RU46860U1 - Устройство для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата - Google Patents
Устройство для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU46860U1 RU46860U1 RU2005109144/22U RU2005109144U RU46860U1 RU 46860 U1 RU46860 U1 RU 46860U1 RU 2005109144/22 U RU2005109144/22 U RU 2005109144/22U RU 2005109144 U RU2005109144 U RU 2005109144U RU 46860 U1 RU46860 U1 RU 46860U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- attack
- aircraft
- angle
- angles
- glide
- Prior art date
Links
Landscapes
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Устройство относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в качестве устройства для определения углов атаки и скольжения летательных аппаратов (ЛА). Устройство содержит два датчика аэродинамических углов (ДАУ), вычислитель числа М и скоростного напора, функциональный вычислитель, два приемника воздушных давлений (ПВД) и дифференциальный датчик давления, выход которого связан со входом функционального вычислителя. Два ПВД конструктивно расположены на внешней поверхности носовой части фюзеляжа ЛА симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА с двух противоположных сторон под углом 45±15°; кроме того два ДАУ так же расположены симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА с двух противоположных сторон под углом 45±15°. Такое техническое решение устройства для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата позволяет: - определять одновременно истинные значения углов атаки и скольжения без использования специального ДАУ для измерения угла скольжения; - определять истинные значения углов атаки и скольжения при любом одиночном отказе первичных датчиков; - повысить точность определения истинных значений углов атаки и скольжения за счет компенсации влияния числа М и параметров внешнего обтекания на значения местных углов, измеряемых датчиками. Результаты летных испытаний подтвердили правильность выбранного технического решения и его эксплуатационную и экономическую эффективность.
Description
Полезная модель относится к области авиационного приборостроения и может быть использована в качестве устройства для определения углов атаки и скольжения летательных аппаратов (ЛА).
Известна «Система ограничительных сигналов СОС-2-1», содержащая два датчика аэродинамических углов (ДАУ), установленных на внешней поверхности фюзеляжа ЛА симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА, датчик аэродинамических углов, установленный в нижней части на линии пересечения вертикальной плоскости симметрии ЛА с фюзеляжем, преобразующие устройства и функциональный вычислитель [1]. Правый и левый датчики используются для определения местных аэродинамических углов атаки, причем для этого используется усредненный сигнал от двух ДАУ, нижний - для определения угла скольжения ЛА.
Известно также устройство для определения угла атаки, содержащее два аэродинамических флюгера, установленных на левом и правом борту, преобразователь, механически связанный с указанными флюгерами, корректирующее устройство и функциональный вычислитель, вход которого связан с вычислителем числа Маха (М). В функциональном вычислителе усредненные скорректированные сигналы местных аэродинамических углов пересчитываются согласно определенным функциям числа М в истинный угол атаки самолета [2].
По своей технической сущности наиболее близким к заявляемому устройству является «Система ограничительных сигналов СОС-2-1» [1], которая была принята автором в качестве прототипа.
Поскольку местные значения аэродинамических углов, измеряемые ДАУ, зависят как от углов атаки и скольжения, так и от скорости набегающего на ЛА потока (причем функции связи существенно нелинейны), вышеуказанные устройства не обладают достаточной точностью определения углов атаки и скольжения. Кроме того, указанные устройства не обладают возможностью вычисления одновременно угла атаки и скольжения при отказе одного из ДАУ и не позволяют определить одновременно угол атаки и скольжения без использования специального ДАУ для определения угла скольжения.
Целью предлагаемого технического решения является повышение точностных и надежностных характеристик определения истинных углов атаки и скольжения.
Поставленная цель достигается тем, что в устройство, содержащее два ДАУ, вычислитель числа М и скоростного напора и функциональный вычислитель, дополнительно введены два приемника воздушных давлений (ПВД) и дифференциальный датчик давления, выход которого связан со входом функционального вычислителя. Причем ПВД конструктивно расположены симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА с двух противоположных сторон фюзеляжа под углами φ1=45±15°. Кроме этого два ДАУ также расположены симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА с двух противоположных сторон фюзеляжа под углами φ2=45±25°.
Сущность предлагаемого технического решения поясняется чертежами, где представлены:
- На Фиг.1. - Структурная схема устройства для определения углов атаки и скольжения;
- На Фиг.2. - Схема расположения ДАУ и ПВД на внешней поверхности носовой части фюзеляжа ЛА.
Устройство для определения углов атаки и скольжения (Фиг.1 и 2) включает в себя два ДАУ 1 и 2, электрически связанных с входом функционального вычислителя 3, вычислитель числа М и скоростного напора 4, выход которого связанных с входом функционального вычислителя 3, два ПВД 5 и 6, дифференциальный датчик давления 7, выход которого связанных с входом функционального вычислителя 3. Все вышеуказанные ДАУ и ПВД конструктивно расположены на внешней поверхности носовой части фюзеляжа ЛА 8.
