RU2135971C1 - Приемник воздушного давления - Google Patents

Приемник воздушного давления Download PDF

Info

Publication number
RU2135971C1
RU2135971C1 RU98112519A RU98112519A RU2135971C1 RU 2135971 C1 RU2135971 C1 RU 2135971C1 RU 98112519 A RU98112519 A RU 98112519A RU 98112519 A RU98112519 A RU 98112519A RU 2135971 C1 RU2135971 C1 RU 2135971C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rod
ribs
air pressure
ldpe
side surfaces
Prior art date
Application number
RU98112519A
Other languages
English (en)
Inventor
Е.С. Вождаев
М.А. Головкин
В.А. Головкин
А.А. Ефремов
В.П. Горбань
Original Assignee
Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского
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
Priority to RU98112519A priority Critical patent/RU2135971C1/ru
Application filed by Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского filed Critical Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского
Priority to KR1020017000183A priority patent/KR100588006B1/ko
Priority to CA002336765A priority patent/CA2336765C/en
Priority to EP99935199A priority patent/EP1103803B1/en
Priority to JP2000558371A priority patent/JP2002521648A/ja
Priority to US09/743,278 priority patent/US6557423B1/en
Priority to PCT/RU1999/000220 priority patent/WO2000002026A2/ru
Priority to CNB998099260A priority patent/CN1142419C/zh
Priority to AT99935199T priority patent/ATE329270T1/de
Priority to DE69931790T priority patent/DE69931790T2/de
Application granted granted Critical
Publication of RU2135971C1 publication Critical patent/RU2135971C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L19/00—Details of, or accessories for, apparatus for measuring steady or quasi-steady pressure of a fluent medium insofar as such details or accessories are not special to particular types of pressure gauges
    • 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

Abstract

Изобретение относится к средствам определения параметров полета летательных аппаратов или к другим областям науки и техники, имеющим дело с потоками жидкости или газа. Сущность изобретения: приемник воздушного давления состоит из многореберного стержня, ребра которого ориентированы в продольном направлении стержня, с группами отверстий между ребрами, соединенных пневмотрассами с штуцерами. Ребра в продольном направлении являются непрерывными, и их число n>3. Группы отверстий расположены между ребрами на гладких боковых поверхностях стержня и отстоят от ребер на величину а ≥ 0,1 b, где b -расстояние между ребрами в любом поперечном сечении стержня. Угол между боковыми поверхностями в любом поперечном сечении стержня составляет величину γ<180°; острые ребра могут быть скруглены или притуплены фаской, а также могут быть выполнены в виде выступов. Боковые поверхности стержня могут быть выпуклыми, цилиндрическими, коническими и т.д. Число ребер на стержне приемника воздушного давления в зависимости от круга решаемых задач может равняться четырем, пяти или шести. Такие параметры приемника воздушного давления позволяют упростить конструкцию, повысить точность измерения параметров потока (полета), снизить вес конструкции приемника воздушного давления и системы измерения параметров потока в целом. 8 з.п.ф-лы, 13 ил.

