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 летательных аппаратах, 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 за счет отбора давлений из приемных отверстий на цилиндрической поверхности приемника выполненных под углом 45° навстречу потоку. Для восприятия полного давления используется известная трубка Пито, располагаемая в камере торможения потока.
Для приемника подобной конструкции по данным заключения отчета NASA [2] диапазон измерения полного давления лежит в пределах углов скоса потока ±63°, однако такие приемники не получили широкого распространения в силу возникающих сложностей в эксплуатации -затруднен обогрев такого приемника, возможно загрязнение посторонними частицами.
Известен другой приемник воздушных давлений с компенсацией восприятия статического давления патент США №4378697 [3], предназначенный для установки на самолеты с целью измерения статического и полного давления. Статическое давление отбирается по двум каналам. Отверстия отбора статического давления подбираются на волнистой поверхности в зависимости от места установки приемника на борту самолета. Воспринимающая часть данного приемника имеет узкое входное отверстие, за счет чего, согласно заключению отчета NASA [2], указанный приемник способен воспринимать полное давление без ошибок лишь до углов скоса потока ±19°. Таким образом, в данном приемнике реализована лишь компенсация восприятия статического давления.
Известен приемник статического и полного давлений преимущественно для вертолетов с компенсацией восприятия статического давления патент №66059 [4], принятый за прототип, предназначенный для восприятия статического и полного давления на борту вертолетов. Данный приемник имеет цилиндрическую воспринимающую часть с приемным отверстием, отверстия отбора статического давления, расположенные на компенсационном участке, державку, трубопровод статического давления, трубопровод полного давления, элементы обогрева приемника. Отверстия отбора статического давления, выполненные на компенсационном участке, позволяют компенсировать аэродинамические искажения по восприятию статического давления с определенной величиной. Величина аэродинамической компенсации  является постоянной величиной и не зависит от скорости набегающего потока.
, где
m
P - статическое давление, измеренное приемником;
P - статическое давление невозмущенного потока (атмосферное барометрическое давление);
2
q=ρ·V/2- скоростной напор;
ρ - плотность воздуха;
V - скорость потока.
Рассматриваемый приемник нацелен на компенсацию восприятия только статического давления, что ведет к уменьшению погрешности измерения высоты полета и к увеличению погрешности измерения скорости в условиях воздействия индуктивного потока.
Воздействие индуктивного потока от несущего винта вертолета сводится к тому, что полезный сигнал (продольная составляющая скорости набегающего потока на приемник воздушных давлений) суммируется с индуктивным потоком от несущего винта (вертикальная составляющая скорости набегающего потока, достигающая величин порядка 70 км/ч в зависимости от типа вертолета), вследствие чего угол между продольной осью приемника и вектором скорости суммарного набегающего потока изменяется приблизительно от нулевых (на режиме горизонтального полета) до 90° (режим висения). Таким образом, выделение полезного сигнала на фоне значительных помех (индуктивный поток) является сложной задачей, которая в прототипе решена только для одного параметра - высоты полета.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является создание приемника статического и полного давлений преимущественно для вертолетов с более широкими возможностями аэродинамической компенсации восприятия давлений в условиях воздействия индуктивного потока от несущего винта вертолета.
Технический результат заключается в повышении точности измерения статического и полного давления в условиях воздействия индуктивного потока от несущего винта вертолета.
Указанный технический результат достигается тем, что заявляемый приемник, содержащий цилиндрическую воспринимающую часть с приемным отверстием, имеющем угол скоса к продольной оси приемника, отверстия отбора статического давления, расположенные по окружности на компенсационном контуре, имеющем цилиндрическую поверхность или профилированную поверхность, причем одно отверстие отбора статического давления используется и как дренажное, а другие отверстия выполнены под углом к продольной оси приемника в продольной плоскости сечения приемника и под углом к вертикальной оси симметрии приемника в поперечной плоскости сечения, державку, трубопровод статического давления, трубопровод полного давления, а также элементы обогрева приемника. Угол скоса цилиндрической воспринимающей части с приемным отверстием выбирается из диапазона от 40 до 90 градусов в зависимости от типа летательного аппарата и места установки на борту, а требуемые углы для выполнения отверстий статического давления выбираются в зависимости от распределения давления по поверхности приемника.
