СВЕРХЗВУКОВОЙ ПРИЕМНИК ВОЗДУШНЫХ ДАВЛЕНИЙ

Заявленная полезная модель относится к бортовым средствам восприятия воздушных давлений на летательном аппарате.
Известен приемник полного давления [1], который может быть применен в качестве приемника воздушных давлений (т.е. измеряющего полное и статическое воздушные давления) и принятый в качестве прототипа. Существенным недостатком такой конструкции является невозможность восприятия статического давления с требуемой погрешностью на больших скоростях полета.
Сущность полезной модели заключается в следующем.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является разработка сверхзвукового приемника воздушных давлений с профилированной внешней поверхностью воспринимающей носовой части для уменьшения погрешности восприятия статического давления.
Технический результат заключается в уменьшении погрешности восприятия статического давления за счет предлагаемой профилированной внешней поверхности воспринимающей носовой части.
Указанный технический результат достигается тем, что воспринимающая носовая часть имеет внешнюю профилированную поверхность, описываемую полиномом четвертого порядка, которая обеспечивает минимальное нарастание коэффициента давления по длине профиля и создает необходимую переходную зону перед отверстиями отбора статического давления.
Сущность полезной модели поясняется следующими чертежами.
На фиг.1 представлен предлагаемый сверхзвуковой приемник воздушных давлений, где
1 - носовая воспринимающая часть с профилированной внешней поверхностью,
2 - переходная часть,
3 - части для отбора статического давления,
4 - конусная часть,
5 - державка, предназначенная для закрепления приемника на штанге или кронштейне летательного аппарата,
6 - дренажное отверстие,
7 - первый ряда отверстий отбора статического давления,
8 - второй ряд отверстий отбора статического давления,
l- длина приемника,
х - текущая координата,
d - диаметр приемника.
мест
На фиг.2 представлен график распределения давления на поверхности приемника при скорости набегающего потока М=2.5 (сверхзвуковое обтекание) и М=0.75 (дозвуковое обтекание), по оси абсцисс - относительная длина приемника  в процентах (отношение текущей координаты х к длине приемника l), по оси ординат - местное давление Р в Паскалях. Для наглядности на графике отмечены части 1-5 предлагаемого приемника воздушных давлений.
Работа предлагаемой полезной модели аналогична работе приемника полного давления и известной трубке Пито: поток, набегающий на приемник в его носовой воспринимающей части 1, тормозится в камере торможения воздуха и создает в камере торможения давление, которое передается по трубопроводу на борт летательного аппарата потребителям полного давления. Камера торможения и трубопроводы на фиг.1 не показаны. По величине полного давления по известным зависимостям определяют воздушную скорость летательного аппарата.
С помощью отверстий отбора статического давления 7 и 8, расположенных в части для отбора статического давления 3, производится отбор статического давления и передача его по трубопроводу (на фиг.1 трубопровод также не показан) потребителям статического давления на борту летательного аппарата. Соответственно по воспринятому статическому давлению по известным зависимостям определяют барометрическую высоту и другие высотно-скоростные параметры.
Дренажное отверстие 6, расположенное в переходной части 2, служит для удаления влаги и посторонних частиц из внутренней камеры торможения, из которой отбирается полное давление набегающего потока.
Установка указанного приемника воздушных давлений на борту летательного аппарата осуществляется на выносной штанге путем закрепления в державке 5, причем конусная часть 4 служит для сопряжения рабочих частей 1-3 приемника с державкой 5.
В соответствии с исследованиями специалистов NASA [2, 3] и специалистов ЦАГИ [4] наиболее подходящей формой воспринимающей носовой части дозвукового приемника полного давления является цилиндрическая форма, которая обеспечивает наименьшую угловую погрешность восприятия полного давления, для комбинированного приемника воздушных давлений рекомендуется оживальная форма воспринимающей части. Чаще всего на практике оживальная часть имеет вид радиуса большой величины, что отрицательно сказывается при больших скоростях набегающего потока на восприятии статического давления.
