RU208583U1 - Многофункциональный приемник воздушных давлений - Google Patents

Многофункциональный приемник воздушных давлений Download PDF

Info

Publication number
RU208583U1
RU208583U1 RU2021114764U RU2021114764U RU208583U1 RU 208583 U1 RU208583 U1 RU 208583U1 RU 2021114764 U RU2021114764 U RU 2021114764U RU 2021114764 U RU2021114764 U RU 2021114764U RU 208583 U1 RU208583 U1 RU 208583U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pressure
receiver
angle
holes
attack
Prior art date
Application number
RU2021114764U
Other languages
English (en)
Inventor
Сергей Николаевич Артемьев
Дмитрий Львович Крылов
Максим Григорьевич Пилищук
Максим Викторович Семенча
Александр Юрьевич Казачков
Михаил Юрьевич Сорокин
Original Assignee
Акционерное общество "Аэроприбор-Восход"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" filed Critical Акционерное общество "Аэроприбор-Восход"
Priority to RU2021114764U priority Critical patent/RU208583U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU208583U1 publication Critical patent/RU208583U1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L11/00—Measuring steady or quasi-steady pressure of a fluid or a fluent solid material by means not provided for in group G01L7/00 or G01L9/00
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)

Abstract

Заявляемый в качестве полезной модели многофункциональный приемник воздушных давлений (МПВД) относится к измерительной технике и может быть использован для измерения высотно-скоростных параметров и аэродинамических углов в системах воздушных сигналов летательных аппаратов, преимущественно на объектах малой авиации. Техническим результатом является повышение технологичности при изготовлении многофункционального приемника воздушных давлений и уменьшение потребления электрической мощности для обогрева МПВД. Сущность полезной модели заключается в том, что многофункциональный приемник воздушных давлений содержит три группы отверстий для определения полного давления, статического давления и угла атаки, осесимметричное тело и стойку для крепления с расположенными внутри них пневмотрассами и электронагревательными элементами, причем отверстия для измерения статического давления - на осесимметричном теле. В состав приемника введен вычислительный модуль, содержащий датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой статического давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами полного и статического давлений, датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами давлений, а отверстия для определения угла атаки расположены на воспринимающей части приемника, относительное расстояние L местоположения отверстий для определения угла атаки выбирается в пределах 0.3…0.6. Заявляемый многофункциональный приемник воздушных давлений позволяет снизить потребляемую электрическую мощность для обогрева на (50-60)%. Такое конструктивное изготовление, как перенос приемных отверстий восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла со стойки приемника на осесимметричную воспринимающую часть приемника, позволяет повысить уровень технологичности при снижении требований к погрешности изготовления МПВД. Стоимость заявляемого многофункционального приемника может быть уменьшена на (40-60)% (с учетом изменения технологии изготовления, применяемых материалов и вычислительного модуля) по сравнению со стоимостью прототипа и традиционного вычислительного модуля для магистральных самолетов. Предлагаемые изменения прототипа позволяют наряду со снижением стоимости обеспечить требуемый уровень погрешности измерения высотно-скоростных параметров ((5…10) м по высоте полета и не более (5-10) км/ч по скорости полета и аэродинамических углов (0.25…0.4)°).

