ВИХРЕВОЙ ДАТЧИК АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО УГЛА И ИСТИННОЙ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ

Полезная модель относится к области измерений параметров подвижного объекта, в частности к устройствам для измерения величины (модуля) и угла направления (аэродинамического угла) вектора скорости движения подвижного объекта относительно окружающей воздушной среды и может быть использовано в качестве датчика аэродинамического угла (угла атаки или скольжения) и истинной воздушной скорости дозвукового летательного аппарата, в частности самолета, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратов.
Известны устройства для измерения аэродинамического угла летательного аппарата флюгерного типа - флюгерные датчики аэродинамических углов (Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2001. - 448 с. - [1]; Клюев Г.И., Макаров Н.Н., Солдаткин В.М., Ефимов И.П. Измерители аэродинамических параметров летательных аппаратов / Под ред. В.А.Мишина. Ульяновск: Изд-во Ульяновск, гос. техн. ун-та, 2005. - 509 с. - [2]).
Такой датчик аэродинамических углов представляет собой измерительное устройство точной механики, чувствительный элемент которого выполнен в виде вращающегося в опорах удобообтекаемого тела (флюгера), вынесенного за пределы пограничного слоя летательного аппарата. Под действием аэродинамических сил флюгер ориентируется по направлению набегающего воздушного потока и угловое положение флюгера относительно направления продольной оси летательного аппарата определяет величину и знак аэродинамического угла в месте установки датчика.
Из-за наличия в набегающем воздушном потоке подвижного элемента в виде свободно ориентирующегося флюгера флюгерный датчик аэродинамических углов критичен к нагружению подвижной системы, ее несбалансированности, подвержен аэродинамическим возмущениям набегающего воздушного потока, связанным с турбулентностью атмосферы и пульсациями потока, устранение влияния которых приводит к усложнению конструкции датчика. Из-за малости устанавливающего момента флюгера при скоростях полета менее 70…100 км/ч, а также на неустановившихся режимах, связанных с выполнением пространственных маневров летательного аппарата, флюгерные датчики аэродинамических углов имеют значительные погрешности ([1], стр.45, стр.63-70).
При определении истинной воздушной скорости летательного аппарата используется аэрометрический метод, для реализации которого с помощью приемника воздушных давлений и приемника температуры воспринимаются полное и статическое давления и температура набегающего воздушного потока (Боднер В.А. Приборы первичной информации: Учебник для авиационных вузов. М.: Машиностроение, 1981. - 344 с. - [3]; Браславский Д.А., Логунов С.С., Пельпор Д.С. Авиационные приборы и автоматы: Учебник для авиационных вузов. М.: Машиностроение, 1978. - 432 с. - [4]). Значения указанных первичных информативных сигналов преобразуются в электрические сигналы, которые обрабатываются в соответствии с известными алгоритмами ([3], стр.319-321) в вычислителе, где определяется величина истинной воздушной скорости. При этом восприятие, передача, преобразование и обработка амплитудных информативных сигналов связаны с появлением методических и инструментальных погрешностей ([3], стр.321-322).
Для одновременного измерения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости на современных летательных аппаратах приемник воздушных давлений устанавливается на неподвижном флюгере, как это реализовано в флюгерном датчике аэродинамических параметров ДАП-3 (Макаров Н.Н. Системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса: теория, проектирование, применение /Под ред. доктора техн. наук В.М.Солдаткина. М.: Машиностроение/ Машиностроение - Полет, 209. 760 с. - [5], стр.426-433).
Такая комбинация флюгерного датчика аэродинамических углов и приемника воздушных давлений еще больше усложнят конструкцию датчика аэродинамических параметров, сохраняя недостатки используемых элементов и реализуемых методов.
Известны устройства для измерения величины и угла направления вектора скорости газового (воздушного) потока, реализующие аэродинамический метод (способ) измерения (Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока (приемники давления и скоростного напора). М.: Машиностроение, 1972. - 332 с. - [6]; Горлин С.М., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. М.: Наука, 1964. - 636 с. - [7]).
В таких устройствах в контролируемый набегающий воздушный поток вносится многоканальный приемник давлений, например, в виде сферического тела с цилиндрическим основанием, который воспринимает полное и статическое давления набегающего воздушного потока, по которым определяется величина (модуль) вектора скорости набегающего воздушного потока. Этот же приемник воспринимает давления, несущие информацию об угловом положении вектора скорости набегающего воздушного потока относительно осей приемника, по которым определяются углы направления вектора скорости набегающего воздушного потока.