При расчете профиля внешней поверхности воспринимающей носовой части приемника воздушных давлений для скоростей полета от 0.2М до 2.5М решены следующие задачи.
1 Обеспечение восприятия статического давления с минимальной погрешностью при скорости потока меньше 0.85М (т.е. течение без образования местных скачков уплотнения) и углах скоса набегающего потока от 0 до±25°. Задача решена применением профиля с минимальным нарастанием коэффициента давления (т.е. отношение разности местного давления и давления невозмущенного потока к скоростному напору) на профиле и созданием необходимой переходной зоны перед отверстиями статического давления с нулевым градиентом давления.
2 Обеспечение плавного нарастания местной скорости звука на профиле с образованием устойчивого косого скачка уплотнения на передней кромке приемника при скорости от 0.85М до 1.05М. При изменении режима обтекания минимум давления изменяется по величине и перемещается по кривой профиля, т.е. изменяется и величина критического числа Маха [5].
3 Исключение появления местных скачков на всем протяжении наружного контура приемника, т.е. отсутствие местных зон возмущения.
5
6
Для предлагаемого приемника воздушных давлений расчет профиля внешней поверхности воспринимающей носовой части осуществлялся при числах Рейнольдса от 0.7-10 до 1.0-10 с учетом решения указанных ранее задач. В общем виде профиль внешней поверхности воспринимающей носовой части описывается полиномом четвертого порядка следующего вида:
где
r - текущий радиус осесимметричного приемника воздушных давлений;
1
2
3
4
5
k, k, k, k, k - коэффициенты полинома;
- относительное расстояние от начала носовой воспринимающей части приемника воздушных давлений (текущая координата х, отнесенная к общей длине приемника l).
1
2
3
4
5
Коэффициенты k, k, k, k, k зависят от геометрических размеров приемника (в значительной степени коэффициенты зависят от диаметра приемника d и в малой степени от общей длины приемника l) и их значения лежат в пределах от минус 0.5 до 0.5 диаметра приемника d.
1
2
3
4
5
Для варианта предлагаемого приемника воздушных давлений (k=0.2969d, k=-0.126d, k=-0.3516d, k=0.2843d, k=-0.1015d и d=16 мм) на фиг.2 приведены полученные результаты в виде распределения давления вдоль предлагаемого приемника:
- при дозвуковом обтекании погрешность восприятия статического давления не превышает для первого ряда отверстий 7 0.002% от скоростного напора (практически статическое давление невозмущенного потока), для второго ряда отверстий 8 - 0.04%;
- при сверхзвуковом обтекании погрешность восприятия статического давления не превышает для отверстий 7 (первый ряд) 1%, для отверстий 8 (второй ряд) - 0.07%.
Таким образом, для восприятия статического давления при дозвуковом обтекании наименьшая погрешность восприятия статического давления достигается при использовании первого ряда отверстий отбора статического давления 7, а при сверхзвуковом обтекании - второго ряда отверстий 8.
Источники информации:
1 Патент США № 5331849, G01P 5/165, 26.07.1994 г.
2 Технический отчет NASA Technical Report 1303 "Wind-tunnel investigation of a number of total-pressure tubes at high angles of attack subsonic, transonic and supersonic speeds" by William Gracey, 1956 г.(«Экспериментальное исследование конструкции приемников полного давления в аэродинамических трубах при больших углах атаки на дозвуковых, околозвуковых и сверхзвуковых скоростях»).
3 NASA Reference Publication 1046 "Measurement of Aircraft Speed and Altitude" by William Gracey, 1980 г.(«Измерение высоты и скорости летательного аппарата»).
4 Петунин А.Н. «Методы и техника измерений параметров газового потока» М.: Машиностроение, 1972 г.
5 Д.М.Прицкер, Г.И.Сахаров «Аэродинамика», М.: Машиностроение, 1968 г.