Description

Полезная модель относится к измерительной технике и может быть использована для измерения высотно-скоростных параметров и аэродинамических углов в системах воздушных сигналов летательных аппаратов, преимущественно на объектах малой авиации.
В качестве прототипа выбран приемник воздушных давлений с обогревом (патент RU 197608 U1 от 20.12.2019 г.), содержащий три группы отверстий для определения полного давления, статического давления и угла атаки, осесимметричное тело и стойку для крепления с расположенными внутри них пневмотрассами и электронагревательными элементами.
Данный прототип имеет электрообогрев для предотвращения обледенения, который был разработан с учетом требований к приемникам воздушных давлений (см. Рекомендательный циркуляр № РЦ АП-25.1419. Методы определения соответствия средств защиты от обледенения) в соответствии Авиационным Правилам Часть 25.
Для объектов малой авиации, которые имеют значительно меньший диапазон эксплуатации по высоте (до (2000…3000) м) и скорости (до (200…400) км/ч), указанный обогрев избыточен и для рассматриваемых высот и скоростей путем перераспределения мощности по приемнику потребляемая мощность для обогрева может быть снижена, что приведет к снижению стоимости приемника и снижению затрат при эксплуатации.
На стоимость приемника воздушных давлений с обогревом существенное влияние оказывает технологичность, т.е. сложность изготовления, которая заключается в следующем. Приемные отверстия восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла расположены на стойке прототипа, которая имеет сложный аэродинамический профиль. Погрешность изготовления аэродинамического профиля стойки и погрешность расположения приемных отверстий напрямую влияют на погрешность измерения аэродинамического угла. Жесткие требования к точности изготовления аэродинамического профиля стойки и погрешности расположения приемных отверстий снижают технологичность процесса изготовления и повышают стоимость прототипа в целом. Требование обеспечения повторяемости характеристики восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла от образца к образцу также ведет к усложнению процесса изготовления. Таким образом, существующий технологический процесс изготовления прототипа не обеспечивает приемлемую стоимость изделия для применения на объектах малой авиации.
Таким образом, обозначенные недостатки прототипа препятствуют применению многофункциональных приемников воздушных давлений на объектах малой авиации.
Задача заключается в снижении себестоимости многофункционального приемника воздушных давлений для применения на объектах малой авиации.
Техническим результатом является повышение технологичности при изготовлении многофункционального приемника воздушных давлений (МПВД).
Техническим результатом также является уменьшение потребления электрической мощности для обогрева МПВД и сохранение погрешности измерения высотно-скоростных параметров и аэродинамических углов (при применении датчиков меньшего класса точности).
Технический результат достигается за счет того, что многофункциональный приемник воздушных давлений содержит три группы отверстий для определения полного давления, статического давления и угла атаки, осесимметричное тело и стойку для крепления с расположенными внутри них пневмотрассами и электронагревательными элементами, причем отверстия для измерения статического давления - на осесимметричном теле.
Технический результат также достигается за счет того, что в состав приемника введен вычислительный модуль, содержащий датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой статического давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами полного и статического давлений, датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами давлений, а отверстия для определения угла атаки расположены на воспринимающей части приемника, относительное расстояние L местоположения отверстий для определения угла атаки выбирается в пределах 0.3…0.6.
На фиг. 1 изображен многофункциональный приемник воздушных давлений, содержащий
1 - осесимметричное тело;
2 - стойка для крепления;
3 - пневмотрассы;
4 - электронагревательный элемент (в носовой части);
5 - электронагревательный элемент (в стойке);
6 - отверстие восприятия полного давления;
7 - группа отверстий восприятия статического давления;
8 - группа отверстий восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла;
9 - воспринимающая часть приемника;
10 - датчик абсолютного давления, измеряющий статическое давление Рст, воспринимаемое отверстием 7;
11 - датчик дифференциального давления, измеряющий перепад между полным давлением Рп, воспринимаемым отверстием 6, и статическим давлением Рст, воспринимаемым отверстием 7;
12 - датчик дифференциального давления, измеряющий перепад между давлениями для измерения угла атаки Pα1 и Рα2, которые воспринимаются отверстиями 8;
13 - датчик абсолютного давления, измеряющий давление для определения угла атаки Рα2;
14 - вычислительный модуль.
На фиг. 2 приведено распределение давления вдоль воспринимающей части приемника L (относительная величина, отражающая отношение текущей координаты от начала приемника к длине воспринимающей части 9 и изменяющаяся в пределах от 0 до 1).