Особенностью заявляемого технического решения является то, что отверстия статического давления, расположенные по окружности на компенсационном контуре, имеющем цилиндрическую поверхность или профилированную поверхность, разнесены под углом от 5 до 90 градусов к вертикальной оси симметрии приемника, а одно отверстие приемника расположено строго вниз для удаления посторонних частиц из камеры статического давления.
Сущность предлагаемой полезной модели поясняется следующими чертежами.
На фиг.1 показан предлагаемый приемник полного и статического давлений преимущественно для вертолета. Приемник состоит из цилиндрической воспринимающей части с приемным отверстием 1, в которой, как и у известных приемников, размещена камера торможения потока (не показана), отверстий отбора статического давления 2, расположенных по окружности на компенсационном контуре 3 и сообщающихся с камерой статического давления (не показана). Камера торможения потока соединена с трубопроводом полного давления 4, а камера статического давления соединена с трубопроводом статического давления 5. Так же предлагаемый приемник имеет электрические провода 6 для электронагревательного элемента приемника, предназначенного для предотвращения его от обледенения. Приемник заканчивается державкой 7, которая предназначена для закрепления приемника на штанге или кронштейне летательного аппарата.
На фиг.1 вид А показано расположение осей отверстий отбора статического давления 3 по окружности в плоскости поперечного сечения приемника на расстоянии «а» от начала цилиндрической воспринимающей части с приемным отверстием 1. Угол между вертикальной осью симметрии приемника и осями отверстий θ меняется в диапазоне от 5 до 90 градусов и зависит от количества отверстий на окружности и необходимого уровня компенсации статического давления. Для упрощения понимания здесь и далее приемник содержит три отверстия отбора статического давления (однако в зависимости от требуемого уровня компенсации их количество может быть увеличено до 8 в соответствии с приведенной далее методикой компенсации). Оси двух верхних отверстий разведены по окружности от верхней точки вертикальной оси симметрии приемника на угол θ. На фиг.1 вид Б оси отверстий выполнены в продольной плоскости приемника под углом φ, меняющимся в диапазоне от 45 до 135 градусов относительно продольной оси приемника.
На фиг.2 представлен график распределения коэффициента статического давления для предлагаемого приемника в плоскости поперечного сечения в месте расположения отверстий отбора статического давления на расстоянии «а» от приемного отверстия для углов скоса набегающего потока 0°, 30°, 60°, 90°. Начало координат соответствует верхней точке приемника согласно фиг.1 вид А.
На фиг.3 представлен график коэффициента статического давления для прототипа и предлагаемого приемника в зависимости от угла скоса набегающего потока для трех вариантов: отверстия статического давления расположены под углом φ, равным 45°, 90°, 135° относительно продольной оси приемника в продольной плоскости.
На фиг.4 представлен график коэффициента полного давления для прототипа и предлагаемого приемника. Поскольку восприятие полного давления одинаково для трех вариантов (отверстия под углом φ, равным 45°, 90°, 135° относительно продольной оси приемника в продольной плоскости), то приведен только один график для предлагаемого приемника.
На фиг.5 представлен график измерения высоты полета для прототипа и предлагаемого приемника в зависимости от угла скоса набегающего потока для трех вариантов: отверстия статического давления расположены под углом φ, равным 45°, 90°, 135° относительно продольной оси приемника в продольной плоскости.
На фиг.6 представлен график измерения скорости полета для прототипа и предлагаемого приемника в зависимости от угла скоса набегающего потока для трех вариантов: отверстия статического давления расположены под углом φ, равным 45°, 90°, 135° относительно продольной оси приемника в продольной плоскости.