Устройство работает следующим образом. Электрические сигналы ДАУ 1, 2 вместе с сигналами исправности поступают на вход функционального вычислителя 3, где они преобразуются в цифровые коды. Пневматические сигналы ПВД 5 и 6 вместе с сигналами исправности поступают на дифференциальный датчик давления 7, который воспринимает разность давлений, преобразовывает его в кодовый электрический сигнал, который вместе с сигналами исправности ПВД поступают на вход функционального вычислителя 3. Кодовые сигналы вычислителя числа М и скоростного напора q поступают на вход функционального вычислителя 3. Функциональный вычислитель 3 корректирует входные сигналы ДАУ и дифференциального датчика давлений в функции числа М и скоростного напора q и производит вычисление истинных углов атаки и скольжения.
Возможность одновременного определения истинных углов атаки и скольжения по сигналам двух ДАУ и двух ПВД обусловлена тем, что значения местных углов, измеряемых ДАУ, и разности давлений, воспринимаемых ПВД, функционально связаны с истинными значениями углов атаки и скольжения, причем эти уравнения связи однозначно разрешаются относительно истинных углов атаки и скольжения ЛА.
При установке ДАУ и ПВД относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА с двух сторон на поверхности фюзеляжа под углами (φ1 и φ2 относительно строительной вертикали соответственно (см. Фиг.2) измерения левого и правого ДАУ (местные аэродинамические углы) и разность статических давлений на левом и правом ПВД зависят от параметров полета ЛА следующим образом:
(1)
(2)
(3)
где:
- измеренные значения местных аэродинамических углов левым и правым ДАУ,
- разность давлений между камерами статического давления левого и правого ПВД,
φ1 и φ2 - углы установки ПВД и ДАУ соответственно,
αист,βист - истинные значения углов атаки и скольжения,
К1(М), К2(М), К3(М) - функции числам, определяемые в натурных испытаниях,
q - скоростной напор.
При обтекании цилиндрической части фюзеляжа, на которой установлены ДАУ и ПВД, потоком несжимаемого газа (т.е. в случае малых чисел М) величины К1(М),К2(М),К3(М) постоянны и равны
- K1=2,
- К2=2,
- К3=4.
Если ЛА, на котором устанавливается данное устройство, имеет широкий эксплуатационный диапазон чисел М, то для него эти величины зависят от числа М. На эти зависимости от числа М для каждого типа ЛА влияют характеристики внешнего обтекания, обусловленные формой носовой части фюзеляжа и аэродинамической компоновкой ЛА, а сами зависимости определяются по результатам натурных испытаний.
Скоростной напор qсж сжимаемого газа, необходимый в уравнении (2), вычисляется следующим образом:
qсж=Рn-Рст,
где Рn - полное давление,
Рст - статическое давление.
Вычисление скоростного напора qсж осуществляется в два этапа:
1. Рассчитывается приборная скорость:
2. Рассчитывается скоростной напор:
При малых числах М сжимаемость воздуха можно не учитывать и скоростной напор вычисляется следующим образом:
qнесж=0,7cmМ2.
Для возможности однозначного решения уравнений (1), (2) и (3) относительно αист, βист необходимо, чтобы углы φ1 и φ2 не были равны 0 и 90°. Для обеспечения максимальной чувствительности и равноточности определения истинных углов атаки и скольжения из уравнений (1), (2) и (3) необходимо, чтобы углы φ1 и φ2 были равны 45°. Вместе с тем не всегда возможна установка ДАУ и ПВД под такими углами. Кроме того, при изменении углов φ1 и φ2 в пределах ±15° относительно оптимального значения 45° чувствительность и точность определения истинных углов атаки и скольжения снижаются незначительно (менее 10%). Поэтому на выбор углов установки φ1 и φ2 можно дать допуск в пределах ±15°.
При исправных ДАУ, ПВД и дифференциального датчика давлений решается система 3-х уравнений (1), (2) и (3). Решение находится методом наименьших квадратов, что позволяет повысить точность определения истинных углов атаки и скольжения. При
отказе одного из 2-х ПВД или дифференциального датчика давлений решается система уравнений (1). При отказе одного из 2-х ДАУ решается система из одного уравнения для исправного ДАУ из (1) или (2) и уравнения (3). При одновременном отказе двух ДАУ или одного из ДАУ и одного из ПВД формируется сигнал «отказ устройства».
Таким образом, предлагаемое устройство обеспечивает определение истинных углов атаки и скольжения с достаточно высокой точностью при любом одиночном отказе первичных датчиков, т.е. устройство является двухотказным.
В связи с тем, что базовым объектом (прототипом) является «Система ограничительных сигналов СОС-2-1», внедренная на серийно выпускаемых ЛА, использование данной полезной модели дает технико-экономический эффект за счет упрощения конструкции и технологических процессов при установке устройства на борту ЛА, т.к. предлагаемое устройство не требует установки на борту ЛА специального ДАУ для измерения угла скольжения.