Применение таких устройств для измерения величины (модуля) и аэродинамического угла (угла атаки или скольжения) вектора истинной воздушной скорости летательного аппарата, в частности самолета, также связано с методическими и инструментальными погрешностями восприятия, передачи, преобразования и обработки амплитудных пневматических информативных сигналов, обусловленных условиями обтекания приемника, изменением состояния окружающей воздушной среды (плотности, температуры, атмосферного давления, влажности, загрязнений и т.п.), а также дрейфом нуля, изменением чувствительности, нестабильностью и других инструментальных погрешностей амплитудных измерений датчиков давлений, перепадов давлений и температуры.
Известно (Навицкий П.В., Кнорринг В.Г., Гутников В.В. Цифровые приборы с частотными датчиками. Л.: Энергия, 1970. - 423 с. - [8]), что с энергетической точки зрения самым тяжелым участком измерительной цепи любого измерительного устройства является участок от источника измерительной информации до входа первичного измерительного преобразователя, где измерительная информация передается самым малым по мощности потоком энергии. Возникающие на этом участке потери информации уже не могут быть восполнены никакими последующими преобразованиями. С этой точки зрения значительно меньшие потери информации имеют место при восприятии, преобразовании, передаче и обработке частотно-временных периодических информативных сигналов, в том числе пневматических.
Известны устройства для измерения расхода (скорости) газовых (воздушных) потоков, в которых используется эффект образования и периодического срыва вихрей за телами, установленными своими сечениями поперек контролируемого потока. При этом периодический срыв вихрей порождает периодические импульсы давлений вблизи тел, которые распространяются вдаль от тела, образуя так называемые вихревые дорожки Кармана (Киясбейли А.Ш., Перельштейн М.Е. Вихревые измерительные приборы. М.: Машиностроение, 1972. - 152 с. - [9]).
За прототип взят вихревой датчик угла направления набегающего воздушного потока, построенный на основе использования вихревых дорожек Кармана ([1], стр.35-37).
Такое устройство-прототип предназначено для измерения аэродинамического угла летательного аппарата и содержит два тела пластинчатой формы, например клиновидные, установленные своими основаниями встречно набегающему воздушному потоку, два устройства регистрации частот вихреобразования за телами или в вихревых дорожках за ними и устройство обработки, на выходе которого формируется выходной сигнал по измеряемому аэродинамическому углу.
э
На фиг.1 показана функциональная схема устройства-прототипа, которая содержит два пластинчатых тела, например, клиновидные 1, два устройства регистрации частот вихреобразования за телами, включающие приемники 2 пульсаций давлений на поверхности тела, пневмоэлектрические преобразователи 3, усилители 4 и несимметричные триггеры 5, и устройство обработки 6 в виде схемы, измеряющей отношение частот вихреобразования, которое выдает выходной сигнал α, определяющий величину и знак измеряемого аэродинамического угла α.
0
B
При работе устройства-прототипа пластинчатые, например, клиновидные тела 1, установленные под углом 2φ друг к другу в плоскости изменения аэродинамического угла α симметрично относительно продольной оси летательного аппарата, обтекаются набегающим воздушным потоком, имеющим скорость V, равную по величине истинной воздушной скорости V летательного аппарата. При обтекании пластинчатых тел 1 набегающим воздушным потоком с их поверхности происходит периодический срыв потоков (вихрей), которые вызывают периодические импульсы давлений вблизи тел и за ними в вихревых дорожках Кармана.
1
0
2
0
При изменении аэродинамического угла α пластинчатые, например, клиновидные тела 1 будут находиться к направлению набегающего воздушного потока под разными углами φ=φ+α и φ=φ-α.
Частоты f1 и f2 вихреобразования и пульсаций давлений за телами также будут разными и определяются соотношениями
;
.
1
2
1
2
1
2
где l, l и h, h - длины и толщины пластинчатых тел, (для клиновидных тел h=h=0).
