RU2115102C1 - Приемник воздушного давления - Google Patents
Приемник воздушного давления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2115102C1 RU2115102C1 RU96116536A RU96116536A RU2115102C1 RU 2115102 C1 RU2115102 C1 RU 2115102C1 RU 96116536 A RU96116536 A RU 96116536A RU 96116536 A RU96116536 A RU 96116536A RU 2115102 C1 RU2115102 C1 RU 2115102C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- prisms
- pitot
- static tube
- vertices
- parameters
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
- G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
- G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
-
- 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
-
- 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
- G01P5/17—Coupling arrangements to the indicating device
- G01P5/175—Coupling arrangements to the indicating device with the determination of Mach number
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Measuring Volume Flow (AREA)
- Image Generation (AREA)
- Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
Abstract
Изобретение относится к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах. Приемник воздушного давления, выполнен в виде двух расположенных соосно тел в виде призм, сечения которых имеют форму равностороннего треугольника с вершинами, смещенными на угол 60o, а на боковых гранях призм выполнены приемные отверстия, соединенные пневмотрассами со штуцерами. Отличительной особенностью данного приемника воздушного давления является то, что в нем боковые грани призм выполнены выпуклыми с радиусом кривизны R, определяемым из соотношения R/r > 1, где r - радиус окружности, проведенной через вершины углов треугольников, расположенных в сечениях призм. Такая форма приемника воздушного давления позволяет с одной стороны минимизировать влияние числа Рейнольдса на измерение давлений, а с другой стороны увеличить чувствительность прибора за счет возрастания производной измеряемых давлений по углу скоса, что приводит к существенному уменьшению инструментальных погрешностей. 1 табл. 3 ил.
Description
Изобретение относится к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах.
Измерение параметров полета является одной из важнейших задач аэромеханики и аэродинамики летательных аппаратов. Эта задача весьма актуальна для маневренных самолетов в связи с существенным расширением летных углов атаки и широким диапазоном скоростей полета от малых дозвуковых до больших сверхзвуковых, включая трансзвуковые режимы полета. Эта задача весьма важна для вертолетов в связи с их высокими маневренными возможностями (полеты: вперед-назад, вправо-влево, вверх-вниз) и автоматизацией таких режимов полета с использованием данных от системы измерения параметров полета.
Известен приемник воздушного давления (ПВД), содержащий корпус в виде круглого цилиндрического стержня с приемными отверстиями, расположенными по периферии его сечения, соединенными каналами со штуцерами [1]. Определение параметров потока производится с помощью этого приемника путем измерений давлений на наветренной стороне приемника в зоне безотрывного обтекания по градуировочным зависимостям, связывающим определяемые параметры с измеряемыми давлениями.
Недостатками данного ПВД являются:
невозможность определения статического давления с приемлемой точностью в диапазоне чисел M от 0,8 до 1,1 вследствие известного явления трансзвуковой стабилизации;
невозможность использования для градуировочных зависимостей имеющихся на подветренной стороне в зоне отрывного обтекания приемника отверстий, давлений в которых хотя и не подвержены действию эффекта трансзвуковой стабилизации, однако на величины этих давлений оказывает сильное влияние число Рейнольдса, шероховатость поверхности и степень турбулентности набегающего потока.
невозможность определения статического давления с приемлемой точностью в диапазоне чисел M от 0,8 до 1,1 вследствие известного явления трансзвуковой стабилизации;
невозможность использования для градуировочных зависимостей имеющихся на подветренной стороне в зоне отрывного обтекания приемника отверстий, давлений в которых хотя и не подвержены действию эффекта трансзвуковой стабилизации, однако на величины этих давлений оказывает сильное влияние число Рейнольдса, шероховатость поверхности и степень турбулентности набегающего потока.
Наиболее близким из известных решений является приемник воздушного давления, выполненный в виде двух расположенных соосно призм, поперечные сечения которых одинаковы и имеют форму равностороннего треугольника, причем призмы повернуты относительно друг друга на угол 60o, а на боковых продольных гранях призм выполнены приемные отверстия, соединенные со штуцерами. Боковые продольные грани призм выполнены плоскими. [2].
Недостатком данного ПВД является недостаточно высокая чувствительность, а следовательно и недостаточно высокая точность определения параметров полета.
Задачей данного изобретения является повышение точности измерения параметров полета (потока) с помощью ПВД.
Технический результат достигается тем, что приемник воздушного давления, выполнен в виде двух расположенных соосно тел в виде призм, сечения которых имеют форму равностороннего треугольника с вершинами, смещенными на угол 60o, а на боковых гранях призм выполнены приемные отверстия, соединенные пневмотрассами со штуцерами. Боковые грани призм выполнены выпуклыми с радиусом кривизны R, определяемым из соотношения R/r > 1, где r - радиус окружности, проведенной через вершины углов треугольников, расположенных в сечениях призм. Такая форма приемника воздушного давления позволяет с одной стороны минимизировать влияние числа Рейнольдса на измерение давлений, а с другой стороны увеличить чувствительность прибора за счет возрастания производной измеряемых давлений по углу скоса, что приводит к существенному уменьшению инструментальных погрешностей.
