СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ

Полезная модель относится к измерительной технике и может быть использована в авиации для определения скоростных и высотных параметров, необходимых для управления летательным аппаратом в дозвуковом диапазоне скоростей полета.
н
пр
Известны традиционные системы воздушных сигналов СВС, описанные, например, в [1] и [2] как централи скорости и высоты для косвенного измерения истинной воздушной скорости V, числа M, плотности воздуха ρ, температуры наружного воздуха T, приборной скорости V, скоростного напора q, а также, при необходимости, для измерения их отклонений от заданных значений.
п
н
П
В качестве первичных параметров в известных традиционных системах (централях) используют полное давление заторможенного потока p, статическое давление невозмущенного потока p и температуру заторможенного потока T [2].
п
н
П
Давления p, p и T воспринимаются соответствующими приемниками и измеряются соответствующими датчиками, которые связаны своими выходами с вычислителем.
На основе первичных параметров и известных соотношений в вычислителе определяется требуемая совокупность выходных сигналов и их отклонений от заданных значений.
Основным недостатком традиционных систем, определяющих точность вычисления выходных сигналов, является низкая точность измерения статического давления. Для каждого летательного аппарата требуются значительные технические и временные ресурсы для определения места установки приемника и определения законов поправок в месте его размещения. Учет этих поправок не позволяет полностью их устранить особенно при наличии углов скоса потока (углов атаки и скольжения).
п
П
Напротив, восприятие приемниками давления p и температуры торможения T не вызывает особых трудностей из-за достаточно широких их угловых характеристик, которые позволяют точно воспринимать эти первичные параметры в пределах эксплуатационных углов скоса потока относительно летательного аппарата.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является повышение точности измерения выходных параметров СВС без применения в ней приемника статического давления, что позволяет исключить обязательные работы по установлению мест размещения приемника статического давления на летательном аппарате и установлению поправок по данному первичному параметру.
Технический результат заключается в повышении точности измерения выходных параметров СВС и снижении затрат на техническое обслуживание.
Решение поставленной задачи достигается тем, что система воздушных сигналов содержит приемник и датчик полного давления, приемник и датчик температуры торможения и вычислитель, подключенный к датчикам, размещенный на ножке в ее опорах флюгер на оси, перпендикулярной его хорде и оси ножки, упоры симметрично и жестко связанные с ножкой, ограничивающие угловое перемещение флюгера относительно оси ножки, вал, размещенный в опорах летательного аппарата, жестко связанный с ножкой под прямым углом к оси ножки и имеющий балансир, жестко связанный с валом, датчик частоты угловых колебаний вала и датчик его углового положения выходы которых подключены к вычислителю, при этом приемник полного давления установлен вдоль оси ножки.
Сущность полезной модели поясняется чертежами.
На фиг. 1 представлена структурно-кинематическая схема предлагаемой системы воздушных сигналов. Система воздушных сигналов содержит
1 - флюгер;
2 - ось вращения флюгера 1, перпендикулярная его хорде;
3 - ножка;
4 - опоры оси 2 флюгера 1, размещенные на ножке 3;
5 - упоры, ограничивающие поворот флюгера 1 относительно оси ножки 3;
6 - приемник полного давления, установленный на ножке 3 вдоль ее оси;
7 - вал;
8 - опоры вала 7, размещенные на летательном аппарате и связанные с ним;
9 - балансир на валу 7;
10 - балансир флюгера 1;
П
11 - приемник температуры торможения T;
П
12 - датчик температуры торможения T;
п
13 - датчик полного давления p,
14 - датчик частоты угловых колебаний вала 7,
15 - датчик углового положения вала 7;
16 - вычислитель;
XYZ - связанная с летательным аппаратом система координат.
пр
На фиг. 2 представлены результаты испытаний в аэродинамической трубе подвижной части экспериментального образца системы, размещенной на валу 7, которая включает флюгер 1, ось 2 вращения флюгера 1 в опорах 4, балансир 9, балансир флюгера 10, упоры 5, ножку 3, приемник полного давления 6, датчик частоты угловых колебаний 14 вала 7, где f - частота колебаний, V - скорость потока.
На фиг. 3 представлена диаграмма, поясняющая последовательность временного положения подвижной части предлагаемой системы, где обозначения, отмеченные 1, 2, 4, 5, 8 соответствуют обозначениям на фиг. 1, а также
Y - подъемная сила флюгера;
z
M - момент подъемной силы относительно оси Z;
0
φ - угол между ножкой 3 и флюгером 1, находящимся на упорах 5;
α - угол атаки.
