СИСТЕМА ПРИЕМНИКОВ ВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯ Российский патент 2004 года по МПК G01P5/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам измерения давления воздуха за бортом самолета.

Известны системы приемников воздушного давления в виде выносной носовой штанги и установленных на фюзеляже самолета на специальном кронштейне (см., например, патент США №4434668 по кл. 73-212 и патент Великобритании №1118793 по кл. G 01 R).

Наиболее близкой конструктивно и по техническим характеристикам, принятой за прототип, является система приемников воздушного давления (ПВД), установленная, например, на самолете МиГ-29 (см. Руководство по технической эксплуатации самолета МиГ-29 № ГК-473. раздел “Система полного и статического давления”, стр. 119) и содержащая приемники полного и статического давления, расположенные на выносных носовых штангах, пневмотракты с влагоотстойниками и потребители воздушного давления.

Недостатком указанной системы являются выступающие в носовой части самолета штанги ПВД, легко ломающиеся на земле, а также ухудшающие обтекание самолета воздушным потоком, что приводит к ухудшению аэродинамических характеристик и искажению диаграммы направленности антенны бортовой радиолокационной станции.

Цель изобретения - устранение указанных недостатков путем улучшения аэродинамических характеристик самолета и улучшения условий работы бортовой радиолокационной станции, размещенной в носовой части самолета.

Эта цель достигается тем, что система приемников воздушного давления содержит приемники полного и статического давления, пневмотракты с влагоотстойниками и потребители воздушного давления, причем каждый приемник статического давления выполнен в виде установленной на боковой поверхности фюзеляжа самолета справа и слева пластины с отверстиями, к которым прикреплены штуцеры со шлангами для соединения с потребителями воздушного давления. На пластинах размещены в заданном месте аэродинамические компенсаторы полуцилиндрической формы. Каждый приемник полного давления установлен на верхней поверхности носовой части фюзеляжа самолета симметрично справа и слева в заданном месте.

Сущность изобретения поясняется чертежами:

фиг.1 - размещение приемников воздушного давления на самолете;

фиг.2 - приемник статического давления;

фиг.3 - компенсатор аэродинамических погрешностей;

фиг.4 - принципиальная схема системы приемников воздушного давления;

фиг.5 - компенсация аэродинамических погрешностей.

Приемники полного давления 1 (фиг.1) размещаются симметрично на верхней поверхности фюзеляжа 4 самолета на специальных кронштейнах 2 аэродинамической формы, высота и место расположения которых выбираются из условия минимизации погрешностей восприятия полного давления по результатам продувочных экспериментов в специальных аэродинамических трубах.

Приемники статического давления 3 размещаются симметрично на внутренних поверхностях фюзеляжа 4 самолета, имеющих соответствующие отверстия 5. На наружной поверхности фюзеляжа крепятся панели 6 с полированными внешними плоскостями и соответствующими отверстиями 5. На некотором расстоянии от этих отверстий устанавливаются аэродинамические компенсаторы 7. Поверхность панели 6 полируется для того, чтобы исключить влияние шероховатостей поверхности фюзеляжа 4 самолета на обтекание его воздушным потоком.

Приемники статического давления (фиг.2) представляют собой пластину 8, на которой закреплены с помощью сварки три штуцера угловой формы 9. Угловая форма штуцеров 9 определяется тем, что их хвостовые части с “елочкой” выходят в зону кабин и к ним крепятся резиновые трубки “дюриты” 10, монтаж которых необходимо вести вдоль внутренней поверхности обшивки фюзеляжа 4 самолета.

Компенсатор аэродинамических погрешностей 7 (фиг.3) представляет собой полуцилиндр 11, в тело которого запрессованы шпильки 12. Компенсаторы 7 крепятся к панелям 6 с помощью шпилек 12 и навинчиваемых на них с внутренней стороны фюзеляжа 4 гаек 13.

На принципиальной схеме системы приемников воздушного давления (фиг.4) показано соединение приемников полного давления 14 и приемников статического давления 15 через кран ПВД 16 с мембранно-анероидными приборами 1-й кабины 17, 18, 19, 20 и 2-й кабины 21, 22, 23, 24, а также датчиками 25, 26, 27 и системой воздушных сигналов 28 и через осреднитель воздушных давлений 29, выполненный по а.с. №263495, с 4-канальной комплексной системой управления 30.

Сущность компенсации аэродинамических погрешностей поясняется фиг.5. При обтекании компенсатора 7, расположенного на расстоянии R от отверстия 5 приемника ПСД, плоскопараллельным потоком 32 компоненты скорости в любой точке потока могут быть определены дифференцированием потенциала скоростей Vп результирующего потока.

