ПРИЕМНИК СТАТИЧЕСКОГО И ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЙ ПРЕИМУЩЕСТВЕННО ДЛЯ ВЕРТОЛЕТОВ

Заявленная полезная модель относится к бортовым средствам восприятия давлений на летательном аппарате.
Известны приемники статического и полного давлений, предназначенные для применения на самолетах, решающие кроме основной задачи измерения статического и полного давлений и другие задачи связанные, например, с компенсацией искажений измеряемого давления. Так, например, известен патент США №3443431 [1] в котором решается задача снижения искажения восприятия статического давления от изменения угла атаки самолета путем сверления приемных отверстий на цилиндрической поверхности приемника под углом 45° навстречу потоку. Для восприятия полного давления используется известная трубка Пито, располагаемая в камере торможения потока.
В патентах США №4378697 и №3482445 решаются задачи создания двухкамерных приемников статического давления с возможностью компенсации аэродинамических искажений, вносимых фюзеляжем, самим приемником или его державкой (кронштейном) в месте размещения приемника на фюзеляже.
В патенте №4378697 представлен двухкамерный приемник статического давления, который состоит из трех частей: передней конической с отверстием и камерой торможения потока, волнистой и цилиндрической. Волнистая средняя часть сопрягается с конической и цилиндрической частями приемника, последняя плавно переходит в кронштейн, который крепится к фюзеляжу самолета.
Благодаря волнистой поверхности статическое давление в различных сечениях, перпендикулярных его оси, может быть как больше, так и меньше давления невозмущенного потока, что позволяет компенсировать
аэродинамические искажения, как положительного, так и отрицательного знака, вносимые аэродинамическими поверхностями самолета. Величина требуемой аэродинамической компенсации в указанном диапазоне  осуществляется соответствующим расположением приемных отверстий на периферии волнистой поверхности приемника.
, где
m
Р - статическое давление, измеренное приемниками;
Р - статическое давление невозмущенного потока (атмосферное барометрическое давление);
2
q=ρ·V/2 - скоростной напор;
ρ - плотность потока воздуха;
V - скорость потока.
Использование данного приемника позволяет компенсировать аэродинамические искажения, вносимые аэродинамическими поверхностями самолета до величины , что существенно расширяет возможности его «географического» размещения на фюзеляже самолета, однако оно не достаточно для применения этого приемника на вертолетах и других типах летательных аппаратах.
В патенте №3482445, принятом за прототип, приемник имеет переднюю оживальную часть с камерой полного торможения, две цилиндрические части, конусную часть и кронштейн. Первая цилиндрическая часть меньшего диаметра сопрягается с конусной частью, а вторая, большего диаметра, - с конусной частью и кронштейном. Отверстия для восприятия статического давления располагаются на передней цилиндрической части и конусной части на определенных расстояниях от плоскости их сопряжения так, что при обтекании приемника набегающим потоком воздуха они воспринимают одинаковые давления.
Разнесенные вдоль оси приемника отверстия статического давления конструктивно позволяют организовать две камеры статического давления в одном приемнике с возможностью некоторой компенсации ошибок восприятия статического давления, вносимых фюзеляжем в месте размещения приемника. Величина возможной компенсации в данном приемнике, выраженная через относительный коэффициент давления не превышает , что является также недостаточным и ограничивает возможности его применения на летательных аппаратах, где искажения по абсолютной величине значительно больше.
Практика показывает, что на некоторых классах летательных аппаратов аэродинамические искажения на восприятие статического давления могут быть значительно шире возможностей указанного приемника и достигают величин порядка . К таким летательным аппаратам относятся вертолеты, самолеты-амфибии, беспилотные самолеты (снаряды). Так на вертолетах практически нет плоских поверхностей на фюзеляже и очень сложно отыскать место для размещения приемника статического давления с указанными возможностями аэродинамической компенсации. На самолетах-амфибиях, в целях защиты приемников от попадания воды в приемные отверстия полного и статического давления, приемники давления располагают в местах, где искажения могут достигать величин, превышающих возможности известных приемников в части аэродинамической компенсации.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое техническое решение, является создание приемника статического давления, обладающего более широкими возможностями аэродинамической компенсации и, соответственно, более широкими возможностями размещения на фюзеляже вертолетов и других специальных летательных аппаратах, где искажения статического давления достигают значительных величин.
Технический результат заключается в повышении точности измерения статического давления.
Заявляемый приемник статического давления содержит приемное отверстие и камеру торможения потока, размещенную внутри приемника, и сообщающуюся с приемными отверстиями камеру статического давления, первую и вторую цилиндрические части, первую коническую часть, сопряженную меньшим диаметром с первой цилиндрической частью приемника, вторую конусную часть, сопряженную с первой конусной частью по большему диаметру, а по малому диаметру со второй цилиндрической частью приемника, при этом угол конусности обеих конусных частей 15°, державку (кронштейн), трубопроводы полного и статического давления и элементы обогрева приемника, причем соответствующие отношения длин частей приемника к диаметру D1 передней цилиндрической его части составляют:
1
первой цилиндрической части 5≥а/D≥3.67;
1
1
первой и второй конической части b/D=c/D=1;
1
второй цилиндрической части d/D=3.8;
1
2
1
державки e/D≈3.4 и ее большего диаметра D/D=2,
причем державка своим меньшим диаметром сопряжена со второй цилиндрической частью приемника.