1
2
1
2
э
Частоты пульсаций на поверхности обтекаемых пластинчатых тел 1 забираются приемниками 2 и выделяются пневмоэлектрическими преобразователями 3. Усилители 4 и несимметричные триггеры 5 формируют последовательности импульсов с частотами f и f вихреобразования. Схема 6 измеряет отношение частот f и f, и выдает сигнал α, определяющий величину и знак аэродинамического угла α, согласно уравнению вида
1
2
1
2
1
2
-3
На фиг.2 приведены кривые изменения частот f, f и зависимость отношения  для клиновидных тел при l=l=l=20·10 м, h=h=0 для различных скоростей набегающего воздушного потока.
Как видно из фиг.2, отношение частот вихреобразования за пластинчатыми, например, клиновидными телами несет информацию о величине и знаке аэродинамического угла и используются в устройстве-прототипе для целей измерения.
1
2
Однако устройство-прототип имеет ряд недостатков. Измеряемый аэродинамический угол α связан с измеряемыми частотами f, f неявной зависимостью, что затрудняет его тарировку. Кроме того, на выходе датчика не выдается выходной сигнал по истинной воздушной скорости, что ограничивает функциональные возможности и область применения вихревого датчика аэродинамических углов.
Указанные недостатки не позволяют применять устройство-прототип на летательных аппаратах, в частности на самолетах различного класса и назначения.
Технический результат, на достижении которого направлено заявляемая полезная модель, заключается в повышении эффективности вихревого датчика:
1) расширении функциональных возможностей за счет одновременного измерения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости;
2) вычисление аэродинамического угла и истинной воздушной скорости в явном виде по аналитическим уравнениям;
3) повышение точности измерения и стабильности характеристик в широких диапазонах измерения эксплуатационных условий и режимов полета;
4) снижение влияния на выходные сигналы датчика угла скоса набегающего воздушного потока в плоскости, перпендикулярной плоскости измерения, а, следовательно, уменьшение погрешностей, обусловленных скосом потока;
5) получение первичных информативных сигналов по аэродинамическому углу и истинной воздушной скорости в частотно-временной форме, что позволяет снизить потери информации и уменьшить погрешности их восприятия, преобразования, передачи и обработки;
6) получение выходных сигналов по аэродинамическому углу и истинной воздушной скорости в цифровой форме, удобной для дальнейшего использования в системах отображения информации и управления.
Технический результат достигается следующим.
В вихревом датчике аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, содержащем два пластинчатых тела клиновидной формы, установленные своими основаниями встречно набегающему потоку, два устройства регистрации частот вихреобразования за телами и устройство обработки, на выходе которого формируются выходные сигналы датчика, новым является то, что клиновидные тела расположены на одной оси друг над другом, перпендикулярно к общей оси клиновидных тел установлены струевыпрямители в виде тонких пластин, расположенных в верхних и нижних основаниях обоих клиновидных тел и выделяющих их зоны вихреобразования в набегающем воздушном потоке, при этом основания клинообразных тел имеют одинаковые размеры и расположены ортогонально друг к другу, устройство обработки выполнено в виде микропроцессора, алгоритмы вычисления аэродинамического угла и истинной воздушной скорости которого выполнены согласно уравнениям
B
1
2
где α и V - измеряемые аэродинамический угол и истинная воздушная скорость летательного аппарата; f и f - частоты вихреобразования за клиновидными телами; Sh - число (безразмерный коэффициент) Струхаля; l - размер основания клиновидных тел.
Сущность полезной модели поясняется на фиг.3 и фиг.4. На фиг.3 приведена функциональная схема вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости. На фиг.4 показана конструктивная схема расположения клиновидных тел и струевыпрямителей.
Здесь: 1 - клиновидные тела; 2 - приемники пульсаций давлений; 3 - пневмоэлектрические преобразователи; 4 - усилители; 5 - несимметричные триггеры; 6 - устройство обработки; 7 - устройства, измеряющие частоты вихреобразования за клиновидными телами; 8 - струемыпрямители.
1
2
Функциональная схема вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости (фиг.3) содержит два клинообразных тела 1, расположенных своими основаниями ортогонально друг к другу встречно набегающему воздушному потоку. На тыльных поверхностях клинообразных тел 1 расположены устройства, измеряющие частоты вихреобразования за телами, включающие приемники 2 пульсаций давлений на тыльных поверхностях клиновидных тел и пневмоэлектрические преобразователи 3, установленные внутри или на поверхности клиновидных тел и связанные с устройствами 7, которые измеряют частоты f и f вихреобразования за
B
клиновидными телами. Выходы устройств 7 подключены ко входу устройства обработки 6, выполненного в виде микропроцессора, на выходе которого формируются значения измеряемого аэродинамического угла а и истинной воздушной скорости V.
