Многофункциональный приемник воздушных давлений

Полезная модель относится к измерительной технике и может быть использована для измерения высотно-скоростных параметров и аэродинамических углов в системах воздушных сигналов летательных аппаратов, преимущественно на объектах малой авиации.
В качестве прототипа выбран приемник воздушных давлений с обогревом (патент RU 197608 U1 от 20.12.2019 г.), содержащий три группы отверстий для определения полного давления, статического давления и угла атаки, осесимметричное тело и стойку для крепления с расположенными внутри них пневмотрассами и электронагревательными элементами.
Данный прототип имеет электрообогрев для предотвращения обледенения, который был разработан с учетом требований к приемникам воздушных давлений (см. Рекомендательный циркуляр № РЦ АП-25.1419. Методы определения соответствия средств защиты от обледенения) в соответствии Авиационным Правилам Часть 25.
Для объектов малой авиации, которые имеют значительно меньший диапазон эксплуатации по высоте (до (2000…3000) м) и скорости (до (200…400) км/ч), указанный обогрев избыточен и для рассматриваемых высот и скоростей путем перераспределения мощности по приемнику потребляемая мощность для обогрева может быть снижена, что приведет к снижению стоимости приемника и снижению затрат при эксплуатации.
На стоимость приемника воздушных давлений с обогревом существенное влияние оказывает технологичность, т.е. сложность изготовления, которая заключается в следующем. Приемные отверстия восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла расположены на стойке прототипа, которая имеет сложный аэродинамический профиль. Погрешность изготовления аэродинамического профиля стойки и погрешность расположения приемных отверстий напрямую влияют на погрешность измерения аэродинамического угла. Жесткие требования к точности изготовления аэродинамического профиля стойки и погрешности расположения приемных отверстий снижают технологичность процесса изготовления и повышают стоимость прототипа в целом. Требование обеспечения повторяемости характеристики восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла от образца к образцу также ведет к усложнению процесса изготовления. Таким образом, существующий технологический процесс изготовления прототипа не обеспечивает приемлемую стоимость изделия для применения на объектах малой авиации.
Таким образом, обозначенные недостатки прототипа препятствуют применению многофункциональных приемников воздушных давлений на объектах малой авиации.
Задача заключается в снижении себестоимости многофункционального приемника воздушных давлений для применения на объектах малой авиации.
Техническим результатом является повышение технологичности при изготовлении многофункционального приемника воздушных давлений (МПВД).
Техническим результатом также является уменьшение потребления электрической мощности для обогрева МПВД и сохранение погрешности измерения высотно-скоростных параметров и аэродинамических углов (при применении датчиков меньшего класса точности).
Технический результат достигается за счет того, что многофункциональный приемник воздушных давлений содержит три группы отверстий для определения полного давления, статического давления и угла атаки, осесимметричное тело и стойку для крепления с расположенными внутри них пневмотрассами и электронагревательными элементами, причем отверстия для измерения статического давления - на осесимметричном теле.
Технический результат также достигается за счет того, что в состав приемника введен вычислительный модуль, содержащий датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой статического давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами полного и статического давлений, датчик абсолютного давления, соединенный с пневмотрассой давления, датчик дифференциального давления, соединенный с пневмотрассами давлений, а отверстия для определения угла атаки расположены на воспринимающей части приемника, относительное расстояние L местоположения отверстий для определения угла атаки выбирается в пределах 0.3…0.6.
На фиг. 1 изображен многофункциональный приемник воздушных давлений, содержащий
1 - осесимметричное тело;
2 - стойка для крепления;
3 - пневмотрассы;
4 - электронагревательный элемент (в носовой части);
5 - электронагревательный элемент (в стойке);
6 - отверстие восприятия полного давления;
7 - группа отверстий восприятия статического давления;
8 - группа отверстий восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла;
9 - воспринимающая часть приемника;
10 - датчик абсолютного давления, измеряющий статическое давление Рст, воспринимаемое отверстием 7;
11 - датчик дифференциального давления, измеряющий перепад между полным давлением Рп, воспринимаемым отверстием 6, и статическим давлением Рст, воспринимаемым отверстием 7;
12 - датчик дифференциального давления, измеряющий перепад между давлениями для измерения угла атаки Pα1 и Рα2, которые воспринимаются отверстиями 8;
13 - датчик абсолютного давления, измеряющий давление для определения угла атаки Рα2;
14 - вычислительный модуль.
На фиг. 2 приведено распределение давления вдоль воспринимающей части приемника L (относительная величина, отражающая отношение текущей координаты от начала приемника к длине воспринимающей части 9 и изменяющаяся в пределах от 0 до 1).
На фиг. 3 приведена схема подключения датчиков давления к многофункциональному приемнику воздушных давлений (для наглядности показано подключение датчиков давления к отверстиям восприятия давлений 6, 7, 8.