п
п
Как видно из фиг. 1 предлагаемая система не содержит приемника и датчика статического давления. Также как и в традиционной системе СВС, в предлагаемой системе использованы приемник полного давления 6 и датчик полного давления p 13, приемник температуры торможения T 11 и датчик температуры торможения 12 и вычислитель 16 выходных сигналов. В отличие от традиционной СВС в нее введены флюгер 1 на оси 2, которая перпендикулярна ножке 3 и его хорде, вал 7, установленный в опорах 8, жестко связанный с ножкой 3 под прямым углом, балансир 9, жестко связанный с валом 7, ось 2 флюгера 1 в опорах 4, жестко связанная с флюгером 1 перпендикулярно его хорде, упоры 5, жестко связанные с ножкой 3 и разнесенные симметрично относительно ее оси на расстояние, ограничивающее угловое перемещение флюгера 1 относительно оси ножки 3, балансир флюгера 10 размещенный на флюгере 1, датчик частоты угловых колебаний 14 вала 7 и датчик угловых перемещений 15 вала 7, выходы которых вместе с датчиками полного давления 13 и температуры торможения 12 подключены к вычислителю 16.
Основой для построения предлагаемой полезной модели послужило то обстоятельство, что при проведении испытаний в аэродинамической трубе и полетных испытаний флюгерных недемпфированных датчиков угла атаки (скольжения) было замечено, что подвижная часть датчика колеблется на собственной частоте с небольшой до ~1° амплитудой.
Круговая собственная частота таких датчиков равна
z
где: J - момент инерции флюгера относительно оси вращения;
- аэродинамический коэффициент момента инерции флюгера относительно оси вращения;
2
н
q=0,7·M·p - скоростной напор;
S - характерная площадь лопатки флюгера;
н
p - статическое давление на высоте H;
M - число Маха;
ρ - плотность воздуха;
V - истинная воздушная скорость.
Такой датчик удовлетворительно функционирует при наличии в спектре шумовой составляющей набегающего на него потока частоты кратной собственной частоте датчика и достаточного момента подъемной силы, способной преодолеть трение в опорах датчика. При невыполнении этих условий датчик прекращает колебаться, но при этом исправно измеряет угол атаки (или скольжения).
Устойчивые колебания достаточной амплитуды можно получить, если обеспечить дополнительную ограниченную свободу углового перемещения флюгера относительно оси ножки. В этом случае гарантированный угол скоса потока между плоскостью флюгера, лежащего на упоре, и потоком обеспечивает достаточный момент подъемной силы. При этом квадрат частоты угловых колебаний подвижной системы относительно оси вала 7 для выбранного положения упоров 5 относительно ножки 3 пропорционален скоростному напору, то есть
где , K - постоянный коэффициент, учитывающий положение упоров относительно ножки.
При малых скоростях V≤400 км/ч скоростной напор [2]
отсюда
пр
0
то есть частота колебаний подвижной части системы пропорциональна приборной скорости V при стандартной плотности воздуха на уровне моря ρ=ρ.
Проведенные в аэродинамической трубе испытания экспериментального образца датчика с ограниченной свободой перемещения флюгера относительно ножки показали линейность характеристики изменения колебаний подвижной системы от приборной скорости. На фиг. 2 приведена указанная характеристика. В результате исследований установлено, что колебания осуществляются с равной амплитудой относительно набегающего потока, что позволяет получить и угол атаки (скольжения) таким датчиком. При этом также установлено, что частота колебаний уменьшается с увеличением расстояния упоров относительно ножки, а амплитуда колебаний подвижной системы увеличивается, при этом линейность характеристик (2) и (4) сохраняется.
Так как
и
и , то
откуда:
н
Располагая измеренным отношением из (8) нетрудно вычислить число M полета. Статическое давление p можно вычислить из (5) или (6), то есть
или
Н
П
Температуру наружного воздуха T можно получить по измеренной температуре торможения T и вычисленному числу M из (8), то есть
Динамическое давление можно вычислить
или
П
по измеренным р; и вычисленному из (8) числу M.
Приборную скорость можно вычислить по динамическому давлению
Н0
Н0
где: p, T - давление и температура на уровне моря по стандартной атмосфере;
пр
V - приборная скорость;
K - показатель адиабаты;
R - удельная газовая постоянная.
