RU2121667C1 - Приемник воздушного давления - Google Patents
Приемник воздушного давления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2121667C1 RU2121667C1 RU97101334A RU97101334A RU2121667C1 RU 2121667 C1 RU2121667 C1 RU 2121667C1 RU 97101334 A RU97101334 A RU 97101334A RU 97101334 A RU97101334 A RU 97101334A RU 2121667 C1 RU2121667 C1 RU 2121667C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rod
- pitot
- flight
- parameters
- static tube
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
- Measuring Volume Flow (AREA)
Abstract
Изобретение относится к средствам для определения параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах. Приемник воздушного давления имеет форму стержня, на выпуклых боковых поверхностях которого расположены приемные отверстия, пневмотрассами соединенные со штуцерами. Радиус кривизны R боковой поверхности выбирается из соотношения R/r > 1, где r - радиус окружности, проведенной через вершины углов равностороннего шестиугольника в поперечном сечении стержня. Форма приемника 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. Кроме того, достигается упрощение конструкции, а также повышается точность определения параметров полета при наличии скольжения за счет отсутствия отрывного следа. 11 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к средствам для определения параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах.
Измерение параметров полета является одной из важнейших задач аэродинамики 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 (Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. М. "Машиностроение", 1972 г. , стр.88-100, рис.1.102; Глазнев В.Н., Заварухин С.Г. Метод экспериментального исследования плоских и осесимметричных закрученных течений с помощью цилиндрического приемника давления в широком диапазоне чисел М. "Ученые записки ЦАГИ", т.14, N 4, 1983 г.). 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 М 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, давления 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 М 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, давления 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 стержня с сечением в виде равностороннего треугольника. На торце стержня на одной с ним оси расположена цилиндрическая надстройка с сечением в виде равностороннего треугольника со сторонами, равными сторонам сечения стержня, и повернутого относительно него на угол φ = 60°. На гранях стержня и надстройки выполнены шесть приемных отверстий, соединенных с помощью каналов со штуцерами (Головкин М.А., Ефремов А.А. Приемник воздушного давления. Авторское свидетельство N 1809341 с приоритетом от 8 апреля 1991 г.).
Недостатком данного ПВД является сложность конструкции и недостаточно высокая точность определения параметров полета при наличии скольжения.
Задачей данного изобретения является повышение точности измерения параметров полета (потока) с помощью ПВД.
Технический результат достигается тем, приемник воздушного давления, состоящий из стержня в виде призмы с расположенными на ее боковых поверхностях приемными отверстиями, выполняется таким образом, что поперечное сечение призмы является равносторонним шестиугольником. Тем самым достигается упрощение конструкции, а также повышается точность определения параметров полета при наличии скольжения за счет отсутствия отрывного следа, сходящего у ПВД-прототипа с места стыка двух его частей (стержня и надстройки) и приближающегося к приемным отверстиям.
Технический результат достигается также тем, что боковые поверхности стержня выполняются выпуклыми, такими, что выполняется соотношение R/r > 1, где R - радиус кривизны боковой поверхности стержня, r - радиус окружности, проведенной через вершины шестиугольника. Такая форма приемника воздушного давления позволяет с одной стороны минимизировать влияние числа Рейнольдса на изменение 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 - 3 изображен общий вид предлагаемого приемника воздушного давления с плоскими гранями.
На фиг.4 - 6 изображен общий вид одного из вариантов предлагаемого приемника воздушного давления с выпуклыми боковыми поверхностями стержня.
На фиг. 7 показано изменение коэффициентов давления (P - давление, воспринимаемое отверстием на одной из боковых поверхностей надстройки или стержня, Pст - статическое давление, q - скоростной напор) при изменении угла скоса потока от 0o до 180o для предлагаемого приемника с плоскими и выпуклыми боковыми поверхностями и для ПВД-прототипа для значений углов скольжения потока β = 0 и β = 30°.
На фиг. 8 - 9 показаны суммарные погрешности δα и δv определения угла скоса и скорости V с помощью предлагаемого приемника с плоскими гранями и ПВД-прототипа, полученные по результатам эксперимента при малой скорости потока V=15 м/с для значений β = 0 и β = 30°.