Принцип работы предлагаемого многофункционального приемника воздушных давлений аналогичен любому другому приемнику (см. Петунии А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока (приемники давления и скоростного напора). М.: «Машиностроение», 1972, 332 с.) и заключается в том, что изоэнтропически заторможенный набегающий поток воздуха через отверстие восприятия полного давления 6 и канал полного давления (не показан на фигуре 1) создает давление в камере торможения (не показана на фигуре 1), которое называется полным давлением. По длине осесимметричного тела 1 на внешней поверхности располагается группа отверстий восприятия статического давления 7 (см. фиг. 1), причем эти отверстия объединяются в камере статического давления (не показана на фигуре 1).
Измерение аэродинамического угла происходит следующим образом. При изменении направления набегающего потока воздуха изменяется распределение давления по поверхности обтекаемого тела (в данном случае по воспринимающей части 9 многофункционального приемника воздушных давлений) и по разнице двух давлений (в данном случае давления воспринимаются группой отверстий восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла 8) на разных сторонах воспринимающей части определяется местный угол набегающего потока, который функционально связан с аэродинамическим углом.
п
ст
α1
α2
Воспринятые четыре давления (полное Р, статическое Р, два давления с воспринимающей части приемника воздушных давлений Ρ и Р) передаются далее по пневмотрассам 3 в датчики давления, находящиеся в вычислительном модуле 14 (на фиг. 3 вычислительный модуль с датчиками давления не показаны). В вычислительном модуле 14 производится вычисление высотно-скоростных параметров по известным зависимостям, реализованных в системах воздушных сигналов, в соответствии ГОСТ 4401-81 «Стандартная атмосфера. Параметры» и ГОСТ 5212-74 «Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 км/ч до 4000 км/ч. Параметры», с использованием воспринятых воздушных давлений.
На фиг.  видно, что в пределах L=0.1…0.3 наблюдается максимальная чувствительность к углу атаки, но при этом градиент коэффициента давления также максимален и погрешность местоположения отверстий восприятия давлений также в максимальной степени будет сказываться на погрешности измерения аэродинамического угла.
В пределах L=0.3…0.6 чувствительность к углу атаки снижается, но при этом градиент коэффициента давления также уменьшается, что приводит к снижению погрешности измерения аэродинамического угла в зависимости от местоположения отверстий восприятия давлений.
Электронагревательные элементы 4 и 5 (показаны условно для наглядности) предназначены для защиты приемника воздушных давлений от обледенения при эксплуатации. Поскольку приемник воздушных давлений предназначен для установки на объекты малой авиации, то предлагается минимальный обогрев, препятствующий образованию льда на критически важных участках внешней поверхности приемника - на воспринимающей части 9 и передней кромке стойки 2. Перенос отверстий восприятия давлений со стойки 2 на воспринимающую часть 9 позволяет также снизить требования к температуре обогреваемой поверхности стойки 2, поскольку образование барьерного льда на стойке 2 не повлияет на воспринимаемые давления. Поскольку на обогрев стойки затрачивается порядка 2/3 от общей потребляемой мощности, то снижение потребляемой мощности может достигать величин порядка 50-60% по сравнению с потребляемой мощностью приемников воздушных давлений, полностью соответствующих Авиационным Правилам Часть 25. При этом, снижение потребляемой мощности позволяет полностью сохранить функционирование приемника воздушных давлений в обозначенных эксплуатационных диапазонах высоты и скорости объектов малой авиации.
Уменьшение эксплуатационного диапазона скорости позволяет изготовить приемник из материалов, обладающих значительно меньшей плотностью, чем традиционные материалы (нержавеющая сталь, латунь, медь, никель и т.п.), что в конечном итоге ведет к существенному снижению массы приемника в разы (например, типовая масса приемника (1,2-1,5) кг, которая может быть снижена до 300 г). Такими материалами могут быть композитные материалы и даже пластик типа ABS или аналогичные. Также замена материала позволяет снизить себестоимость приемника воздушных давлений приблизительно на (30-60)% в части стоимости материала.
Следующей характеристикой приемника, влияющей на стоимость приемника и техническую возможность его применения (с точки зрения погрешности измерения высотно-скоростных параметров) на объектах малой авиации, является применяемые датчики давления. Предлагается в состав многофункционального приемника воздушных давлений ввести вычислительный модуль с датчиками давления. Аналогичными многофункциональными приемниками с вычислительными модулями являются многофункциональный измеритель воздушных данных (RU 183334 U1 от 18.09.2018 г.) и многофункциональный приемник воздушных давлений Rosemount (US 2018/0172720 от 21.06.2018 г.). Однако приведенные аналоги предназначены для магистральных самолетов и предлагается применение четырех датчиков абсолютного давления или двух датчиков абсолютного давления и двух датчиков дифференциального давления соответственно.