На фиг. 3 приведена схема подключения датчиков давления к многофункциональному приемнику воздушных давлений (для наглядности показано подключение датчиков давления к отверстиям восприятия давлений 6, 7, 8.
Принцип работы предлагаемого многофункционального приемника воздушных давлений аналогичен любому другому приемнику (см. Петунии А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока (приемники давления и скоростного напора). М.: «Машиностроение», 1972, 332 с.) и заключается в том, что изоэнтропически заторможенный набегающий поток воздуха через отверстие восприятия полного давления 6 и канал полного давления (не показан на фигуре 1) создает давление в камере торможения (не показана на фигуре 1), которое называется полным давлением. По длине осесимметричного тела 1 на внешней поверхности располагается группа отверстий восприятия статического давления 7 (см. фиг. 1), причем эти отверстия объединяются в камере статического давления (не показана на фигуре 1).
Измерение аэродинамического угла происходит следующим образом. При изменении направления набегающего потока воздуха изменяется распределение давления по поверхности обтекаемого тела (в данном случае по воспринимающей части 9 многофункционального приемника воздушных давлений) и по разнице двух давлений (в данном случае давления воспринимаются группой отверстий восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла 8) на разных сторонах воспринимающей части определяется местный угол набегающего потока, который функционально связан с аэродинамическим углом.
Воспринятые четыре давления (полное Рп, статическое Рст, два давления с воспринимающей части приемника воздушных давлений Ρα1 и Рα2) передаются далее по пневмотрассам 3 в датчики давления, находящиеся в вычислительном модуле 14 (на фиг. 3 вычислительный модуль с датчиками давления не показаны). В вычислительном модуле 14 производится вычисление высотно-скоростных параметров по известным зависимостям, реализованных в системах воздушных сигналов, в соответствии ГОСТ 4401-81 «Стандартная атмосфера. Параметры» и ГОСТ 5212-74 «Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 км/ч до 4000 км/ч. Параметры», с использованием воспринятых воздушных давлений.
На фиг. видно, что в пределах L=0.1…0.3 наблюдается максимальная чувствительность к углу атаки, но при этом градиент коэффициента давления также максимален и погрешность местоположения отверстий восприятия давлений также в максимальной степени будет сказываться на погрешности измерения аэродинамического угла.
В пределах L=0.3…0.6 чувствительность к углу атаки снижается, но при этом градиент коэффициента давления также уменьшается, что приводит к снижению погрешности измерения аэродинамического угла в зависимости от местоположения отверстий восприятия давлений.
Электронагревательные элементы 4 и 5 (показаны условно для наглядности) предназначены для защиты приемника воздушных давлений от обледенения при эксплуатации. Поскольку приемник воздушных давлений предназначен для установки на объекты малой авиации, то предлагается минимальный обогрев, препятствующий образованию льда на критически важных участках внешней поверхности приемника - на воспринимающей части 9 и передней кромке стойки 2. Перенос отверстий восприятия давлений со стойки 2 на воспринимающую часть 9 позволяет также снизить требования к температуре обогреваемой поверхности стойки 2, поскольку образование барьерного льда на стойке 2 не повлияет на воспринимаемые давления. Поскольку на обогрев стойки затрачивается порядка 2/3 от общей потребляемой мощности, то снижение потребляемой мощности может достигать величин порядка 50-60% по сравнению с потребляемой мощностью приемников воздушных давлений, полностью соответствующих Авиационным Правилам Часть 25. При этом, снижение потребляемой мощности позволяет полностью сохранить функционирование приемника воздушных давлений в обозначенных эксплуатационных диапазонах высоты и скорости объектов малой авиации.
Уменьшение эксплуатационного диапазона скорости позволяет изготовить приемник из материалов, обладающих значительно меньшей плотностью, чем традиционные материалы (нержавеющая сталь, латунь, медь, никель и т.п.), что в конечном итоге ведет к существенному снижению массы приемника в разы (например, типовая масса приемника (1,2-1,5) кг, которая может быть снижена до 300 г). Такими материалами могут быть композитные материалы и даже пластик типа ABS или аналогичные. Также замена материала позволяет снизить себестоимость приемника воздушных давлений приблизительно на (30-60)% в части стоимости материала.
Следующей характеристикой приемника, влияющей на стоимость приемника и техническую возможность его применения (с точки зрения погрешности измерения высотно-скоростных параметров) на объектах малой авиации, является применяемые датчики давления. Предлагается в состав многофункционального приемника воздушных давлений ввести вычислительный модуль с датчиками давления. Аналогичными многофункциональными приемниками с вычислительными модулями являются многофункциональный измеритель воздушных данных (RU 183334 U1 от 18.09.2018 г.) и многофункциональный приемник воздушных давлений Rosemount (US 2018/0172720 от 21.06.2018 г.). Однако приведенные аналоги предназначены для магистральных самолетов и предлагается применение четырех датчиков абсолютного давления или двух датчиков абсолютного давления и двух датчиков дифференциального давления соответственно.