На фиг.10 - 11 показаны инструментальные погрешности δα и δv определения угла скоса и скорости V с помощью предлагаемого ПВД с плоскими и выпуклыми и ПВД-прототипа боковыми поверхностями стержня при погрешности измерения давлений, равной 0.5 мм. вод. ст., полученные по результатам эксперимента при малой скорости потока V=15 м/с для значения β = 0.
Приемник воздушного давления состоит из стержня 1 в виде призмы с расположенными на ее боковых поверхностях приемными отверстиями 2, 3, 4, 5, 6, 7. Сечения призмы являются равносторонними шестиугольниками. Боковые поверхности стержня могут быть выпуклыми, такими, что выполняется соотношение R/r > 1, где R - радиус кривизны боковой поверхности стержня, r - радиус окружности, проведенной через вершины шестиугольника. Приемные отверстия 2, 3, 4, 5, 6, 7 соединены пневмотрассами 8, 9, 10, 11, 12, 13 со штуцерами 14, 15, 16, 17, 18, 19.
На фиг. 8 - 9 показаны суммарные погрешности δα и δv определения угла скоса и скорости V с помощью предлагаемого приемника с плоскими гранями и ПВД-прототипа, полученные по результатам эксперимента при малой скорости потока V=15 м/с для значений β = 0 и β = 30°.
На фиг.10 - 11 показаны инструментальные погрешности δα и δv определения угла скоса и скорости V с помощью предлагаемого ПВД с плоскими и выпуклыми и ПВД-прототипа боковыми поверхностями стержня при погрешности измерения давлений, равной 0.5 мм. вод. ст., полученные по результатам эксперимента при малой скорости потока V=15 м/с для значения β = 0.
Приемник воздушного давления состоит из стержня 1 в виде призмы с расположенными на ее боковых поверхностях приемными отверстиями 2, 3, 4, 5, 6, 7. Сечения призмы являются равносторонними шестиугольниками. Боковые поверхности стержня могут быть выпуклыми, такими, что выполняется соотношение R/r > 1, где R - радиус кривизны боковой поверхности стержня, r - радиус окружности, проведенной через вершины шестиугольника. Приемные отверстия 2, 3, 4, 5, 6, 7 соединены пневмотрассами 8, 9, 10, 11, 12, 13 со штуцерами 14, 15, 16, 17, 18, 19.
Работа приемника воздушного давления заключается в следующем. Давления, воспринимаемые приемными отверстиями 2, 3, 4, 5, 6, 7 передаются по пневмотрассам 8, 9, 10, 11, 12, 13 и измеряются с помощью приборов, подсоединенных к штуцерам 14, 15, 16, 17, 18, 19. 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, то есть из зон, обозначенных на фиг.3 буквами "a" и "b". В каждом из диапазонов углов скоса используются группы приемных отверстий, указанные 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 поперечное сечение призмы является равносторонним шестиугольником, приемные отверстия, расположенные на ее боковых поверхностях, могут находиться на одной высоте, в отличие от ПВД-прототипа. В результате за счет отсутствия отрывного следа, сходящего у ПВД-прототипа с места стыка двух его частей (стержня и надстройки) при наличии скольжения, существенно уменьшаются погрешности δα и δv определения угла скоса α и скорости V (фиг.9). Вследствие того, что поперечное сечение призмы является равносторонним шестиугольником, производная давления по углу скоса на наветренных боковых поверхностях приемника имеет большую величину, чем для ПВД-прототипа. В случае, когда боковые поверхности выполнены выпуклыми, значение производной имеет еще большую величину (фиг. 8). В результате уровень инструментальных погрешностей определения угла скоса для предлагаемого приемника воздушного давления примерно в 1,5 раза ниже, чем для приемника прототипа, а уровень инструментальных погрешностей определения величины скорости V совпадает с прототипом (фиг.10 - 11).
Использование изобретения позволяет повысить точность измерения угла скоса потока в диапазоне углов скоса α = 0-360° во всем диапазоне до-, транс- и сверхзвуковых скоростей в отсутствие скольжения и, особенно, при его наличии, а также упростить конструкцию ПВД.