Работа предлагаемой полезной модели аналогична работе известной трубке Пито-Прандля: набегающий поток воздуха создает в камере торможения, расположенной в цилиндрической воспринимающей части с приемным отверстием 1, давление, которое передается по трубопроводу полного давления 4 на борт летательного аппарата потребителям. Далее набегающий поток, обтекающий трубку, создает давление в камере статического давления (на фиг.1 не показано) через отверстия статического давления 2, расположенные на компенсационном контуре 3 и по трубопроводу статического давления 5 передается потребителям статического давления. Расположение отверстий отбора статического давления под углом (как в продольной, так и в поперечной плоскости) позволяет производить отбор требуемого давления в соответствии с распределением давления по поверхности приемника.
По известным зависимостям, приведенным ниже, определяют высоту и приборную скорость.
В соответствии с [5], [6], [7] высота полета и приборная скорость определяются по следующим зависимостям:
, [м],
стат
где P - статическое давление, измеренное приемником, [Па].
, [км/ч],
полн
где Р - полное давление, измеренное приемником, [Па].
Как видно из приведенных выше зависимостей, погрешность измерения высоты полностью определяется погрешностью восприятия статического давления, а погрешность измерения скорости определяется погрешностями восприятия статического и полного давлений. Как указывалось ранее, в рассматриваемых приемниках реализована компенсация восприятия только статического давления, что отрицательно сказывается на измерении скорости, поскольку скомпенсированное статическое давление используется при вычислении скорости полета. Если одновременно с компенсацией восприятия статического давления выполнять компенсацию восприятия полного давления, то происходит уменьшение погрешности измерения, как высоты полета, так и скорости.
В соответствии с исследованиями специалистов NASA [2] и специалистов ЦАГИ [8] при выполнении скоса приемного отверстия воспринимающей части приемника угловая характеристика восприятия полного давления смещается на величину, приблизительно равную углу скоса приемного отверстия воспринимающей части.
Исходя из вышеприведенного, угол скоса приемного отверстия воспринимающей части выбран следующим образом: на угловую характеристику приемника, не имеющего скос приемного отверстия, накладывали, полученный в ходе эксперимента, график зависимости продольной скорости от угла скоса набегающего потока на приемник (фактически отношение продольной составляющей к суммарной скорости набегающего потока). Далее производили смещение угловой характеристики приемника таким образом, чтобы в среднем угловая характеристика была максимально приближена к зависимости продольной скорости от угла скоса набегающего потока. Требуемый угол скоса приемного отверстия цилиндрической воспринимающей части приемника есть разность между прямым углом и смещением угловой характеристики. Фактически угол скоса приемного отверстия цилиндрической воспринимающей части приемника выбирается из диапазона от 40 до 90 градусов и зависит от типа летательного аппарата, режимов его полета, и, конечно же, от места установки на борту.
Для измерения высоты полета отверстия статического давления, расположенные по окружности на компенсационном контуре выполнены таким образом, чтобы два и более отверстий отбора статического давления были в верхней части приемника и разведены по окружности на угол θ. Как видно из графика фиг.2, нулевой коэффициент давления находится в верхней части приемника при угле θ=37° (фиг.1 вид А). Расположение двух и более отверстий в данных местах позволяет определять высоту полета летательного аппарата с минимальной погрешностью восприятия статического давления. Как было сказано ранее, как минимум одно отверстие внизу необходимо для эффективного удаления посторонних частиц из камеры статического давления.
Однако, как видно из графика фиг.2, при угле 180° местное давление зависит от угла скоса потока и достигает величин  В связи с этим, возникает движение воздуха из области высоких давлений (верхние отверстия) в область низких давлений (нижнее отверстие), а для компенсации уменьшения давления в камере статического давления необходимо переместить верхние отверстия отбора статического давления в область повышенного статического давления. В целом должен соблюдаться баланс масс, который в первом приближении можно оценить как расход воздуха через верхние и нижнее отверстия по следующим зависимостям:
1
2
2·Q-Q=0
и
1
где Q - расход воздуха через верхнее отверстие;
2
Q - расход воздуха через нижнее отверстие;
1
2
µ - коэффициент расхода, который равен по различным источникам 0.6÷0.7, можно принять одинаковым для расчета расходов Q и Q;
1
2
S и S - площади поперечного сечения верхнего и нижнего отверстия соответственно;
ρ - плотность воздуха;
1
Р - давление на входе верхнего отверстия;
2
Р - давление в камере статического давления;
3
Р- давление на выходе нижнего отверстия.