В общем случае погрешность измерения угла атаки Δα определяется следующим
выражением
Figure 00000001
где
Figure 00000002
- чувствительность угла атаки к перепаду давлений Рα=Ρα1-Рα2;
ΔРα - погрешность измерения перепада давлений для измерения угла атаки;
Figure 00000003
- чувствительность угла атаки к скорости полета;
ΔV - погрешность измерения скорости.
Видно, что погрешность измерения угла атаки Δα включает в себя погрешность измерения перепада давлений ΔРα и погрешность измерения скорости ΔV. Погрешность измерения перепада давлений ΔРα состоит из погрешности измерения датчика дифференциального давления или из суммарной погрешности двух датчиков абсолютного давления.
В случае применения датчиков абсолютного давления для измерения полного Рп и статического Рст давлений погрешность измерения скорости определяется следующим образом
Figure 00000004
где
Figure 00000005
- чувствительность скорости к статическому давлению;
ΔРст - погрешность измерения статического давления;
Figure 00000006
- чувствительность скорости к полному давлению;
ΔРп - погрешность измерения полного давления.
Данный подход применим именно для магистральных самолетов с большими значениями крейсерских скоростей (число Маха более 0.5) и высот полета, что и предложено в упомянутых аналогах, когда погрешность измерения статического и полного давлений, давлений для измерения угла атаки на уровне (0.3-0.5) гПа является приемлемой для измерения скорости с погрешностью ΔV не более 10 км/ч и дальнейшего измерения угла атаки с погрешностью Δα на уровне (0.25…0.4)°.
Для предлагаемого приемника воздушных давлений перепад давлений для измерения угла атаки составляет порядка 8...50 гПа в зависимости от скорости полета. Применение датчиков абсолютного давления для измерения статического и полного давлений, давлений для измерения угла атаки дает погрешность измерения угла атаки Δα на уровне нескольких градусов при требуемой погрешности (0.25…0.4)°. На фоне таких малых значений давлений требуется погрешность измерения давлений на порядок меньше, чем погрешность измерения применяемых датчиков абсолютного давления, и такую погрешность измерения могут обеспечить датчики дифференциального давления.
Таким образом, для объектов малой авиации измерение скорости должно осуществляться с применением датчика дифференциального давления 11 (между полным давлением и статическим давлением, т.е. фактически получаем динамическое давление Рд, по которому и вычисляется скорость) и погрешность измерения скорости ΔV уже определяется только погрешностью дифференциального датчика 11, причем эта погрешность меньше, чем каждая погрешность датчика абсолютного давления ΔРст или ΔРп по формуле (2)
Figure 00000007
где
Figure 00000008
- чувствительность скорости к динамическому давлению;
ΔРд - погрешность измерения динамического давления.
В свою очередь, погрешность измерения перепада давлений для измерения угла атаки ΔΡα складывается из двух погрешностей датчиков абсолютного давления, измеряющих давления Рα1 и Рα2, или из одной погрешности дифференциального датчика давления, измеряющего непосредственно разность (Ρα1-Рα2).
В связи с вышесказанным предлагаемое подключение дифференциальных датчиков 11 и 12, см. фиг. 3, позволяет более, чем в два раза снизить погрешность измерения скорости ΔV, что в соответствии с выражением (1) позволяет снизить погрешность измерения аэродинамического угла атаки Δα до требуемых значений (0.25…0.4)°. Кроме того, датчики дифференциального давления, выполненные, например, по полупроводниковой технологии, имеют себестоимость, на порядок меньшую, чем авиационные датчики абсолютного давления что, в конечном итоге, приведет к дополнительному уменьшению себестоимости вычислительного модуля с датчиками давления на (20-30)% по сравнению с традиционным вычислительным модулем для магистральных самолетов.
И погрешность измерения высоты полета ΔН будет определяться погрешностью измерения датчика абсолютного давления 10
Figure 00000009
где
Figure 00000010
- чувствительность высоты к статическому давлению;
ΔРст - погрешность измерения статического давления.
Таким образом, заявляемый многофункциональный приемник воздушных давлений позволяет снизить потребляемую электрическую мощность для обогрева на (50-60)%.
Такое конструктивное изготовление, как перенос приемных отверстий восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла со стойки приемника на осесимметричную воспринимающую часть приемника, позволяет повысить уровень технологичности при снижении требований к погрешности изготовления МПВД.
Стоимость заявляемого многофункционального приемника может быть уменьшена на (40-60)% (с учетом изменения технологии изготовления, применяемых материалов и вычислительного модуля) по сравнению со стоимостью прототипа и традиционного вычислительного модуля для магистральных самолетов. Предлагаемые изменения прототипа позволяют наряду со снижением стоимости обеспечить требуемый уровень погрешности измерения высотно-скоростных параметров ((5…10) м по высоте полета и не более (5-10) км/ч по скорости полета) и аэродинамических углов ((0.25…0.4)°).

