубку приема воздушного давления, отличающееся тем, что проточный канал корпуса выполнен из конфузорной, цилиндрической и диффузорной частей, при этом трубка приема воздушного давления закреплена в диффузорной части канала, приемник статического давления трубки размещен в цилиндрической части канала, а приемник полного давления трубки вынесен за торец корпуса со стороны конфузорной части канала на растояние не менее одного диаметра трубки.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92008432A RU2046344C1 (ru) | 1992-11-26 | 1992-11-26 | Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92008432A RU2046344C1 (ru) | 1992-11-26 | 1992-11-26 | Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU92008432A RU92008432A (ru) | 1995-01-09 |
| RU2046344C1 true RU2046344C1 (ru) | 1995-10-20 |
Family
ID=20132628
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU92008432A RU2046344C1 (ru) | 1992-11-26 | 1992-11-26 | Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2046344C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1840578A3 (en) * | 2006-03-27 | 2008-10-01 | Honeywell International Inc. | Ducted Fan Air Data System |
| US20150177032A1 (en) * | 2013-12-18 | 2015-06-25 | Lockheed Martin Corporation | Air Data System |
-
1992
- 1992-11-26 RU RU92008432A patent/RU2046344C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 1. Браславский Д.А. Авиационные приборы. М.: Машиностроение, 1964, с. 298. * |
| 2. Авторское свидетельство СССР N 329476, кл. G 01P 5/165, 1972. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1840578A3 (en) * | 2006-03-27 | 2008-10-01 | Honeywell International Inc. | Ducted Fan Air Data System |
| US7841563B2 (en) | 2006-03-27 | 2010-11-30 | Honeywell International Inc. | Ducted fan air data system |
| US20150177032A1 (en) * | 2013-12-18 | 2015-06-25 | Lockheed Martin Corporation | Air Data System |
| US9366555B2 (en) * | 2013-12-18 | 2016-06-14 | Lockheed Martin Corporation | Air data system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0073809B1 (en) | Pressure sensor for determining airspeed, altitude and angle of attack | |
| CA1070140A (en) | Pressure sensor for determining airspeed, altitude and angle of attack | |
| US4718273A (en) | Combination alpha, static and total pressure probe | |
| US20030051546A1 (en) | Aircraft probe | |
| Biter et al. | The drop-size response of the CSIRO liquid water probe | |
| US6101429A (en) | Broad-range, multi-directional aircraft airspeed measuring system | |
| US5477506A (en) | In-flow acoustic sensor | |
| US4572667A (en) | Fluorescent air data measurement device | |
| US3650152A (en) | Apparatus and method for measuring the velocity of a flowing fluid | |
| EP0158664A1 (en) | DEVICE FOR CORRECTING THE BAROMETER PRESSURE CAUSED BY ERRORS CAUSED BY THE WIND DIRECTION AND SPEED. | |
| RU2046344C1 (ru) | Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов | |
| US4184149A (en) | Air speed and attitude probe | |
| US3739638A (en) | Airspeed and altitude measuring device | |
| US4572004A (en) | Fluid flow meter for measuring the rate of fluid flow in a conduit | |
| KR101972130B1 (ko) | 초음속 흡입구의 공기 질량 유량 측정 장치 및 방법 | |
| US4448069A (en) | Airspeed sensing post for determining relative velocity of a fluid and a carrier | |
| US5092169A (en) | Aircraft safety measurement system | |
| US3443431A (en) | Static pressure sensing device | |
| US3572126A (en) | Altitude measuring device | |
| US3824853A (en) | Aircraft instrument shroud | |
| US3738167A (en) | Airspeed and altitude measuring device | |
| US5057832A (en) | Audible glide speed indicator apparatus | |
| KR100356699B1 (ko) | 무인 항공기용 수직 속도계 | |
| EP0803043A1 (en) | A method and device in an aerial towed hit detector | |
| RU1809340C (ru) | Приемник воздушного давлени |