Настоящее изобретение относится к конструкции измерительного преобразователя, предназначенного для измерения параметров воздуха или потока, например для измерения давления, на обращенной навстречу потоку наружной поверхности обтекаемого тела, которым может быть самолет или в более общем случае летательный аппарат либо любое иное тело, обтекаемое набегающим на него потоком, такое как крыло, а также к летательному аппарату, оснащенному измерительным преобразователем такой конструкции.
До настоящего времени для измерения параметров воздуха, соответственно воздушного потока на самолетах обычно использовались внешние датчики или приемники воздушного давления, особое преимущество которых состоит в их дешевизне и конструктивной простоте, что позволяет устанавливать их практически в любом требуемом месте. Еще одно преимущество таких датчиков состоит в том, что при соответствующем их размещении на фюзеляже самолета требуются лишь сравнительно небольшие затраты на компенсацию локального влияния, оказываемого на них со стороны набегающего воздушного потока. Вместе с тем подобные внешние датчики обладают во многих случаях и целым рядом недостатков, которые приобретают особое значение по мере развития авиационной техники и разработки самолетов новых типов. Так, в частности, такие датчики не обладают достаточно высокой способностью выдерживать термические нагрузки, характерные для диапазона гиперзвуковых скоростей. В диапазоне же обычных скоростей полета и при применении в военной авиации возникают проблемы, которые в отличие от радиолокаторов присущи внешним датчикам и которые связаны с возможностью регулирования температуры датчиков, с обеспечением их электромагнитной совместимости (ЭМС) и стойкости к ударам молнии, а также с их комплексными характеристиками. Помимо этого всегда существует риск обледенения внешних датчиков, что отрицательно сказывается на надежности самолета и безопасности полета. Кроме того, под установку внешних датчиков требуется предусматривать сравнительно большое пространство, поскольку в их состав должны входить и иные компоненты, предназначенные для предварительной и окончательной обработки сигналов, а также для подогрева самих датчиков. Помимо этого внешние датчики позволяют измерять угол атаки лишь в ограниченном диапазоне. По этой причине с помощью внешних датчиков невозможно с достаточно высокой точностью определить фактический режим полета и фактическое положение, например, тех самолетов, при взлете и при посадке которых или при участии которых в воздушном бою углы атаки могут принимать большие значения.
Исходя из вышеизложенного, в основу настоящего изобретения была положена задача разработать конструкцию измерительного преобразователя (датчика), устанавливаемого на обтекаемом теле, а также разработать принцип его размещения на обтекаемом теле с целью устранить рассмотренные выше недостатки.
Указанная задача решается согласно изобретению с помощью отличительных признаков независимых пунктов формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения приведены в соответствующих зависимых пунктах формулы.
Ниже изобретение более подробно рассмотрено со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:
на фиг.1 - продольный разрез носовой части фюзеляжа самолета со схематичным изображением, выполненного по одному из вариантов измерительного преобразователя предлагаемой в изобретении конструкции, а также конструктивных элементов, предназначенных для его встраивания в конструкцию самолета или в конструктивный элемент,
на фиг.2 - продольный разрез измерительного преобразователя предлагаемой в изобретении конструкции с детальным изображением его компонентов, выполненного по одному из вариантов, и
на фиг.3 - вид спереди измерительного преобразователя предлагаемой в изобретении конструкции, выполненного по одному из вариантов.
На фиг.1 показан конструктивный элемент 1 предлагаемой в изобретении конструкции 2 измерительного преобразователя, используемого в самолете, при этом такой конструктивный элемент представляет собой прежде всего переднюю часть носовой части фюзеляжа самолета, например переднюю часть обтекателя антенны. Однако таким конструктивным элементом 1 могут служить и иные элементы конструкции самолета, которые обращены навстречу прежде всего воздушному потоку. В более общем случае подобный конструктивный элемент может представлять собой элемент конструкции обтекаемого тела, т.е. подвергающегося воздействию потока тела, которое может применяться в любой из возможных областей техники для измерения параметров потока жидкости или газа, в частности воздуха. В общем случае текущая среда может находиться в газообразном, как, например, воздух, или жидком, как, например, вода или масло, агрегатном состоянии.