1
2
0
Частоты f и f вихреобразования за клиновидными телами, основания которых расположены ортогонально друг к другу под углом 2φ=90°, будут определяться соотношениями вида
B
Для построения уравнений для вычисления измеряемого аэродинамического угла α и истинной воздушной скорости V получим следующие соотношения:
Тогда уравнения для вычисления аэродинамического угла α будет иметь вид
Для построения уравнения для вычисления истинной воздушной скорости получим следующие соотношения:
Тогда уравнение для вычисления истинной воздушной скорости принимает вид
1
2
Таким образом, воспринимая и измеряя частоты f и f вихреобразования за клиновидными телами по уравнениям (3) и (5), в микропроцессоре вихревого датчика в явном виде вычисляется аэродинамический угол и истинная воздушная скорость летательного аппарата.
Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости работает следующим образом.
Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости устанавливается на летательном аппарате, таким образом, чтобы ось симметрии клиновидных тел совпадала с направлением продольной оси летательного аппарата, а их сечения находились в плоскости измерения измеряемого аэродинамического угла.
1
0
2
0
При измерении аэродинамического угла а клиновидные тела 1 будут находиться к направлению набегающего воздушного потока со скоростью V под разными углами φ=φ+α и φ=φ-α.
1
2
Приемники 2, расположенные за клиновидными телами, воспринимают пульсации давлений на тыльных поверхностях клиновидных тел, которые регистрируются пневмоэлектрическими преобразователями 3, установленными внутри клиновидных тел 1 или непосредственно на их поверхности. Выходные сигналы пневмоэлектрических преобразователей 3 поступают на входы устройств 7, которые измеряют частоты f и f вихреобразования за клиновидными телами 1.
1
2
B
Измеренные частоты f и f поступают на вход устройства обработки, выполненного в виде микропроцессора 6. Микропроцессор согласно уравнениям (3) и (5) вычисляет аэродинамический угол а и истинную воздушную скорость V и выдает выходные сигналы по измеряемым
параметрам в цифровой форме, удобной для использования в системах отображения информации и управления летательного аппарата.
При конструктивной реализации вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости клиновидные тела располагаются на одной оси друг над другом, как показано на фиг.4. При этом с целью обеспечения измерения в трехмерном набегающем потоке и устранения влияния другого аэродинамического угла β вектора истинной воздушной скорости летательного аппарата перпендикулярно общей оси клиновидных тел устанавливаются струевыпрямители, выполненные в виде тонких дисков 8, расположенных на верхних и нижних основаниях обоих клиновидных тел 1 и выделяющих в набегающем воздушном потоке зоны вихреобразования клиновидных тел.
При этом за счет струевыпрямителей пространственный набегающий воздушный поток трансформируется в плоские потока, обтекающие рабочие поверхности клиновидных тел 1. Так как в реализуемых микропроцессором 6 алгоритмах для определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости используются соотношения частот, то такая трансформация пространственного набегающего воздушного потока позволяет существенно снизить влияние скоса набегающего потока в плоскости, перпендикулярной плоскости измерения и, следовательно, уменьшить погрешности, обусловленные этим скосом потока.
Проведем анализ основных метрологических характеристик вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости.
max
min
Как показано в работе [9], устойчивое вихреобразование за клиновидными телами обеспечивается в диапазоне угла φ, находящемся в интервале 20°≤φ≤90°. Тогда для максимального α и минимального α значений измеряемого аэродинамического угла α справедливы соотношения вида:
д
0
Диапазон измерения α аэродинамического угла вихревого датчика. при φ=45° определяется неравенством -25≤α≤45°, т.е.
3
5
min
max
В соответствии с [9], устойчивое вихреобразование за клиновидными телами обеспечивается в диапазоне чисел Рейнольдса 10<Re<1,6·10. Тогда минимальное V и максимальное V значения измеряемой истинной воздушной скорости будут определяться соотношениями
0
Hmax
max
где ν и ν - кинематическая вязкость воздуха в близи земли (H=0) и на максимальной высоте полета H.