Description

Изобретение относится к определению параметров полета летательных аппаратов или к другим областям науки и техники, имеющим дело с потоками жидкости и газа.
Измерение параметров потока является одной из важнейших задач аэромеханики и аэродинамики летательных аппаратов (ЛА). В настоящее время для измерения параметров полета (потока) используются приемники воздушного давления (ПВД), устанавливаемые, зачастую, непосредственно на фюзеляже самолета или любом другом элементе летательного аппарата, которые фактически измеряют параметры местного потока, близкого к плоскому. На летательных аппаратах устанавливаются, как правило, несколько таких ПВД, измеряющих местные параметры потока. Истинные параметры полета определяются на основе предварительно проведенных градуировок. Задача измерения параметров полета весьма важна для маневренных самолетов в связи с существенным расширением летных углов атаки и широким диапазоном скоростей полета (от малых дозвуковых до больших сверхзвуковых). 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, содержащий корпус в виде круглого цилиндрического стержня с приемными отверстиями, расположенными по периметру 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 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 градуированным 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;
- еще один недостаток, который фактически является следствием предыдущего: большое избыточное количество каналов измерения давлений, поскольку для определения трех параметров (полного давления Pо, статического давления Ps и угла скоса α в данном ПВД необходимо иметь на наветренной стороне в безотрывной зоне по крайней мере три отверстия; простые оценки показывают, что при необходимости определения параметров потока в диапазоне α = 0 - 360oC с сохранением приемлемой чувствительности необходимо иметь по крайней мере 8-9 отверстий для приема давлений, равномерно распределенных (с шагом 45 или 40o) по окружности поперечного сечения ПВД; это приводит к увеличению габаритов ПВД, его аэродинамического сопротивления, веса конструкции самого ПВД, а также веса измерительной аппаратуры, поскольку к каждому каналу должен быть подключен датчик измерения давления; кроме того, это приводит к удорожанию измерительного комплекса, построенного на таких ПВД.
Известно устройство (Europaische Patentschrift, Veroffentlichungsnummer, 0049756 B1, G 01 F 1/46, G 01 L 13/00, Vorrichtung zum Messen des Differenzdruckes; prioritat: 09.10.80 DE 3038180. Patentinhaber: IWK Regier mid Kompensatoren GmbH; Erfinder: Fehbr, Dieter, Dr., Dipl-Phus.), предназначенное для измерения перепада давлений. Основным элементом этого устройства является стержень в виде правильной шестигранной призмы, на одном ребре которой имеется отверстие ( или несколько отверстий, подсоединенных к пневмотрассам) для измерения давления. При ориентации в потоке стержня таким образом, что вектор скорости потока проходит через ребро, на котором имеется отверстие, ось стержня и противоположное ребро, с помощью датчика давления, соединенного пневмотрассой с указанным отверстием (отверстиями), измеряется давление, близкое к полному. При ориентации в потоке стержня таким образом, что отверстия на нем будут развернуты относительно вектора скорости на 180o, с помощью этих отверстий может быть определено донное давление. Таким образом, с помощью такого рода ПВД, на основе заранее проведенных градуировок может быть измерен скоростной напор (или полное Pо и статическое Ps давления). В патенте предложены устройства, состоящие из двух указанным выше образом ориентированных стержней, предназначенные для измерения параметров Po и Ps в газовых магистралях.
Однако, такой ПВД, или устройство на нем основанное, в принципе не пригодны для измерения сразу трех параметров потока (полного давления Po, статического давления Ps и угла скоса - атаки α потока), поскольку на нем нет должного количества отверстий - минимум трех - для отбора давлений. Действительно, как известно, определение параметров потока производится на основе заранее полученных зависимостей давлений Pi от угла атаки (или скоса) α невозмущенного потока, полного Po и статического Ps давления невозмущенного потока:
Pi = fi(α,Po,Ps), (1)
измеренных на приемнике в i-х точках отбора давления. Для того чтобы эта система уравнений была разрешима относительно α, Po, Ps, необходимо, чтобы число отверстий i ≥ 3, кроме того, необходимо, чтобы такая система уравнений была достаточно хорошо обусловленной. Например, при попадании двух отверстий i = 1 и i = 2 в отрывную зону, где давление выравнивается, будет P1 ≈ P2 в широком диапазоне α, и система становится плохо обусловленной и неразрешимой. Поэтому, при потребности измерения параметров плоскопараллельного потока в диапазоне α = 0 - 360o, как показывает анализ экспериментальных данных, на теле ПВД необходимо брать число отверстий i > 4 и распределить их так, чтобы производить "переключение" с одних отверстий на другие.
Кроме того, недостатком этого аналога является то обстоятельство, что отверстия для отбора давления располагаются на ребре призмы. Это приводит к тому, что даже при небольшой переориентации этого ПВД относительно потока (это положение было описано выше) на ребре формируется отрыв потока. Это обстоятельство также приводит к тому, что теряется чувствительность к изменению α, т.е. указанная система уравнений (1) становится неразрешимой.
