90190 ра пропорциональна отношению где W - углова скорость вращени цилиндра; г - радиус цилиндра; V скорость невозмущенного потока. Описанное выше нарушение симметрии потока приводит к дополнительной методической погрешности измерени аэродинамического угла, пропорциональной -г- , Таким образом, измер емыйю аэродинамический угол может быть определен из следующего соотношени л К(ДЧ)Кг-, где at - измер емый аэродинамический угол коэффициенты пропорциональности; - разность фаз опорного напр жени и модулированного си| нала пропорциональна измер мому аэродинамическому углу; методическа погрешность. Из рассмотрени этой формулы видн9 что измерение аэродинамического угла сопровождаетс методической погрешнос тью, завис щей от величины скорости набегающего потока. При этом следует заметить, что дл современных летательных аппаратов характерен широкий диапазон скоростей полета (от единиц километров в час до скоростей, в нес колько раз превышающих скорость звук Цель изобретени повышение точности измерени аэродинамических углов модул ционным датчиком путем усо вершенствований известного устройств Указанна цель достигаетс тем, что модул ционный датчик аэродинамических углов снабжен суммирующим усилителем и дополнительным идентичным первому дифференциальным маномет ром, равномерно вращающимс с той же скоростью и имеющим противоположное направление врещени , причем оси вращени обоих дифференциальных ма нометров параллельны между йобой, а рассто ние между ними определ етс из соотношени . tad л CJ Hiw CoSeCnp где d - диаметр циклов дифференциал ных манометров} сСпр- предельный дл данного летательного аппарата измер емый аэродинамический уго при этом дифференциальные манометры соединены со входами суммирующего . ; 4 усилител , выход которого подключен к измерительной схеме датчика. На фиг. 1 изображен измеритель, продольный разрез -на фиг. 2 представлена схема электропреобразовательной части измерител на фиг. 3 показано расположение измерител на борту летательного аппарата; на фиг. k дан пример размещени двух измерителей дл определени углов атаки и скольжени на борту детательного аппарата. Модул ционный датчик аэродинамических углов состоит из неподвижного корпуса 1, в нижней обойме которого с помощью подшипников 2 и 3 установлена пола ось,, на которой закреплен корпус дифференциального манометра 5 с двум отверсти ми, каждое из которых сообщаетс с одной из камер дифференциального манометра, образованными мембраной 6. Кроме того в корпусе дифференциального манометра 5 размещен датчик 7, преобразующий механические перемещени мембраны 6 в электрический сигнал. На другом конце полой оси Ц размещены контактные кольца 8 токосъемного устройства, служа- . щие дл съема сигнала с датчика В верхней обойме неподвижного корпуса 1 с помощью подшипников 8-10 установлена пола ось 11, на которой закреплен корпус дополнительного дифференциального манометра 12 с мембраной 13 и датчиком 1 ее механического перемещени в электрический сигнал. Конструкции обоих дифференциальных манометров совершенно идентичны. На другом конце полой оси 11 также расположены контактные кольца 15 токосъемного устройства. В центральной обойме Непод вижного корпуса 1 закреплен синхронный электродвигатель 16, конструктивно объединенный с генератором 17 опорных напр жений. Передача вращающего момента от электродвигател 1б к дифференциальным манометрам осуществл етс посредством шестерен 18-21. Паразитна шестерн 20 с помощью оси 22 и подшипников 23 и 2Ц установлена в неподвижном корпусе 1. Электропреобразовательна часть датчика аэродинамических углов содержит датчики 7 и 1 механических перемещений мембран дифференциальных манометров в электрический сигнал которые подключены ко входу суммирующего усилител 25, выход котррого подключен ко входу фазового дискриминатора 26. Кроме того, фазовый дискриминатор 26 электрически св зан с геиератором 17 опорных напр жений. Выход фазового дискриминатора 26 соединен со входом фильтра 27. Модул ционный датчик аэродинамический углов устанавливаетс на борту летательного аппарата так, чтобы параллельные между собой и лежащие а плоскости, параллельной плоскости миделевого сечени летательного аппарата, оси вращени дифференциальных /Манометров были перпендику
л рны плоскости измерени аэродинамического угла.
Устройство работает следующим образом. Синхронный электродвигатель 16 с МОЩЬЮ шестерен 18-21 приводит во вра щение оси 4 и 11, на которых располо жены корпуса дифференциальных маноме ров 5 и 12. Паразитна -шестерн 20 осуществл ет противоположное направление осей f и 1 1 . Корпуса дифференциальных манометров 5 и 12 устанавли ваютс друг относительно друга таким образом, что оси приемных отверстий одного дифференциального манометра параллельны соответствующим ос м при емных отверстий другого манометра. Вращение дифференциальных манометров в набегающем потоке сопровождаетс пульсацией давлений в их рабочих камерах. Под действием этих пульсаций мембраны 6 и 13 совершс.ют колеба ни , которые преобразуютс датчиками 7 и 1. в электрические сигналы, фазы которых определ ют величину измер емого аэродинамического угла. Эти периодические сигналы переменного напр жени , модулированные на частоте вращени дифференциальных манометров, поступают на суммирующий усилитель 25, в котором сигналы с датчиков 7 и 14, пропорциональные методической погрешности -у-, вызванной нарушением симметрии обтекани , как имеющие противоположные знаки , взаимно уничтожаютс .Таким образом введение дополнительного дифференциаль ного манометра,идентичного по конструк ции основному,но имеющего противополож ное направление вращени ,а также сумми рующего усилител приводит к ликвидации указанной выше методической погрешности . С суммирующего.усилител 25 сигнал, пропорциональный измер емому аэродинамическому углу, поступает на фазовый дискриминатор 2б, куда также поступает опорное напр жение с генератора 17 опорных напр жений. На фазовом дискриминаторе 26 осуществихревых цепочек, причем поперечный размер между цепочками вихрей составл ет l,2d, где d - диаметр цилиндра. Расчетное и экспериментальное опредевл етс детектирование модул ционного сигнала и выделение его фазы. Выходной сглаживающий фильтр 2/ осуществл ет подавление второй и кратной ей гармонии. С выхода сглаживающего фильтра 27 сигнал, пропорциональный измер емому аэродинамическому углу, поступает к потребителю. Известно, что при обтекании цилинрра за ним образуетс след в виде двух ление скорости в отдельном вихре вихревой дорожки Кармана показывает, что условие непопадани одного из вращающихс дифференциальных манометров цилиндрической формы в вихревой след другого может быть записано в виде / :Ш- COSoCnp где {„ минимальное межцентровое рассто ние между ос ми вращени двух дифференциальных манометров; диаметр дифференциальных манометров; предельный дл данного летательного аппарата измер емый аэродинамический угол. 3 дл случа измерени угНа фиг. ла атаки показано расположение датчика аэродинамических углов. Здесь ОХ продольна ось летательного аппарата, а OV - проекци вектора скорости на вертикальную плоскость летельного аппарата, проход щую через ось ОХ. Результаты расчета по приведенной зависимости дл различных аэродинамических углов и межцентровых рассто ний таковы: Использование предлагаемого модул ционного датчика аэродинамических углов позвол ет, согласно аналогическим расчетам и экспертиментам в аэродинамической трубе, приблизительно на 15% повысить точность измерени аэродинамических углов, что позвол ет расширить область применени этих датчиков,