ДАТЧИК ПИЛОТАЖНЫХ ПАРАМЕТРОВ

Заявляемая полезная модель относится к области авиационного приборостроения, в частности, к приборам измерения пилотажных параметров летательного аппарата скорости и угла атаки. В совокупности эти параметры определяют подъемную силу самолета, а в отдельности позволяют судить о приближении скорости самолета к величине минимальной эвалютивной скорости, при которой еще достаточно эффективно функционируют органы управления, и к величине максимально допустимой скорости, при которой еще обеспечивается достаточная прочность конструкции самолета. Кроме того, информация об угле атаки позволяет судить о приближении самолета к недопустимым его значениям, при которых наступает резкое снижение коэффициента подъемной силы несущих аэродинамических поверхностей самолета.
Для измерения скорости полета самолета требуется информация о полном и статическом давлениях. Для этих целей на самолете используют фюзеляжные приемники воздушных давлений, конструкция которых достаточно полно описана в книге Д.А.Браславский и др. «Авиационные приборы» [1].
Существует достаточно большое количество конструкций таких приемников, в той или иной степени улучшающих их характеристики, касающихся, например, аэродинамических компенсаций ошибок восприятия статического давления, например, патент США №3482445 [2], или компенсации ошибок восприятия статического давления от влияния скосов потока относительно продольной оси приемника, например, патент США №3443431 [3].
Для измерения углов атаки (скольжения) на самолете используют в основном фюзеляжные датчики флюгерного и щелевого типа, например, заявка РСТ №00/23775 [4].
На точность восприятия воздушных давлений и углов атаки фюзеляжных датчиков существенное влияние оказывает фюзеляж самолета, в этой связи, в месте установки этих датчиков они измеряют местные значения статического давления и угла атаки, которые могут существенно отличаться от истинных значений. Углы скосов потока на фюзеляже, как правило, в 1,5÷2 раза превышают истинные углы атаки (скольжения) самолета.
Для приемника воздушных давлений это означает, что помимо ошибки приемника статического давления от скорости необходимо учитывать и компенсировать ошибки от влияния угла атаки (скольжения) самолета.
На скос потока в месте размещения на фюзеляже приемника воздушного давления и датчика углов атаки влияет не только угол атаки самолета, но и скорость, а так же угол скольжения. Поэтому суждение об угле атаки самолета только по измерениям фюзеляжного датчика местного угла скоса потока связано с наличием методической ошибки.
Установление же связей местных значений статического давления и угла атаки с истинными значениями является сложной задачей, которая требует достаточно большого объема натурных испытаний на самолете.
В целом, все сказанное выше, для датчиков пилотажных параметров фюзеляжного типа можно отнести к их недостаткам.
Известны также датчики пилотажных параметров, совмещающие в себе функции измерения давлений, углов атаки и скольжения [5].
Конструктивно в таких датчиках приемник воздушных давлений сопрягается с цилиндрическим основанием большего диаметра, на котором устанавливаются флюгерные чувствительные элементы (в дальнейшем ЧЭ) в виде пластин для измерения углов атаки и скольжения. Основание сопрягается со штангой или кронштейном, которые предназначены для выноса датчика
в невозмущенный поток и передачи на борт измеряемых пилотажных параметров.
Такие датчики на гражданских самолетах штатно не применяются, а используются, как правило, в качестве эталонных измерительных средств при проведении натурных испытаний для установления необходимых связей истинных и местных параметров потока. Они устанавливаются в носу самолета на выносной штанге и достаточно точно измеряют полное и статическое давления в пределах углов атаки и скольжения, равных ±10÷15°, а с помощью флюгеров достаточно точно измеряют угловое положение вектора скорости набегающего потока относительно связанных осей самолета.
Ограниченность применения такого датчика пилотажных параметров на самолетах в штатном варианте диктуется увеличением габаритов самолета за счет выноса датчика в невозмущенный поток с помощью носовой штанги. Кроме того, ограниченность применения этих датчиков обусловлена также нежелательным увеличением скосов потока относительно приемника воздушного давления за счет появления переносной скорости датчика относительно центра масс самолета при его вращении относительно связанных осей.
В этих датчиках предусмотрен обогрев приемника воздушного давления, обогрев же ЧЭ флюгеров, выполненных в виде плоских пластин не предусмотрен.
Исключением применяемости таких датчиков [6] являются коротко-фюзеляжные самолеты - истребители прошлого поколения. На них эти датчики устанавливаются на фюзеляже, впереди кабины летчика на высоком кронштейне. Отсутствие обогрева флюгеров датчиков могло быть оправдано коротким полетным временем, большими скоростями, вызывающими аэродинамический нагрев флюгеров, а также полеты на значительных высотах, на которых обледенение не наблюдается.
Однако современные требования диктуют для всех типов летательных аппаратов обязательность наличия противообледенительных средств, на
всех выносных (зондовых) элементах, предназначенных для измерения пилотажных параметров, в этой связи такие датчики также не устанавливаются на современных самолетах данного класса.
Задачей изобретения является создание датчика пилотажных параметров, удовлетворяющего этим требованиям.
Технический результат заключается в повышении точности измерения пилотажных параметров в части измерения углов атаки (скольжения) и обеспечения функционирования датчика в условиях возможного обледенения самолета.
Более подробно суть заявляемого технического решения поясняется чертежом.
На фигуре приведен чертеж внешнего вида предлагаемого датчика.
На чертеже обозначено:
1 - корпус;
2 - приемник воздушных давлений;
3 - элементы обогрева;
4 - пневмотрубопровод;
5 - противовес;
6 - ЧЭ флюгера.