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 = 60o. На гранях стержня и надстройки выполнены шесть приемных отверстий, соединенных с помощью каналов со штуцерами (Головкин М.А., Ефремов А.А. Приемник воздушного давления. Патент РФ N 1809341 с приоритетом от 8 апреля 1991 г.).
Недостатками данного ПВД являются:
- сложность конструкции;
- недостаточно высокая точность определения параметров полета, особенно при наличии скольжения;
- излишне большое количество каналов измерения давления, что приводит к увеличению веса самого ПВД и измерительной системы в целом.
Задачей данного изобретения является упрощение конструкции, повышение точности измерения параметров полета (потока), снижение веса конструкции ПВД и системы измерения в целом.
Технический результат достигается тем, что приемник воздушного давления выполняется в виде многореберного стержня, ребра которого ориентированы вдоль оси стержня, с группами отверстий, расположенными между ребрами на гладких боковых поверхностях стержня и соединенными пневмотрассами со штуцерами. При этом ребра в продольном направлении являются непрерывными и их число n > 3, а группы отверстий отстоят от ребер, ограничивающих боковые поверхности, на величину a ≥ 0,1 b, где b - расстояние между ребрами в любом поперечном сечении стержня, а угол между боковыми поверхностями в любом поперечном сечении стержня составляет величину γ < 180o. 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 острые ребра могут быть скруглены или притуплены фаской, причем это скругление или фаска сопрягаются с гладкими боковыми поверхностями стержня на расстоянии c ≤ 0,05 b от места сопряжения двух соседних боковых поверхностей. Это скругление или фаска могут являться чисто технологическими. При этом указанная величина с ≤ 0,05 b, как показывают экспериментальные исследования, практически обеспечивают привязку линии отрыва потока к области сопряжения скругления или фаски с боковыми поверхностями стержня, чем обеспечивается независимость измерений от числа Рейнольдса. Технический результат достигается также тем, что ребра выполняются в виде выступов на стержне с высотой h ≤ 0,1 b и шириной e ≤ 0,1 b, измеряемыми в поперечном сечении стержня. Такая форма выступа обеспечивает, как показывают экспериментальные исследования, привязку линии отрыва потока к выступу и обеспечивает независимость измерений от числа Рейнольдса. Выполнение ребра в виде выступа в ряде случаев может давать значительное упрощение конструкции.
Технический результат достигается также тем, что боковая поверхность стержня является цилиндрической или конической. Тем самым достигается упрощение конструкции и удешевление ее изготовления.
Технический результат достигается также тем, что боковая поверхность стержня между ребрами является выпуклой. Такая форма стержня ПВД 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.
Технический результат достигается также тем, что число ребер на стержне выбирается равным четырем, пяти или шести, в зависимости от потребного диапазона углов атаки, в котором должны производиться измерения параметров полета (потока). В частности, при потребности производить измерения в диапазоне -90o < α < 90o, как показывают проведенные опыты, достаточно применять четырехреберный стержень, поскольку на стержне всегда можно выбрать два давления (например Pi и P2) на наветренной стороне ПВД, которые являются достаточно чувствительными к изменению α, Po, Ps, а одно давление (P3) отбирать с подветренной, донной стороны ПВД. Тогда, как показывают проведенные эксперименты, указанная выше система уравнений (1) является разрешимой относительно α, Po, Ps, и тем самым экономится количество каналов измерения давления, что приводит к уменьшению веса самого ПВД и измерительной системы в целом. При потребном диапазоне углов атаки α = 0 - 360o, в которых необходимо производить измерения параметров полета (потока), как показывают экспериментальные данные, необходимо использовать либо пятиреберный, либо шестиреберный стержень.
На фиг. 1, 2 изображены для примера два варианта исполнения предлагаемого приемника воздушного давления.
На фиг. 3 изображены варианты выполнения предлагаемого ПВД, когда ребра скруглены или притуплены фаской.
На фиг. 4 приведены примеры предлагаемого ПВД, у которого ребра выполнены в виде выступа на стержне.
На фиг. 5, 6 показаны примеры выполнения предлагаемого ПВД соответственно с цилиндрической и конической боковой поверхностью стержня.
На фиг. 7, 8, 9 показаны примеры выполнения предлагаемого ПВД с числом ребер на стержне, соответственно равным четырем, пяти и шести.
На фиг. 10 изображен пример использования предлагаемого ПВД в составе устройства для определения параметров потока (полета).
На фиг. 11 показано изменение коэффициента давления
Figure 00000002
= (P - Ps)/q (где P - давление, воспринимаемое на одной из боковых поверхностей надстройки ПВД-прототипа или стержня предлагаемого ПВД; Ps - статическое давление, q - скоростной напор) при изменении угла скоса потока α от 0 до 180o для предлагаемого пятиреберного ПВД с плоскими боковыми поверхностями, имеющего в поперечном сечении правильную форму, и для ПВД-прототипа для значений углов скольжения потока β = 0 и β = 30o.