На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого приемника воздушного давления; на фиг. 2 - изменение коэффициентов давления (P - давление, воспринимаемое отверстием на одной из боковых граней верхней или нижней призмы, Pст - статическое давление, q - скоростной напор) при изменении угла скоса потока α от -180o до 180o для предлагаемого приемника и прототипа; на фиг. 3 - инструментальные погрешности Δα и Δv определения угла скоса α и скорости V с помощью предлагаемого приемника и прототипа при погрешности измерения давлений, равной 0,5 мм вод.ст., полученные по результатам эксперимента при малой скорости потока V = 15 м/с.
Приемник воздушного давления состоит из двух расположенных соосно тел в виде призм 1 и 2, сечения которых имеют форму равностороннего треугольника с вершинами, смещенными на угол 60o. На боковых гранях 3, 4, 5, 6, 7, 8 призм 1 и 2 выполнены приемные отверстия 9, 10, 11, 12, 13, 14, соединенные пневмотрассами 15, 16, 17, 18, 19, 20 со штуцерами 21, 22, 23, 24, 25, 26. Боковые грани 3, 4, 5, 6, 7, 8 призм 1 и 2 выполнены выпуклыми с радиусом кривизны R, определяемым из соотношения R/r > 1, где r - радиус окружности, проведенной через вершины углов треугольников, расположенных в сечениях призм 1 и 2.
Работа приемника воздушного давления заключается в следующем. Давления, воспринимаемые приемными отверстиями 9, 10, 11, 12, 13, 14 передаются по пневмотрассам 15, 16, 17, 18, 19, 20 и измеряются с помощью приборов, подсоединенных к штуцерам 21, 22, 23, 24, 25, 26. Приемник градуируется в необходимой области изменения параметров потока. При градуировках используются давления из трех групп приемных отверстий: двух с наветренной стороны и одной с подветренной, т.е. из зон, обозначенных на фиг. 2 буквами "a" и "b". В каждом из диапазонов углов скоса используются группы приемных отверстий, приведенные в таблице.
Выбор групп отверстий производится путем анализа величин давлений, воспринимаемых этими приемными отверстиями, и может осуществляться алгоритмически с использованием того факта, что наветренные приемные отверстия соответствуют максимальным величинам давлений. По градуировочным зависимостям определяются параметры потока. Вследствие того, что боковые грани 3, 4, 5, 6, 7, 8 являются выпуклыми, производная давления по углу скоса на наветренных боковых гранях приемника имеют в значительной области α большую величину, чем на приемнике воздушного давления - прототипе (фиг. 2). В результате уровень инструментальных погрешностей определения угла скоса Δα для предлагаемого приемника воздушного давления примерно в два раза ниже, чем для приемника прототипа, а уровень инструментальных погрешностей определения величины скорости Δv совпадает с прототипом (фиг. 3).
Использование изобретения позволяет повысить точность измерения угла скоса потока α в диапазоне углов скоса α = 0 - 360o во всем диапазоне до-, транс- и сверхзвуковых скоростей.
Claims (1)
- Приемник воздушного давления, выполненный в виде двух расположенных соосно тел в виде призм, сечения которых имеют форму равностороннего треугольника с вершинами, смещенными на угол 60o, а на боковых гранях призм выполнены приемные отверстия, соединенные пневмотрассами со штуцерами, отличающийся тем, что в нем боковые грани призм выполнены выпуклыми с радиусом кривизны R, определяемым из соотношения R/r > 1, где r - радиус окружности, проведенной через вершины углов треугольников, расположенных в сечениях призм.
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96116536A RU2115102C1 (ru) | 1996-08-12 | 1996-08-12 | Приемник воздушного давления |
DE69717170T DE69717170T2 (de) | 1996-08-12 | 1997-08-08 | Pitot-statische sonde |
PCT/RU1997/000252 WO1998007014A1 (fr) | 1996-08-12 | 1997-08-08 | Sonde pitot-statique |
EP97935919A EP1020717B1 (en) | 1996-08-12 | 1997-08-08 | Pitot-static probe |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96116536A RU2115102C1 (ru) | 1996-08-12 | 1996-08-12 | Приемник воздушного давления |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2115102C1 true RU2115102C1 (ru) | 1998-07-10 |
RU96116536A RU96116536A (ru) | 1998-10-10 |
Family
ID=20184497
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU96116536A RU2115102C1 (ru) | 1996-08-12 | 1996-08-12 | Приемник воздушного давления |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1020717B1 (ru) |
DE (1) | DE69717170T2 (ru) |
RU (1) | RU2115102C1 (ru) |
WO (1) | WO1998007014A1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8256284B2 (en) | 2005-08-26 | 2012-09-04 | Federalnoe gosudarstvennoe unitarnoe predprijatie “Central Aerohydrodynamic Institute” (FGUP “TSAGI”) | System for acquiring air data during flight |