В полярных координатах потенциал результирующего потока имеет вид:

где Vп - скорость набегающего потока;

Rк - радиус компенсатора;

R - текущий радиус или расстояние компенсатора от приемного отверстия приемника статического давления;

θ - угол, составленный направлением потока и текущим радиусом. Компоненты скорости в любой точке результирующего потока определяются с помощью следующих выражений:

где Vr - проекция скорости на направление текущего радиуса;

Vs - проекция скорости на направление, перпендикулярное к текущему радиусу.

Знак "минус" в формуле (2) указывает на то, что направление скорости потока обратно положительному направлению отсчета угла θ. Для той точки обшивки фюзеляжа, где находится входное отверстие приемника ПСД (угол θ=180°) составляющие вектора скоростей будут иметь вид:

Местная скорость набегающего потока при обтекании приемника уже содержит аэродинамическую ошибку и равна (Vп+ΔV), следовательно:

Установка компенсатора 7 позволяет скорректировать местную скорость таким образом, что она будет равна скорости набегающего потока Vп, т.е. Vr=Vп, тогда:

Отсюда можно определить расстояние, на котором должен устанавливаться компенсатор, по формуле:

По своим характеристикам аэродинамический компенсатор 7 должен удовлетворять альтернативным требованиям: с одной стороны, радиус его не может быть большим, чтобы не ухудшать аэродинамические характеристики самолета, и, следовательно, нецелесообразно удалять на значительное расстояние компенсатор 7 от приемного отверстия 5 приемника ПСД, с другой стороны, устанавливать его на минимальном расстоянии также нецелесообразно из-за возникающих трудностей при конструктивном выполнении крепления компенсатора 7 при слишком малом его радиусе.

Наиболее оптимальным радиусом для компенсатора является Rк=8 мм, например, для самолета МиГ-АТ. С использованием значений аэродинамических погрешностей приемника ПСД, полученных в летных испытаниях самолета МиГ-АТ, определено расстояние компенсатора от отверстия приемника ПСД, равное R=40 мм.

Сравнивая полученные в летных испытаниях значения аэродинамических погрешностей приемников ПСД с компенсаторами и без компенсаторов с нормами, указанными в ОСТ 00762-75 “Системы статического и полного давлений для питания мембранно-анероидных приборов”, можно сделать вывод об эффективности компенсаторов.

Таким образом, система ПВД самолета может быть построена следующим образом:

- два приемника полного давления, устанавливаемые симметрично на верхней поверхности носовой части фюзеляжа самолета;

- фюзеляжные приемники ПСД, имеющие по 3 приемных отверстия для обеспечения всех потребителей системы ПВД статическим давлением. Причем, пара приемников ПСД, расположенных симметрично в районе 2-й кабины, приемные отверстия которых попарно закольцованы (как того требует ОСТ 00762-75), рассматривается в качестве источника статического давления основной системы ПВД. Пара приемников ПСД, расположенных симметрично в районе 1-й кабины, рассматривается в качестве источника статического давления резервной системы ПВД;

- кран ПВД во 2-й кабине снимается и управление системой ПВД осуществляется только из 1-й кабины.

Предлагаемая конфигурация системы ПВД на самолете таким образом обеспечит оптимальные точностные характеристики погрешностей приемников воздушного давления и позволит улучшить аэродинамические характеристики самолета и разместить антенну бортовой радиолокационной станции в носовой части самолета.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам измерения давления воздуха за бортом самолета. Система приемников воздушного давления самолета содержит приемники полного и статического давления, в которой приемники статического давления выполнены в виде пластины с отверстиями, установленной на боковой поверхности справа и слева фюзеляжа самолета. На пластине укреплен аэродинамический компенсатор полуцилиндрической формы. Место расположения и размер компенсатора рассчитывается конкретно для каждого самолета. Приемник полного давления установлен на верхней поверхности носовой части фюзеляжа самолета симметрично справа и слева. Конкретно место его размещения подбирается экспериментально для каждого типа самолета. Технический результат – возможность улучшить аэродинамические характеристики самолета и условия работы бортовой радиолокационной станции, а также устранит возможность поломки выступающей штанги. 5 ил.

Система приемников воздушного давления самолета, содержащая приемники полного и статического давления, пневмотракты с влагоотстойниками и потребители воздушного давления, отличающаяся тем, что каждый приемник статического давления выполнен в виде установленной на боковой поверхности справа и слева фюзеляжа самолета пластины с отверстиями, к которой прикреплены штуцеры для соединения с потребителями воздушного давления, причем на пластине размещен аэродинамический компенсатор полуцилиндрической формы, а каждый приемник полного давления установлен на верхней поверхности носовой части справа и слева фюзеляжа самолета.