На фиг. 12 показаны для примера суммарные погрешности Δα и ΔV определения угла скоса α скорости V с помощью предлагаемого ПВД с пятью ребрами на цилиндрическом стержне, сечение которого имеет вид равностороннего пятиугольника, и ПВД-прототипа, полученные по результатам эксперимента при малой скорости потока V = 15 м/с для значений β = 30o.
На фиг. 13 показаны инструментальные погрешности Δα и ΔV определения угла скоса α и скорости V с помощью предлагаемого ПВД с пятью ребрами на цилиндрическом стержне, сечение которого имеет вид равностороннего пятиугольника, и ПВД-прототипа при погрешности измерений, 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 многореберного стержня 1, ребра 2 которого ориентированы в продольном направлении стержня 1, с группами отверстий 3 между ребрами 2, соединенных пневмотрассами 4 со штуцерами 5. Ребра 2 в продольном направлении являются непрерывными и их число n > 3, а группы отверстий 3 расположены между ребрами 2 на гладких боковых поверхностях 6 стержня 1 и отстоят от ребер 2 на величину a ≥ 0,1 b, где b - расстояние между ребрами в любом поперечном сечении стержня, а угол γ между боковыми поверхностями 6 в любом поперечном сечении стержня составляет величину γ < 180o. Острые ребра 2 в предлагаемом ПВД могут быть скруглены или притуплены фаской, причем это скругление или фаска сопрягаются с гладкими боковыми поверхностями 6 стержня 1 на расстоянии с ≤ 0,05 b от места сопряжения двух соседних боковых поверхностей. Ребра 2 могут быть выполнены в виде выступов на стержне 1 высотой h ≤ 0,1 b и шириной вершины e ≤ 0,1 b, измеряемыми в поперечном сечении стержня. Боковые поверхности 6 стержня могут быть цилиндрическими, коническими, могут являться выпуклыми. Число n ребер 2 на стержне в зависимости от решаемых задач может изменяться и быть равным четырем, пяти либо шести, при этом поперечное сечение стержня не обязательно может иметь правильную форму.
Работа приемника воздушного давления заключается в следующем. Давления, воспринимаемые приемными отверстиями 3 передаются по пневмотрассам 4 и измеряются с помощью приборов - датчиков давления 7 (фиг. 10), подсоединенных с помощью пневмотрасс 8 к штуцерам 5. При градуировках используются давления из трех групп приемных отверстий: двух с наветренной стороны и одной с подветренной, то есть из зон, обозначенных на фиг. 11 буквами "а" и "b". Выбор групп отверстий производится путем анализа величин давлений, воспринимаемых этими отверстиями, и может осуществляться алгоритмически с использованием того факта, что наветренные приемные отверстия соответствуют максимальным величинам давлений. По градуировочным зависимостям, представленным в виде таблиц или функций и, например, заранее заведенным в блок 9 вычисления параметров потока (полета), определяются α, Po, Ps.
За счет того, что в предлагаемом ПВД ребра в продольном направлении являются непрерывными, а боковые поверхности стержня между ребрами, где расположены приемные отверстия, являются гладкими, в предлагаемом ПВД отсутствует отрывной след, сходящий у ПВД-прототипа с места стыка двух его частей (стержня и надстройки) при наличии скольжения. В результате существенно уменьшаются погрешности Δα и ΔV определения угла скоса α скорости V при наличии скольжения (фиг. 12).
Так как число ребер в предлагаемом ПВД n > 3, то производная
Figure 00000003
коэффициента давления по углу скоса на наветренных боковых поверхностях предлагаемого ПВД имеет большую величину (фиг. 11), чем для ПВД-прототипа (где n = 3). В случае, если боковые поверхности между ребрами являются выпуклыми, значение производной
Figure 00000004
имеет еще большую величину. В результате уровень инструментальных погрешностей определения угла скоса Δα для предлагаемого приемника воздушного давления примерно в два раза ниже, чем для ПВД-прототипа, а уровень инструментальных погрешностей определения величины скорости ΔV совпадает с прототипом (фиг. 13).
В результате того, что предлагаемый ПВД состоит из стержня, а ПВД-прототип является по сути составным и содержит стержень и надстройку, существенно упрощается конструкция приемника воздушного давления. Конструкция может быть упрощена также в случае применения на предлагаемом ПВД ребер в виде выступов, а также в случае выполнения боковых поверхностей стержня у предлагаемого ПВД цилиндрическими или коническими. При этом достигается не только упрощение конструкции, но и удешевление ее изготовления.
Выбором, например, четырехреберного стержня предлагаемого ПВД для потребного диапазона α, лежащего в пределах -90o < α < 90o, или пятиреберного предлагаемого ПВД для диапазона α = 0 - 360o может быть уменьшено потребное число каналов измерения: на 2 - в случае четырехреберного и на 1 - в случае пятиреберного стержня предлагаемого ПВД. Тем самым заметно может быть снижен вес как самого ПВД, так и системы измерения в целом, за счет уменьшения потребного количества датчиков давления.
Таким образом, использование предлагаемого приемника воздушного давления позволяет: упростить конструкцию, повысить точность измерений параметров потока (полета), а также снизить вес конструкции ПВД и системы измерения в целом. Все это должно существенно повысить конкурентоспособность предлагаемого ПВД.