Claims (1)
- Приемник воздушного давления, состоящий из стержня с расположенными на его боковых поверхностях приемными отверстиями, соединенными пневмотрассами со штуцерами, отличающийся тем, что боковые поверхности стержня выполнены выпуклыми с радиусом кривизны R боковой поверхности, выбираемым из соотношения R/r > 1, где r - радиус окружности, проведенной через вершины равностороннего шестиугольника в поперечном сечении стержня.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97101334A RU2121667C1 (ru) | 1997-01-28 | 1997-01-28 | Приемник воздушного давления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97101334A RU2121667C1 (ru) | 1997-01-28 | 1997-01-28 | Приемник воздушного давления |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2121667C1 true RU2121667C1 (ru) | 1998-11-10 |
RU97101334A RU97101334A (ru) | 1999-01-27 |
Family
ID=20189434
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97101334A RU2121667C1 (ru) | 1997-01-28 | 1997-01-28 | Приемник воздушного давления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2121667C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2000002026A2 (fr) * | 1998-07-06 | 2000-01-13 | Gosudarstvennoe Unitarnoe Predpriyatie Tsentralny Aerogidrodinamichesky Institut Im. Prof. N.E. Zhukovskogo | Capteur de pression d'air |
RU213974U1 (ru) * | 2022-04-26 | 2022-10-06 | Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" | Приемник воздушных давлений |
-
1997
- 1997-01-28 RU RU97101334A patent/RU2121667C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
PCT/WO 87/03693 A3, 18.06.87. * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2000002026A2 (fr) * | 1998-07-06 | 2000-01-13 | Gosudarstvennoe Unitarnoe Predpriyatie Tsentralny Aerogidrodinamichesky Institut Im. Prof. N.E. Zhukovskogo | Capteur de pression d'air |
WO2000002026A3 (en) * | 1998-07-06 | 2000-05-04 | Ts Aerodinamichesky I Im Prof | Air-pressure sensor |
EP1103803A2 (en) * | 1998-07-06 | 2001-05-30 | TSENTRALNY AEROGIDRODINAMICHESKY INSTITUT IM. Prof. N.E. ZHUKOVSKOGO | Air-pressure sensor |
EP1103803A4 (en) * | 1998-07-06 | 2003-04-23 | Ts Aerogidrodinamichesky I Im | AIR PRESSURE SENSOR |
US6557423B1 (en) | 1998-07-06 | 2003-05-06 | Gosudarstvennoe Unitarnoe Predpriyatie Tsentralny Aerogidrodinamichesky Institut Im. Prof.N.E. Zhukovskogo | Air-pressure sensor |
RU213974U1 (ru) * | 2022-04-26 | 2022-10-06 | Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" | Приемник воздушных давлений |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Ruderich et al. | An experimental investigation of a turbulent shear flow with separation, reverse flow, and reattachment | |
RU2135971C1 (ru) | Приемник воздушного давления | |
JPS62159023A (ja) | 気流デ−タ検出用のプロ−ブ | |
EP0395671A1 (en) | COMPACT ATMOSPHERIC DATA SENSOR. | |
Naughton et al. | Miniature, fast-response five-hole conical probe for supersonic flowfield measurements | |
RU2115102C1 (ru) | Приемник воздушного давления | |
RU2121667C1 (ru) | Приемник воздушного давления | |
US3914997A (en) | Static pressure probe | |
US5241866A (en) | Probe shapes that measure time-averaged streamwise momentum and cross-stream turbulence intensity | |
Hoang et al. | Hemisphere cylinder at incidence at intermediate to high Reynolds numbers | |
Winternitz | Probe Measurements in Three‐Dimensional Flow: A Comparative Survey of Different Types of Instrument | |
Dobriloff et al. | Surface pressure and wall shear stress measurements on a wall mounted cylinder | |
Everett et al. | Theory and calibration of non-nulling seven-hole cone probes for usein complex flow measurement | |
RU2133948C1 (ru) | Приемник давлений | |
RU2171456C1 (ru) | Приемник давлений | |
RU2260780C2 (ru) | Приемник воздушных давлений | |
RU2149370C1 (ru) | Приемник давлений | |
RU1809341C (ru) | Приемник воздушного давлени | |
RU2197740C2 (ru) | Способ измерения скорости и угла скоса потока жидкости и комбинированный приемник скорости и угла скоса | |
SU1195190A1 (ru) | Способ измерени расхода среды | |
RU2245525C2 (ru) | Приемник воздушных давлений | |
RU2237877C1 (ru) | Приемник давлений | |
Zeiger | The dynamic character of the flow over a 3.5 caliber tangent-ogive cylinder in steady and maneuvering states at high incidence | |
RU2124709C1 (ru) | Приемник давлений | |
RU2145089C1 (ru) | Приемник давлений |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140129 |