Как видно из приведенного выражения, расход зависит от перепада давлений и от диаметра отверстий (площадь поперечного сечения) при прочих равных условиях. Таким образом, можно не только перемещать отверстия отбора статического давления, а еще изменением диаметра отверстий добиться требуемой характеристики восприятия статического давления от угла скоса и скорости набегающего потока.
Еще один путь корректировки угловой характеристики восприятия статического давления - изменение угла между осями отверстий и продольной осью приемника, как решено в [1]. Изначально указанный угол φ составляет 90°, т.е. отверстия выполнены перпендикулярно продольной оси приемника. Как видно из графиков фиг.3, при изменении угла наклона отверстий к продольной оси приемника, можно получить требуемую характеристику восприятия статического давления от угла скоса потока.
Приведенные графики на фиг.2-6, соответствуют приемнику с приведенными ниже параметрами: расстояние от приемного отверстия приемника до отверстий отбора статического давления, расположенных на компенсационном контуре а=57 мм, диаметр цилиндрической воспринимающей части d=15 мм, диаметр отверстий отбора статического давления d=1.5 мм, угол скоса воспринимающей части приемного отверстия равен α=80° (фиг.1), угол θ=25° (вид А фиг.1), угол φ=90° (вид Б фиг.1).
На графике фиг.3 коэффициент статического давления предлагаемого приемника (угол наклона отверстий отбора статического давления равен 90°) остается приблизительно равным нулю вплоть до угла скоса потока 55°.
На графике фиг.4 видно смещение угловой характеристики на 10°, что соответствует углу скоса α=80°.
Как видно из графика фиг.5 прототип позволяет измерить высоту полета с абсолютной погрешностью от минус 9 до минус 4 м, а предлагаемый приемник позволяет измерить высоту с погрешностью менее 3 м во всем диапазоне углов скоса потока и менее 1 м в диапазоне углов скоса потока от 0 до 60°.
Из приведенных графиков измерения продольной скорости прототипом и предлагаемым приемником на фиг.6, видно, что скос носовой воспринимающей части позволяет приблизить измеряемую скорость к истинному значению, а дополнительное изменение угла наклона отверстий отбора статического давления позволяет скорректировать измерение скорости.
Для компенсации местного подпора статического давления в месте установки на борту летательного аппарата предлагается использовать компенсационный контур в соответствии с [4], а дальнейшую корректировку характеристик восприятия полного и статического давлений в условиях воздействия индуктивного потока проводить по приведенной выше методике.
Таким образом, поставленная задача - создание приемника статического и полного давлений с аэродинамической компенсацией восприятия давлений решена и, как показано, данный приемник обладает более широкими возможностями аэродинамической компенсации по сравнению с прототипом.
Источники информации
1 Патент США №3443431, НКИ Кл. 73-178, опубл. 13 мая 1969 г.
2 Технический отчет NASA «Экспериментальное исследование конструкции приемников полного давления в аэродинамических трубах при больших углах атаки на дозвуковых, околозвуковых и сверхзвуковых скоростях» (Technical Report 1303 “Wing-tunnel investigation of a number of total-pressure tubes at high angles of attack subsonic, transonic and supersonic speeds” by William Gracey), 1956 г.
3 Патент США №4378697, МКИ G01Р 5/165, опубл. 05.04.1983 г.
4 Приемник статического и полного давлений преимущественно для вертолетов, ОАО «УКБП», №66059 от 26.10.2006 г.
5 ГОСТ 4401-81 «Атмосфера стандартная. Параметры»
6 ГОСТ 3295-73 «Таблицы гипсометрические для геопотенциальных высот до 50000 м. Параметры»
7 ГОСТ 5212-74 «Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч»
8 Петунии А.Н. «Методы и техника измерений параметров газового потока» М.: Машиностроение, 1972 г.