Claims (9)

1. Приемник воздушного давления, состоящий из многореберного стержня, ребра которого ориентированы в продольном направлении стержня, с группами отверстий, расположенными между ребрами на гладких боковых поверхностях стержня, соединенными пневмотрассами с штуцерами, отличающийся тем, что ребра в продольном направлении являются непрерывными и их число n > 3, а группы отверстий отстоят от ребер, ограничивающих эти поверхности, на величину a ≥ 0,1b, где b - расстояние между ребрами в любом поперечном сечении стержня, а угол между боковыми поверхностями в любом поперечном сечении стержня составляет величину γ < 180o.
2. Приемник воздушного давления по п.1, отличающийся тем, что острые ребра скруглены или притуплены фаской, причем это скругление или фаска сопрягается с гладкими боковыми поверхностями стержня на расстоянии c ≤ 0,05b от места сопряжения двух соседних боковых поверхностей.
3. Приемник воздушного давления по п.1, отличающийся тем, что ребра выполнены в виде выступов на стержне высотой h ≤ 0,1b и шириной c ≤ 0,1b, измеряемыми в поперечном сечении стержня.
4. Приемник воздушного давления по любому из пп.1 - 3, отличающийся тем, что боковые поверхности стержня являются цилиндрическими.
5. Приемник воздушного давления по любому из пп.1 - 3, отличающийся тем, что боковые поверхности стержня являются коническими.
6. Приемник воздушного давления по любому из пп.1 - 5, отличающийся тем, что боковые поверхности стержня между ребрами являются выпуклыми.
7. Приемник воздушного давления по любому из пп.1 - 6, отличающийся тем, что число ребер на стержне равно четырем.
8. Приемник воздушного давления по любому из пп.1 - 6, отличающийся тем, что число ребер на стержне равно пяти.
9. Приемник воздушного давления по любому из пп.1 - 6, отличающийся тем, что число ребер на стержне равно шести.
RU98112519A 1998-07-06 1998-07-06 Приемник воздушного давления RU2135971C1 (ru)