-3
-5
2
-5
2
0
max
max
Для значений l=20 мм=20·10 м, ν=1,46·10 м/с, H=11000 м, νH=3,9·10 м/с, получим
Тогда диапазон измерения истинной воздушной скорости вихревого датчика будет определяться неравенством
1
2
1
2
Как показано в работе [8], выделение, регистрация и обработка частотных информативных сигналов обеспечивается с достаточно высокой точностью, поэтому доминирующую часть инструментальной погрешности измерения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости вихревого датчика будет определяться технологическим разбросом (допуском) ±Δl характерного параметра l клиновидных тел. Приращения Δf и Δf частот f и f вихреобразования, обусловленных технологическим допуском ±Δl можно оценить как
max
Bmax
Тогда значения максимальных инструментальных погрешностей измерения аэродинамического угла α и истинной воздушной скорости V будут определяться соотношениями
-3
Для характерного размера l=20 мм (20·10 м), технологического допуска Δl=±0,05 мм, α=30°
- при минимальной истинной воздушной скорости
- при максимальной истинной воздушной скорости
Полученные оценки свидетельствуют о высокой точности измерения вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости в диапазоне дозвуковых скоростей и расширенной до 30 км/ч нижней границей рабочих скоростей полета.
Таким образом, по сравнению с известными средствами измерения аэродинамических углов и истинной воздушной скорости, основанных на использовании амплитудных первичных информативных сигналов в виде давлений и перепадов давлений вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости имеет ряд существенных преимуществ:
1. Расширяет функциональные возможности датчика, так как позволяет одновременно получать информации по двум измеряемым параметрам вектора истинной воздушной скорости летательного аппарата.
2. Вычисление аэродинамического угла и истинной воздушной скорости производится по полученным в явном виде аналитическим уравнениям, что упрощает тарировку датчика.
3. Повышает точность измерения аэродинамического угла и воздушной скорости, так как изменение характера обтекания клиновидных тел при различных скоростях набегающего воздушного потока, нарушение подобия обтекания, изменяющее распределение давлений по поверхности тел, не приводит к изменению их характерного размера l и частот вихреобразования, несущих информацию об измеряемых параметрах.
4. Повышается стабильность тарировочных зависимостей в широком диапазоне условий эксплуатации и режимов полета, так как в уравнения для определения частот вихрей не входит температура, давление, сжимаемость и другие параметры окружающей среды, отношение частот вихреобразования не зависит от скорости набегающего воздушного потока, а при одинаковой форме тел и от числа Струхаля и поэтому полученные аналитические тарировочные уравнения не нарушаются в широком диапазоне скоростей полета, что весьма важно.
Смещение точки отрыва пограничного слоя при изменении аэродинамического угла и скорости набегающего воздушного потока также не приводит к снижению точности измерения, так как забор информации о частоте вихрей осуществляется в зоне срыва потока за клиновидными телами.
5. В предложенном вихревом датчике необходимо измерять не амплитуду давлений или перепадов давлений, а частоту их пульсаций и, следовательно, погрешности восприятия, преобразования, передачи и обработки, свойственные амплитудным измерениям (дрейф нуля, изменение чувствительности, нестабильность и т.п.) при измерении частотно-временных сигналов не будут оказывать заметного влияния на точность измерения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости.
6. Получение выходных сигналов датчика по аэродинамическому углу и истинной воздушной скорости летательного аппарата непосредственно в цифровой форме упрощает их использование в современных системах цифрового отображения информации, системах управления и других технических системах.
7. Отсутствие подвижных элементов в зоне набегающего воздушного и в вихревом датчике в целом обеспечивают высокую надежность его работы в условиях реальной эксплуатации.
Следует отметить, что диапазон рабочих скоростей вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости ограничен дозвуковыми скоростями полета.
Применение вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости на различных классах дозвуковых летательных аппаратах, в частности на самолетах, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратах, экранопланах, а также на других наземных и надводных транспортных средствах позволяет расширить нижнюю границу рабочих скоростей, повысить точность измерения параметров вектора истинной воздушной скорости, улучшить качество пилотирования и эффективность решения тактико-технических задач полета.