Истинную воздушную скорость можно вычислить из соотношения
Н
где: число M из (8), а T из (9), то есть
Плотность ρ воздуха может быть вычислена из соотношения
Н
Н
по ρ из (5) или (6) и T из (9).
Барометрическая высота может быть вычислена по ГОСТ 3295-73 из соотношения
Н
где: p из (5) или (6).
Таким образом, можно получить в предлагаемой СВС всю требуемую совокупность выходных параметров традиционных СВС, в том числе нужные отклонения от заданных значений, а также дополнительно можно вычислить угол атаки (скольжения).
Работа предлагаемой СВС поясняется с помощью фиг .3.
0
Z
Z
0
Z
Флюгер 1, имеющий ограниченную свободу вращения между упорами 5 в потоке, за счет шумовых составляющих скорости по оси Y, отклонится от своего нейтрального положения и коснется одного из упоров 5 и займет положение 1 на фиг. 3. В этом положении 1 при α=0° угол скоса потока по отношению к флюгеру будет равен φ, при этом возникает подъемная сила Y и момент M>0 относительно опор 8, который поворачивает подвижную часть системы по часовой стрелке. Угол скоса потока по отношению к флюгеру 1 при этом уменьшается и в положении 2 становится равным нулю, M=0 и Y=0. Тем не менее, за счет инерционных сил, подвижная система продолжает свое движение, угол скоса потока по отношению к флюгеру меняет знак и флюгер 1 мгновенно перебрасывается к противоположному упору 5. На фиг. 3 это соответствует положению 3. В этом положении угол скоса потока становится больше φ и возникающие момент M и подъемная сила Y поворачивают подвижную часть системы против часовой стрелки. Угол скоса потока по отношению к флюгеру уменьшается до нуля. Это соответствует на фиг. 3 положению 4. Под действием инерционных сил подвижная система продолжает свое движение, при этом флюгер 1 становится к потоку с углом скоса обратного знака и возникающая подъемная сила флюгера 1 возвращает флюгер 1 на противоположный упор 5 в положение 5 на фиг. 3.
z
В этом положении M>0; Y>0, которые вновь поворачивают подвижную систему по часовой стрелке. Угол скоса потока по отношению к флюгеру уменьшается при этом до нуля, подвижная часть системы занимает положение 6 на фиг. 3 (соответствующее положению 2). Далее подвижная система занимает положение 3 и совершает относительно потока колебания на частоте, которая определяется массово инерционными характеристиками подвижной части системы, положением упоров относительно ножки 3 и скоростным напором (скоростью). Колебания подвижной системы совершаются с одинаковой амплитудой относительно направления потока, поэтому, располагая датчиком углового положения 15 вала 7, легко определяется угол атаки (скольжения).
Как видно из фиг. 1 датчик углового положения 15 вала 7 и датчик частоты угловых колебаний 14 вала 7 вместе с датчиком полного давления 13 от приемника полного давления 6 и датчика температуры торможения 12 от приемника температуры торможения 11 подключены к вычислителю 16, где в соответствии с приведенными соотношениями (1) (16) решается требуемая совокупность выходных параметров для летательного аппарата.
Н
Проведенный анализ погрешностей измерения выходных параметров традиционных и предлагаемой СВС показал, что в части измерения температуры наружного воздуха T и плотности ρ обе системы равноценны по точности, по остальным параметрам предлагаемая СВС имеет преимущества по точности во всем дозвуковом диапазоне чисел М
Наиболее существенные преимущества предлагаемой СВС наблюдаются при малых числах M. Так, например, при M=0,5 точность предлагаемой СВС выше точности традиционных СВС:
Н
по параметру p в ~2,8 раза,
д
по параметру p в ~8,7 раза,
по параметру M в ~8,2 раза,
по параметру q в ~9,3 раза,
по параметру V в ~3 раза,
пр
по параметру V в ~9,3 раза.
Н
Более точное измерение p предлагаемой СВС обеспечивает более точное измерение барометрической высоты H.
Источники информации
1. Д.А. Браславский и др. «Авиационные приборы». Машиностроение, Москва, 1964 г.,
2. В.А. Боднер «Авиационные приборы». Машиностроение, Москва, 1969 г.,
3. Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров, В.М. Солдаткин «Авиационные приборы и системы» Ульяновск, 2000 г.
4. «Стандартная атмосфера». ГОСТ 4401-73
5. «Гипсометрическая таблица». ГОСТ 3295-73