Priority Applications (10)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU98112519A RU2135971C1 (ru) 1998-07-06 1998-07-06 Приемник воздушного давления
CA002336765A CA2336765C (en) 1998-07-06 1999-07-05 Air-pressure head
EP99935199A EP1103803B1 (en) 1998-07-06 1999-07-05 Air-pressure sensor
JP2000558371A JP2002521648A (ja) 1998-07-06 1999-07-05 空気圧ヘッド
KR1020017000183A KR100588006B1 (ko) 1998-07-06 1999-07-05 공기 압력 센서
US09/743,278 US6557423B1 (en) 1998-07-06 1999-07-05 Air-pressure sensor
PCT/RU1999/000220 WO2000002026A2 (fr) 1998-07-06 1999-07-05 Capteur de pression d'air
CNB998099260A CN1142419C (zh) 1998-07-06 1999-07-05 空气压力接受器
AT99935199T ATE329270T1 (de) 1998-07-06 1999-07-05 Luftdrucksensor
DE69931790T DE69931790T2 (de) 1998-07-06 1999-07-05 Luftdrucksensor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU98112519A RU2135971C1 (ru) 1998-07-06 1998-07-06 Приемник воздушного давления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2135971C1 true RU2135971C1 (ru) 1999-08-27

Family

ID=20207878

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU98112519A RU2135971C1 (ru) 1998-07-06 1998-07-06 Приемник воздушного давления

Country Status (10)

Country Link
US (1) US6557423B1 (ru)
EP (1) EP1103803B1 (ru)
JP (1) JP2002521648A (ru)
KR (1) KR100588006B1 (ru)
CN (1) CN1142419C (ru)
AT (1) ATE329270T1 (ru)
CA (1) CA2336765C (ru)
DE (1) DE69931790T2 (ru)
RU (1) RU2135971C1 (ru)
WO (1) WO2000002026A2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111398624A (zh) * 2020-03-06 2020-07-10 清远市智慧农业研究院 下洗风场冠层穿透性测试装置及方法
RU213974U1 (ru) * 2022-04-26 2022-10-06 Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" Приемник воздушных давлений

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN100567909C (zh) * 2005-01-26 2009-12-09 西斯泰克控制测量及工程股份有限公司 动态压力探测器
US7363809B2 (en) * 2005-07-29 2008-04-29 Honeywell International Inc. Methods and systems for providing air data parameters using mass flow and pressure sensors
RU2290646C1 (ru) * 2005-08-26 2006-12-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Система измерения воздушных параметров полета
US7389686B2 (en) * 2006-03-22 2008-06-24 Honeywell International Inc. Methods and systems for determining air data parameters
DE102006058301B4 (de) * 2006-12-11 2016-12-29 Robert Bosch Gmbh Luftdrucksensor für eine Seitenaufprallerkennung
US7392710B1 (en) 2007-01-09 2008-07-01 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Flow meter probe with force sensors
FR2983965B1 (fr) * 2011-12-12 2014-07-04 Thales Sa Sonde de mesure d'incidence locale et procede mettant en oeuvre la sonde
CN103711981B (zh) * 2012-10-01 2018-07-24 艾默生过程管理调节技术公司 用于内部记录的致动器的动态压力记录装置以及过压保护装置
RU2542791C1 (ru) * 2013-08-29 2015-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Приемник воздушного давления
CN106443057A (zh) * 2016-09-19 2017-02-22 王华锋 一种流速压感定量测量仪
CN109900919B (zh) * 2019-03-13 2021-03-23 北京强度环境研究所 一种柱状涡激测速测振传感器
US10884015B2 (en) 2019-05-01 2021-01-05 Bell Textron Inc. Multidirectional airspeed detection system
CN110988386A (zh) * 2019-12-12 2020-04-10 石家庄铁道大学 风速风向测试装置及测试方法
US11555825B1 (en) 2020-11-24 2023-01-17 Sentera, Inc. Pitot probe assembly with replaceable tip and damping
US11579163B1 (en) 2021-07-29 2023-02-14 Rockwell Collins, Inc. Differential pressure angle of attack sensor
EP4124867A1 (en) * 2021-07-29 2023-02-01 Rockwell Collins, Inc. Differential pressure angle of attack sensor
CN114324970B (zh) * 2021-12-17 2023-01-10 华南农业大学 一种阵列式自适应的风向风速测量装置及方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3673866A (en) * 1970-01-15 1972-07-04 Viktor Borisovich Alperovich Pitot tube probe for taking total head and static pressure of air flow
DE3038180A1 (de) 1980-10-09 1982-05-27 IWK Regler und Kompensatoren GmbH, 7513 Stutensee Vorrichtung zum messen des differenzdruckes
JPS5830673A (ja) * 1981-08-18 1983-02-23 Natl Aerospace Lab 多角錐台型ピト−管型プロ−ブ
DE3512960A1 (de) 1985-04-11 1986-10-16 Intra-Automation GmbH Meß- und Regelinstrumente, 4053 Jüchen Differentialdruckstroemungssonde
DE3923753A1 (de) 1989-07-18 1991-01-31 Nord Micro Elektronik Feinmech Sonde und verfahren zum messen der relativgeschwindigkeit eines anstroemenden mediums
JP2913005B2 (ja) * 1992-04-06 1999-06-28 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ
US5543183A (en) * 1995-02-17 1996-08-06 General Atomics Chromium surface treatment of nickel-based substrates
RU2115102C1 (ru) * 1996-08-12 1998-07-10 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Приемник воздушного давления
DE19640606C1 (de) * 1996-10-01 1997-09-11 Nord Micro Elektronik Feinmech Meßeinrichtung zur Erfassung von Stau- und Statikdrücken bei einem Fluggerät
RU2121667C1 (ru) * 1997-01-28 1998-11-10 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Приемник воздушного давления