Особенностью заявляемого технического решения является то, что приемник содержит две конические части, соединенные между собой по большему диаметру, причем первая и вторая конические части соединены по меньшему диаметру соответственно с первой и второй цилиндрическими частями приемника.
Другой особенностью является также то, что угол конусных частей приемника составляет 15 градусов.
Следующей особенностью решения является и то, что отношения длин участков приемника к диаметру его передней части оптимизированы и соответственно составляют:
1
5≥a/D≥3.67;
1
1
b/D=с/D=1;
1
d/D=3.8;
1
e/D≈3.4,
а отношение диаметра конусной части державки приемника к диаметру равно 2.
2
1
D/D=2.
На фиг.1 показан предлагаемый приемник статического и полного давления. Он состоит из первой цилиндрической части 1, в которой, как и у известных приемников, размещена камера торможения потока (на чертеже не показана), первой 2 и второй 3 конусных частей, соединенных между собой по большому диаметру. Меньшими диаметрами конусные части сопряжены соответственно с первой цилиндрической частью 1 и второй цилиндрической частью 4. Приемник заканчивается державкой 5, которая предназначена для закрепления приемника на штанге или кронштейне летательного аппарата. Внутри приемника размещены трубопроводы полного 6 и статического 7 давлений и электрические провода 8 для подвода электроэнергии к элементам обогрева приемника (на чертеже не показаны), предназначенным для предотвращения обледенения приемника.
На фиг.2 приведено распределение статического давления на поверхности приемника в виде относительного коэффициента давления , полученное по результатам испытаний при скорости потока до 400 км/ч с номинальными конструктивными соотношениями элементов приемника к его диаметру:
1
D=15 мм:
1
a/D=3.67;
1
1
b/D=c/D=1;
1
d/D=3.8;
1
e/D=3.4;
2
1
D/D=2,
углами α=15° и β=25°.
Как видно из фиг.2, размещение приемных отверстий статического давления на конусных частях приемника позволяет в более широком диапазоне  обеспечить аэродинамическую компенсацию действующих искажений статического давления в месте размещения приемника на летательном аппарате, что существенно расширяет границы его применения и снижает требования к месту его размещения.
При известной величине искажений  в месте предполагаемого размещения приемника на летательном аппарате с помощью зависимости  от продольной координаты приемника в зоне его первой цилиндрической и конусных частей (фиг.2) находится значение , равное по величине , но противоположное по знаку, определяется координата на его поверхности, где перпендикулярно образующим цилиндрической и конусных частей приемника по его окружности сверлятся приемные отверстия для отбора статического давления. В зоне отверстий располагается камера статического давления.
На фиг.3 в увеличенном масштабе по оси l приведено распределение статического давления в виде относительного коэффициента давления  в цилиндрической зоне и конусных зонах частей приемника. Имея данные искажений статических давлений в месте размещения предлагаемого приемника на летательном аппарате и используя данные относительного коэффициента давления , представленные на фиг.3, легко определить на
поверхности приемника координаты приемных отверстий для отбора статического давления, компенсирующего эти искажения.
Если, например, искажения составили в месте размещения приемника , то на фиг.3 по значению  на поверхности приемника определяются точки 1 или 2, которые являются координатами сверления отверстий для приема статического давления. Сверление осуществляют по окружностям, плоскость которых перпендикулярна оси приемника.
Если искажения составляют , то координатами сверления отверстий будут координаты точек 3 и 4, в которых .
На фиг.4 показано обтекание приемника потоком воздуха со скоростью V=200 км/ч в виде линий тока.
Функционирование предлагаемого приемника аналогично известным приемникам. Поток, набегающий на приемник в его передней части, тормозится в камере торможения и по трубопроводу 6 транспортируется на борт летательного аппарата к потребителям полного давления. При обтекании внешней части приемника поток по его длине ускоряется и тормозится.
При скоростях внешнего обтекания больше скорости набегающего на приемник потока статические давления в месте размещения отверстий становятся меньше давления невозмущенного потока и, наоборот, при меньших скоростях внешнего обтекания статические давления становятся больше давления невозмущенного потока. Приемные отверстия воспринимают давления, которые устанавливаются в месте их обтекания и которые усредняются в камере статического давления и по трубопроводам статическое давление транспортируется к потребителям на борт летательного аппарата.
Для компенсации ошибок восприятия давления предприятием были изготовлены три приемника в соответствии с предлагаемым решением с ,  и  и испытаны соответственно на вертолетах «Ансат», МИ-28Н и на самолете-амфибия Бе-103. Летные испытания на указанных летательных аппаратах показали высокую эффективность глубокой компенсации местных давлений в зонах размещения этих приемников.
Полученные результаты летных испытаний позволяют утверждать, что возможности аэродинамической компенсации ошибок восприятия статического давления предложенным приемником значительно шире, чем у известных.
Источники информации
1. Патент США №3443431, НКИ Кл. 73-178, опубл. 13 мая 1969 г.
2. Патент США №4378697, МКИ G 01 P 5/165, опубл. 05.04.1983 г.
3. Патент США №3482445, МКИ G 01 C 21/12, опубл. 12.09.1969 г.