RU213974U1 (ru) * | 2022-04-26 | 2022-10-06 | Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" | Приемник воздушных давлений |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2135971C1 (ru) * | 1998-07-06 | 1999-08-27 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Приемник воздушного давления |
US6550344B2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-04-22 | Rosemount Aerospace Inc. | Semi-flush air data sensor |
FR2960596B1 (fr) * | 2010-05-25 | 2014-05-02 | Turbomeca | Dispositif d'acquisition/distribution multipoints de fluide, en particulier sonde de prise de pression dans une entree d'air de turbomachine |
FR2983965B1 (fr) * | 2011-12-12 | 2014-07-04 | Thales Sa | Sonde de mesure d'incidence locale et procede mettant en oeuvre la sonde |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3585859A (en) * | 1969-05-26 | 1971-06-22 | Rosemount Eng Co Ltd | Aerodynamically compensated static pressure tube |
SU623157A1 (ru) * | 1977-01-27 | 1978-09-05 | Предприятие П/Я А-3251 | Насадок дл измерени числа "м" потока |
SU1045130A1 (ru) * | 1980-07-07 | 1983-09-30 | Специальное конструкторско-технологическое бюро Института геотехнической механики АН УССР | Пневмометрический приемник давлени |
SU1509744A1 (ru) * | 1986-10-21 | 1989-09-23 | Научно-Исследовательский Сектор Института "Гидропроект" Им.С.Я.Жука | Измеритель скорости потока жидкости или газа |
SU1543266A1 (ru) * | 1988-05-04 | 1990-02-15 | Ульяновский политехнический институт | Проточный приемник давлений |
SU1679391A1 (ru) * | 1989-01-03 | 1991-09-23 | Предприятие П/Я А-1874 | Измеритель параметров воздушного потока на летательных аппаратах |
DE3923753A1 (de) * | 1989-07-18 | 1991-01-31 | Nord Micro Elektronik Feinmech | Sonde und verfahren zum messen der relativgeschwindigkeit eines anstroemenden mediums |
RU1809341C (ru) * | 1991-04-08 | 1993-04-15 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Приемник воздушного давлени |
-
1996
- 1996-08-12 RU RU96116536A patent/RU2115102C1/ru not_active IP Right Cessation
-
1997
- 1997-08-08 DE DE69717170T patent/DE69717170T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1997-08-08 EP EP97935919A patent/EP1020717B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-08-08 WO PCT/RU1997/000252 patent/WO1998007014A1/ru active IP Right Grant
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Петунин А.И. Методы и техника измерений параметров газового потока. - М., 1972, с. 88 - 100. 2. SU, авторское свидетельство, 1809341, G 01 L 19/ 00, 1993. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8256284B2 (en) | 2005-08-26 | 2012-09-04 | Federalnoe gosudarstvennoe unitarnoe predprijatie “Central Aerohydrodynamic Institute” (FGUP “TSAGI”) | System for acquiring air data during flight |
RU213974U1 (ru) * | 2022-04-26 | 2022-10-06 | Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" | Приемник воздушных давлений |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1020717B1 (en) | 2002-11-13 |
DE69717170D1 (de) | 2002-12-19 |
WO1998007014A1 (fr) | 1998-02-19 |
DE69717170T2 (de) | 2003-07-24 |
EP1020717A4 (en) | 2000-07-19 |
EP1020717A1 (en) | 2000-07-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0395671B1 (en) | Compact air data sensor | |
EP0167585B1 (en) | Pressure sensing instrument for aircraft | |
RU2135971C1 (ru) | Приемник воздушного давления | |
US4378697A (en) | Strut mounted multiple static tube | |
JPS62159023A (ja) | 気流デ−タ検出用のプロ−ブ | |
JPS60623B2 (ja) | 迎え角の変化を測定する方法及びそのためのプロ−グ | |
CN111693731B (zh) | 一种基于超声波原理的巷道断面风速测量装置及方法 | |
US20070220967A1 (en) | Methods and systems for determining air data parameters | |
CN111551215A (zh) | 一种复合型压力-温度探针及其气流速度计算方法 | |
US6637705B2 (en) | Flow meter strut | |
RU2115102C1 (ru) | Приемник воздушного давления | |
Centolanzi | Characteristics of a 40 degree cone for measuring Mach number, total pressure, and flow angles at supersonic speeds | |
DE50214623D1 (de) | Luftdaten-Messvorrichtung und Luftdaten-Messsystem für Fluggeräte | |
Naughton et al. | Miniature, fast-response five-hole conical probe for supersonic flowfield measurements | |
US3914997A (en) | Static pressure probe | |
US5241866A (en) | Probe shapes that measure time-averaged streamwise momentum and cross-stream turbulence intensity | |
RU2121667C1 (ru) | Приемник воздушного давления | |
US4448069A (en) | Airspeed sensing post for determining relative velocity of a fluid and a carrier | |
RU1809341C (ru) | Приемник воздушного давлени | |
Shevchenko et al. | Multi-hole pressure probes to air data system for subsonic small-scale air vehicles | |
RU2171456C1 (ru) | Приемник давлений | |
RU2133948C1 (ru) | Приемник давлений | |
RU2260780C2 (ru) | Приемник воздушных давлений | |
SU303530A1 (ru) | Измерения параметров пространственного потока | |
US3572126A (en) | Altitude measuring device |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150813 |