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
2. Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. - М.: 1972, с. 88 - 100. 3. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111398624A (zh) * 2020-03-06 2020-07-10 清远市智慧农业研究院 下洗风场冠层穿透性测试装置及方法
RU213974U1 (ru) * 2022-04-26 2022-10-06 Акционерное общество "Аэроприбор-Восход" Приемник воздушных давлений

Also Published As

Publication number Publication date
EP1103803B1 (en) 2006-06-07
EP1103803A2 (en) 2001-05-30
KR20010071755A (ko) 2001-07-31
CA2336765A1 (en) 2000-01-13
DE69931790D1 (de) 2006-07-20
EP1103803A4 (en) 2003-04-23
DE69931790T2 (de) 2007-05-16
KR100588006B1 (ko) 2006-06-08
JP2002521648A (ja) 2002-07-16
ATE329270T1 (de) 2006-06-15
WO2000002026A2 (fr) 2000-01-13
CA2336765C (en) 2009-05-26
CN1142419C (zh) 2004-03-17
CN1314995A (zh) 2001-09-26
WO2000002026A3 (en) 2000-05-04
US6557423B1 (en) 2003-05-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2135971C1 (ru) Приемник воздушного давления
EP0167585B1 (en) Pressure sensing instrument for aircraft
US5233865A (en) Probe systems for measuring static pressure and turbulence intensity in fluid streams
US4096744A (en) Pressure sensor for determining airspeed, altitude and angle of attack
EP0597899B1 (en) Angle of attack sensor using inverted ratio of pressure differentials
EP0073809B1 (en) Pressure sensor for determining airspeed, altitude and angle of attack
US3318146A (en) Pressure sensing instrument for aircraft
US4378697A (en) Strut mounted multiple static tube
EP0229534A2 (en) Combination pressure probe
EP0395671A1 (en) COMPACT ATMOSPHERIC DATA SENSOR.
US7389686B2 (en) Methods and systems for determining air data parameters
US20110232378A1 (en) Wake Measurement Probe
RU2115102C1 (ru) Приемник воздушного давления
RU2121667C1 (ru) Приемник воздушного давления
RU2171456C1 (ru) Приемник давлений
RU2237877C1 (ru) Приемник давлений
RU2257555C2 (ru) Приемник давлений
ALBUM Flow inclination measurements in hypersonic tunnels
GB2274338A (en) Combined airspeed and direction detector, measurer and indicator
RU2133948C1 (ru) Приемник давлений
Blankson et al. Measurements in the laminar near-wake of magnetically suspended cones at freestream Mach number= 6.3
Nitsche et al. Capabilities of Surface Measurement Techniques and their Impact on Modern Wing-Design and Assessment
Fox et al. Steady-state characteristics of a differential-pressure system for evaluating angles of attack and sideslip of the ranger iv vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160707