В общем случае погрешность измерения угла атаки Δα определяется следующим
выражением
α
α1
α2
где  - чувствительность угла атаки к перепаду давлений Р=Ρ-Р;
α
ΔР - погрешность измерения перепада давлений для измерения угла атаки;
- чувствительность угла атаки к скорости полета;
ΔV - погрешность измерения скорости.
α
α
Видно, что погрешность измерения угла атаки Δα включает в себя погрешность измерения перепада давлений ΔР и погрешность измерения скорости ΔV. Погрешность измерения перепада давлений ΔР состоит из погрешности измерения датчика дифференциального давления или из суммарной погрешности двух датчиков абсолютного давления.
п
ст
В случае применения датчиков абсолютного давления для измерения полного Р и статического Р давлений погрешность измерения скорости определяется следующим образом
где  - чувствительность скорости к статическому давлению;
ст
ΔР - погрешность измерения статического давления;
- чувствительность скорости к полному давлению;
п
ΔР - погрешность измерения полного давления.
Данный подход применим именно для магистральных самолетов с большими значениями крейсерских скоростей (число Маха более 0.5) и высот полета, что и предложено в упомянутых аналогах, когда погрешность измерения статического и полного давлений, давлений для измерения угла атаки на уровне (0.3-0.5) гПа является приемлемой для измерения скорости с погрешностью ΔV не более 10 км/ч и дальнейшего измерения угла атаки с погрешностью Δα на уровне (0.25…0.4)°.
Для предлагаемого приемника воздушных давлений перепад давлений для измерения угла атаки составляет порядка 8...50 гПа в зависимости от скорости полета. Применение датчиков абсолютного давления для измерения статического и полного давлений, давлений для измерения угла атаки дает погрешность измерения угла атаки Δα на уровне нескольких градусов при требуемой погрешности (0.25…0.4)°. На фоне таких малых значений давлений требуется погрешность измерения давлений на порядок меньше, чем погрешность измерения применяемых датчиков абсолютного давления, и такую погрешность измерения могут обеспечить датчики дифференциального давления.
д
ст
п
Таким образом, для объектов малой авиации измерение скорости должно осуществляться с применением датчика дифференциального давления 11 (между полным давлением и статическим давлением, т.е. фактически получаем динамическое давление Р, по которому и вычисляется скорость) и погрешность измерения скорости ΔV уже определяется только погрешностью дифференциального датчика 11, причем эта погрешность меньше, чем каждая погрешность датчика абсолютного давления ΔР или ΔР по формуле (2)
где  - чувствительность скорости к динамическому давлению;
д
ΔР - погрешность измерения динамического давления.
α
α1
α2
α1
α2
В свою очередь, погрешность измерения перепада давлений для измерения угла атаки ΔΡ складывается из двух погрешностей датчиков абсолютного давления, измеряющих давления Р и Р, или из одной погрешности дифференциального датчика давления, измеряющего непосредственно разность (Ρ-Р).
В связи с вышесказанным предлагаемое подключение дифференциальных датчиков 11 и 12, см. фиг. 3, позволяет более, чем в два раза снизить погрешность измерения скорости ΔV, что в соответствии с выражением (1) позволяет снизить погрешность измерения аэродинамического угла атаки Δα до требуемых значений (0.25…0.4)°. Кроме того, датчики дифференциального давления, выполненные, например, по полупроводниковой технологии, имеют себестоимость, на порядок меньшую, чем авиационные датчики абсолютного давления что, в конечном итоге, приведет к дополнительному уменьшению себестоимости вычислительного модуля с датчиками давления на (20-30)% по сравнению с традиционным вычислительным модулем для магистральных самолетов.
И погрешность измерения высоты полета ΔН будет определяться погрешностью измерения датчика абсолютного давления 10
где - чувствительность высоты к статическому давлению;
ст
ΔР - погрешность измерения статического давления.
Таким образом, заявляемый многофункциональный приемник воздушных давлений позволяет снизить потребляемую электрическую мощность для обогрева на (50-60)%.
Такое конструктивное изготовление, как перенос приемных отверстий восприятия давлений для определения местного аэродинамического угла со стойки приемника на осесимметричную воспринимающую часть приемника, позволяет повысить уровень технологичности при снижении требований к погрешности изготовления МПВД.
Стоимость заявляемого многофункционального приемника может быть уменьшена на (40-60)% (с учетом изменения технологии изготовления, применяемых материалов и вычислительного модуля) по сравнению со стоимостью прототипа и традиционного вычислительного модуля для магистральных самолетов. Предлагаемые изменения прототипа позволяют наряду со снижением стоимости обеспечить требуемый уровень погрешности измерения высотно-скоростных параметров ((5…10) м по высоте полета и не более (5-10) км/ч по скорости полета) и аэродинамических углов ((0.25…0.4)°).