Claims (1)

  1. Многофункциональный приемник воздушных давлений, содержащий три группы отверстий для определения полного давления, статического давления и угла атаки, осесимметричное тело и стойку для крепления с расположенными внутри них пневмотрассами и электронагревательными элементами, причем отверстия для измерения статического давления - на осесимметричном теле, отличающийся тем, что в состав приемника введен вычислительный модуль, содержащий датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой статического давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами полного и статического давлений, датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами давлений, а отверстия для определения угла атаки расположены на воспринимающей части приемника, при этом относительное расстояние L, характеризующее местоположения отверстий для определения угла атаки, выбирается в пределах 0.3-0.6, где L - относительная величина, отражающая отношение текущей координаты от начала приемника к длине воспринимающей части приемника, а электронагревательные элементы установлены в воспринимающей части осесимметричного тела и в передней кромке стойки для крепления, при этом осесимметричное тело и стойка для крепления изготовлены из пластика типа ABS.
RU2021114764U 2021-05-25 2021-05-25 Многофункциональный приемник воздушных давлений RU208583U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021114764U RU208583U1 (ru) 2021-05-25 2021-05-25 Многофункциональный приемник воздушных давлений

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021114764U RU208583U1 (ru) 2021-05-25 2021-05-25 Многофункциональный приемник воздушных давлений

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU208583U1 true RU208583U1 (ru) 2021-12-24

Family

ID=80039697

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021114764U RU208583U1 (ru) 2021-05-25 2021-05-25 Многофункциональный приемник воздушных давлений

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU208583U1 (ru)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2157980C2 (ru) * 1997-01-28 2000-10-20 Центральный аэродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского Фюзеляжный приемник воздушного давления со стойкой
RU183334U1 (ru) * 2018-04-27 2018-09-18 Акционерное общество "Аэроприбор - Восход" Многофункциональный измеритель воздушных данных
RU197608U1 (ru) * 2019-12-20 2020-05-18 Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" Приемник воздушных давлений с обогревом

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2157980C2 (ru) * 1997-01-28 2000-10-20 Центральный аэродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского Фюзеляжный приемник воздушного давления со стойкой
RU183334U1 (ru) * 2018-04-27 2018-09-18 Акционерное общество "Аэроприбор - Восход" Многофункциональный измеритель воздушных данных
RU197608U1 (ru) * 2019-12-20 2020-05-18 Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" Приемник воздушных давлений с обогревом

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Ower et al. The measurement of air flow
Johnson Velocity and temperature fluctuation measurements in a turbulent boundary layer downstream of a stepwise discontinuity in wall temperature
Huston Accuracy of airspeed measurements and flight calibration procedures
CN106248139A (zh) 大气数据测量探头
Hacker et al. A summary of meteorological conditions associated with aircraft icing and a proposed method of selecting design criterions for ice-protection equipment
RU208583U1 (ru) Многофункциональный приемник воздушных давлений
Beeler et al. Flight techniques for determining airplane drag at high Mach numbers
Kavanau Base pressure studies in rarefied supersonic flows
CN108357683A (zh) 一种基于空速管的小型无人机结冰探测方法
Larson et al. Calibrations and comparisons of pressure-type airspeed-altitude systems of the X-15 airplane from subsonic to high supersonic speeds
CN110715750A (zh) 总温传感器防冰除冰方法
Thompson et al. Flight Calibration of Four Airspeed Systems on a Swept-Wing Airplane at Mach Numbers up to 1.04 by the NACA Radar-Phototheodolite Method
Thompson Measurements of the Drag and Pressure Distribution on a Body of Revolution Throughout Transition From Subsonic to Supersonic Speeds
RU225374U1 (ru) Датчик температуры воздушного потока
Weltmann et al. Heat transfer to cylinders in crossflow in hypersonic rarefied gas streams
Sandborn Preliminary experimental investigation of low-speed turbulent boundary layers in adverse pressure gradients
Webb et al. Flight calibration of compensated and uncompensated Pitot-static airspeed probes and application of the probes to supersonic cruise vehicles
Burcham Local flow field around a pylon-mounted dummy ramjet engine on the x-15-2 airplane for mach numbers from 2.0 to 6.7
Soldatkina et al. Vortex sensor of aerodynamic angle and true airspeed with enhanced functionality
Silsby External interference effects of flow through static-pressure orifices of an airspeed head at several supersonic Mach numbers and angles of attack
Armistead et al. Flight calibration tests of a nose-boom-mounted fixed hemispherical flow-direction sensor
Petersen Influence of cooling on the transition location in a straight high pressure turbine cascade
Rolls A flight comparison of a submerged inlet and a scoop inlet at transonic speeds
RU94346U1 (ru) Система измерения малых воздушных скоростей вертолета
Paterson et al. An Analysis of Flight Test Data on the C-141A Aircraft