С корпусом 1 сопряжен приемник воздушных давлений 2, предназначенный для восприятия полного и статического давлений. Приемник 2 содержит элементы обогрева 3 и пневмотрубопроводы 4, которые предназначены для передачи на измерительные устройства статического и полного давлений.
К размещенному в корпусе 1 валу флюгера, ориентированному перпендикулярно продольной оси приемника 2, жестко закреплен средней частью противовес 5, к которому также жестко закреплен ЧЭ флюгера 6. ЧЭ флюгера 6 выполнен в виде полого цилиндра, ось которого параллельна оси
противовеса 5 и перпендикулярна валу флюгера. В передней части ЧЭ флюгера 6, обращенной на встречу потоку, размещены элементы обогрева 3. Исполнение ЧЭ флюгера 6 в виде полой цилиндрической оболочки позволяет выполнить ее достаточно тонкой и легкой, что обеспечивает требуемые динамические характеристики. А размещение нагревательного элемента в его передней части по диаметру ЧЭ флюгера позволяет обеспечить простоту исполнения нагревательного элемента и подвод необходимой мощности к передней части ЧЭ флюгера для предотвращения обледенения его в полете.
С целью предотвращения возмущений, за счет срыва потока с утолщенной части передней кромки ЧЭ флюгера, вызванной размещением в ней элементов обогрева, и предотвращения влияния на флюгер этих возмущений, отношение длины 1 образующей поверхности ЧЭ флюгера к величине утолщения n передней его кромки выбрано из условия, что
l/n≥6÷10.
Местом установки заявляемого датчика пилотажных параметров предпочтительно является преимущественно передняя кромка крыла. Вынесенный за пределы пограничного слоя передней кромки крыла с помощью короткой штанги датчик находится существенно ближе по оси Х самолета к его центру масс. В этом случае переносная скорость датчика за счет вращения самолета относительно оси Z уменьшается, уменьшается и дополнительный скос потока по отношению к приемнику воздушных давлений, являющийся источником ошибок восприятия статического давления.
Функционирование предложенного датчика пилотажных параметров аналогично известным датчикам. При установке датчика на борту самолета ось приемника воздушных давлений ориентируется вдоль его оси X. При измерении угла атаки ось ЧЭ флюгера 6 всегда находится в плоскости, параллельной плоскости симметрии XY самолета, а при измерении угла скольжения - в плоскости, параллельной плоскости XZ самолета.
В полете приемник 2 воспринимает с передней своей части полное давление, а с боковой - статическое давление. ЧЭ флюгера 6 устанавливается в направлении набегающего потока под углом атаки или скольжения в зависимости от начальной установки датчика.
Пневматические сигналы с приемника 2 и электрические сигналы с преобразователей (на чертеже не показаны) углового положения ЧЭ флюгера 6 поступают в бортовые системы самолета.
Преимущество предложенного датчика пилотажных параметров с установкой его в передней части крыла по сравнению с фюзеляжными датчиками заключается в том, что приемник воздушных давлений находится в зоне с меньшим скосом потока и имеет соответственно меньшие ошибки в восприятии статического давления. Флюгер же устанавливается в направлении истинного угла атаки самолета, что практически исключает необходимость проведения многочисленных натурных испытаний, потребных для фюзеляжных датчиков для установления связей местного и истинного углов атаки самолета.
Преимущество предложенного датчика пилотажных параметров по сравнению с известными датчиками фюзеляжного типа с приемником воздушных давлений заключается в том, что он полностью удовлетворяет современным требованиям к зондовым средствам по обледенению, может быть использован для исследовательских целей, а главное может использоваться на самолете как штатное оборудование.
Выполнение ЧЭ флюгера в виде полой цилиндрической поверхности позволяет получить другое существенное преимущество по сравнению с ЧЭ флюгера, выполненным в виде плоской пластины. Продувки датчика с ЧЭ флюгера в виде пластины с практически оптимальными значениями длины «а» и высоты «в» и датчика с ЧЭ флюгера в виде полого цилиндра длиной «а» и диаметром ⌀=в при одинаковой величине ножки «l» от оси вала вращения
флюгера до передней кромки пластины (цилиндра), равной 1=2а, показали, что момент, развиваемый подъемной силой цилиндра при одинаковых условиях по скорости и углу атаки, в 1,42 раза больше момента, развиваемого подъемной силой пластины. Это позволяет в предложенном датчике уменьшить зону застоя флюгера и повысить точность измерения.
Датчик прост в изготовлении. Для его изготовления не требуется дефицитных материалов. Основные элементы приемника воздушных давлений и флюгера изготовлены из нержавеющей стали. В качестве измерителей углового положения флюгера могут использоваться, например, устройства потенциометрического типа или вращающиеся трансформаторы.
Источники информации:
1. Д.А.Браславский, Авиационные приборы - М.: Машиностроение, 1964, стр.297-299.
2. Патент США №3482445 МПК G 01 P 5/14, G 01 P 5/16, публ. 12.09.69 г.
3. Патент США №3443431 МПК G 01 P 5/14, G 01 P 5/16, публ. 13.05.69 г.
4. РСТ заявка №00/23775 МПК G 01 P 13/02, публ. 27.04.2000 г.
5. В.А.Боднер, Авиационные приборы, М.: Машиностроение, 1969, стр.342.
6. Датчики углов атаки и скольжения ДУАС. Техническое описание, инструкция по эксплуатации. М.: Машиностроение, 1968 г.