Таким образом, представленное техническое решение устройства для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата позволяет:
- определять одновременно истинные значения углов атаки и скольжения без использования специального ДАУ для измерения угла скольжения;
- определять истинные значения углов атаки и скольжения при любом одиночном отказе первичных датчиков;
- повысить точность определения истинных значений углов атаки и скольжения за счет компенсации влияния числа М и параметров внешнего обтекания на значения местных углов, измеряемых датчиками.
Анализ результатов летных испытаний подтвердил правильность выбранного технического решения и его эксплуатационную и экономическую эффективность.
Источники информации.
1. Система ограничительных сигналов СОС-2-1. Руководство по технической эксплуатации. 6Э3.038.011. РЭ.
2. Авторское свидетельство СССР. №624167 от 15.09.78 Флюгерный вычислитель угла атаки.
3. Трехмерные турбулентные пограничные слои. Под ред. X.Фернхольца и Е.Краузе. М., «Мир», 1985.
4. Браславский Д.А. «Авиационные приборы и автоматы», М., «Машиностроение», 1978, стр.196-206.
5. Патент США «Преобразование давлений» №4574640 от 11.03.86 г.
Claims (1)
- Устройство для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата, содержащее два датчика аэродинамических углов, вычислитель числа Маха и скоростного напора и функциональный вычислитель, отличающееся тем, что оно дополнительно снабжено двумя приемниками воздушных давлений и дифференциальным датчиком давления, выход которого связан со входом функционального вычислителя, причем датчики аэродинамических углов и приемники воздушных давлений конструктивно расположены на внешней поверхности носовой части фюзеляжа летательного аппарата симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии летательного аппарата с двух противоположных сторон под углом 45±15°.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005109144/22U RU46860U1 (ru) | 2005-03-31 | 2005-03-31 | Устройство для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005109144/22U RU46860U1 (ru) | 2005-03-31 | 2005-03-31 | Устройство для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU46860U1 true RU46860U1 (ru) | 2005-07-27 |
Family
ID=35844063
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005109144/22U RU46860U1 (ru) | 2005-03-31 | 2005-03-31 | Устройство для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU46860U1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU168883U1 (ru) * | 2016-05-13 | 2017-02-22 | Закрытое акционерное общество "Техавиакомплекс" | Измеритель-указатель углов атаки и скольжения легкомоторных самолетов авиации общего назначения |
-
2005
- 2005-03-31 RU RU2005109144/22U patent/RU46860U1/ru active IP Right Revival
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU168883U1 (ru) * | 2016-05-13 | 2017-02-22 | Закрытое акционерное общество "Техавиакомплекс" | Измеритель-указатель углов атаки и скольжения легкомоторных самолетов авиации общего назначения |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1256812B1 (en) | Sideslip correction for a multi-function three probe air data system | |
| CN105675901B (zh) | 用于估计飞行器空速的方法和设备 | |
| EP2711678B1 (en) | Correction of pressure signals measured during supersonic wind tunnel testing | |
| US6490510B1 (en) | Fixed multifunction probe for aircraft | |
| US20120041634A1 (en) | System and method for detecting and isolating faults in pressure sensing of flush air data system (fads) | |
| EP2453245A1 (en) | System and method for detecting blocked Pitot-Static Ports | |
| AU2014339084B2 (en) | Air data sensor for an aircraft | |
| 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 | |
| RU2771090C1 (ru) | Система и способ обнаружения ошибочных измерений давления в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления с использованием эпюр давлений между соседними отверстиями для отбора давления | |
| Boorsma et al. | Landing gear noise control using perforated fairings | |
| Sun et al. | A cylindrical vehicle-mounted anemometer based on 12 pressure sensors—Principle, prototype design, and validation | |
| RU2427844C1 (ru) | Система воздушных сигналов вертолета | |
| RU46860U1 (ru) | Устройство для определения углов атаки и скольжения летательного аппарата | |
| RU2426995C1 (ru) | Система измерения малых воздушных скоростей вертолета | |
| RU2396569C1 (ru) | Способ определения воздушных параметров в летных испытаниях летательного аппарата на больших углах атаки | |
| US20190064198A1 (en) | Air data system architectures using integrated pressure probes | |
| RU2307357C1 (ru) | Способ измерения воздушных сигналов вертолета и система для его осуществления | |
| KR102627338B1 (ko) | 동압 및 정압 계통용 비행 계기 점검장치 | |
| RU94346U1 (ru) | Система измерения малых воздушных скоростей вертолета | |
| RU2336533C2 (ru) | Аэромеханический способ измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета и устройство для его осуществления | |
| RU2455623C1 (ru) | Способ повышения безопасности полетов летательных аппаратов | |
| RU2506596C1 (ru) | Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости | |
| RU99181U1 (ru) | Система определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний | |
| RU2518871C2 (ru) | Система воздушных сигналов вертолета | |
| RU55479U1 (ru) | Система воздушных сигналов вертолета |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20070401 |
|
| NF1K | Reinstatement of utility model |
Effective date: 20080327 |