Наружная поверхность конструктивного элемента 1 с последовательно расположенными участками 21 и 22 может быть образована поверхностями тел правильной геометрической формы, например конуса, или тел неправильной формы, т.е. тел с произвольной формой поверхности, либо тел комбинированной формы, образованной сочетанием поверхностей правильной и неправильной форм.
Конструктивный элемент 1 имеет наружную оболочку 3 с несколькими распределенными в осевом и в радиальном направлениях измерительными отверстиями 5. При этом такие измерительные отверстия 5 представляют собой прецизионные отверстия, т.е. отверстия особо высокой точности. Внутри конструктивного элемента 1 проходит большое число проходных линий или каналов 7, например в виде капилляров, каждый из которых отходит от одного из измерительных отверстий 5. Эти проходные каналы сходятся в опорном элементе 9, расположенном внутри конструктивного элемента 1, при этом одним из концов эти пропускные каналы 7 герметично подсоединены к опорному элементу 9. От опорного элемента 9 отходит по меньшей мере один соответствующий пневматический канал 11 передачи давления, идущий к системе 13 преобразования давления, в которой передаваемое по проходным каналам 7 давление преобразуется в электрические величины.
От системы 13 преобразования давления отходят линии, ведущие к системе 15 обработки данных, в которой действующее локально у каждого из измерительных отверстий 5 давление или другие параметры потока преобразуются в определяемые параметры воздуха. Эти линии (не показаны) могут быть выполнены в виде линий передачи аналоговых сигналов или данных или же в виде линий передачи цифровых данных. В последнем случае необходимо предусмотреть соответствующие передающие и приемные устройства. При этом, учитывая необходимость поддерживать частоту опроса (дискретизации) на достаточном высоком уровне, для передачи цифровых данных можно также использовать световоды. Очевидно, что с увеличением частоты опроса повышается и разрешающая способность, благодаря чему обеспечивается требуемая точность измерения давления.
Измерительные отверстия 5 имеют в сечении круглую форму или форму иных плоских фигур, при этом, однако, все эти отверстия имеют примерно одинаковую площадь поперечного сечения. При круглом сечении измерительных отверстий площадь поперечного сечения каждого из них составляет от 0,03 до 30 мм2. При этом диаметр каждого из круглых в поперечном сечении измерительных отверстий предпочтительно составляет от 1 до 1,8 мм. При использовании измерительных отверстий, которые в сечении имеют форму иной плоской фигуры, площадь поперечного сечения каждого из таких измерительных отверстий предпочтительно составляет от 0,8 до 2,6 мм2. Кромки измерительных отверстий могут быть закруглены по радиусу, величина которого составляет максимум 0,1 мм, а допуск на ширину, соответственно длину или диаметр поперечного сечения измерительных отверстий составляет 0,1 мм.
Наружная оболочка 3 выполнена из нескольких различных материалов с целью согласовать между собой теплопроводность на отдельных, если смотреть по ходу (внешнего) потока от вершины 20 конструктивного элемента 1, участках этой наружной оболочки 3, что позволяет отрегулировать распределение температуры в соответствии с требуемым характером (профилем) изменения тепловой энергии по различным зонам конструкции. Первый, или передний, участок 21, расположенный у вершины 20 или на обращенном навстречу потоку конструктивном элементе, выполнен из сплава металлов, который при попадании в него молнии исключает недопустимое изменение поверхностной структуры (например, локальное расплавление поверхности, соответственно заплавление измерительных отверстий). Сохранение первым участком 21 его предусмотренных изобретением функциональных свойств обеспечивается помимо прочего за счет испарительного охлаждения поверхности в результате испарения определенных легирующих элементов или за счет создаваемого молнией магнитного воздействия на поверхность, что обеспечивается благодаря применению пригодных для этой цели ферромагнитных материалов. С целью обеспечить испарительное охлаждение поверхности в результате испарения определенных легирующих элементов сплава в качестве материала несущей конструкции на первом участке 21 применяются конструкционные материалы на основе вольфрама с такими легирующими добавками, как медь, никель, железо, кобальт, которые вводят в сплав в достаточном количестве и которые соответствующим образом распределены в несущей конструкции. При ударе молнии подобные легирующие добавки испаряются, благодаря чему предотвращается повышение температуры несущей конструкции до слишком высокого уровня, и тем самым форма измерительных отверстий и всей конструкции в целом остается неизменной. Наряду со стойкостью к ударам молнии конструкционный материал, используемый для изготовления участка 21, должен обладать высокой теплопроводностью. В том случае, если конструктивный элемент 1 является носовой частью фюзеляжа, то предпочтительно, чтобы количество измерительных отверстий 5 на первом участке 21, распределенных при этом в его осевом и окружном направлениях (фиг.2 и 3), составляло от пяти до двадцати.
Наружная оболочка 3 на втором ее участке 22, который, если смотреть по ходу потока, расположен в осевом направлении за первым ее участком 21, характеризуется меньшей теплопроводностью. Второй участок 22 наружной оболочки изготовлен из такого материала, как, например, нержавеющая сталь или сплав на основе никеля или кобальта, при этом коэффициент теплового расширения второго участка 22 при одновременно более низкой его теплопроводности подобран по отношению к коэффициенту теплового расширения первого участка 21 с таким расчетом, чтобы между отдельными этими участками 21 и 22 не возникали слишком высокие механические напряжения.
Следующий, если смотреть по ходу потока, третий участок 23 образует соединительную конструкцию, предназначенную для соединения с элементом конструкции самолета, например с элементом конструкции фюзеляжа самолета, к которому (фюзеляжу) крепится конструктивный элемент 1. Третий участок 23 изготовлен из материала, обладающего достаточно высокой прочностью и коррозионной стойкостью. Пригодными для изготовления этого участка наружной оболочки материалами являются титановые сплавы, такие, например, как Ti-6A1-4V, или нержавеющие стали либо сплавы на основе никеля. Третий участок 23 обладает более высокой или более низкой теплопроводностью по сравнению со вторым участком 22. Основное функциональное назначение третьего участка состоит не в отводе тепла, а в обеспечении механически и конструктивно надежного и прочного соединения на участке перехода от второго участка наружной оболочки к фюзеляжу самолета.
Уменьшение теплопроводности в направлении потока от первого участка 21 ко второму участку 22 обеспечивает наиболее эффективное использование тепловой энергии и одновременно позволяет до минимально возможного уровня снизить термическую нагрузку на датчики/преобразователи давления. Согласно изобретению минимально устанавливаемая температура для переднего участка составляет в рабочем режиме 95°С или 100°С, благодаря чему обеспечивается испарение влаги, появляющейся на наружной поверхности корпуса (наружной оболочки) измерительного преобразователя или в зоне измерительных отверстий. Благодаря соответствующему подбору характеристик теплопроводности участков 21, 22 передачу тепла от первого участка через второй участок 22 к месту расположения преобразователя давления удается снизить до такого уровня, при котором исключается превышение температурой на втором участке 22 максимально допустимого значения. Максимально допустимая температура на втором участке 22 задается в зависимости от конкретных рабочих условий и области применения и составляет предпочтительно от 70 до 120°С.
Максимально допустимая температура наружной поверхности на переднем участке 21 предпочтительно составляет 160°С. Предлагаемое в изобретении секционирование конструкции измерительного преобразователя на первый 21 и второй 22 участки позволяет обеспечить заданный режим понижения температуры по ходу потока. При использовании предлагаемого в изобретении решения на скоростных самолетах, что является предпочтительной областью его применения, температура по мере перехода от первого участка 21 ко второму участку 22 понижается по меньшей мере на 30°С и максимум на 90°С. Тем самым обеспечивается эффективная защита чувствительных к температурным воздействиям измерительных элементов системы 13 измерения и компонентов вычислительного устройства в системе 15 обработки данных.
Для достижения описанного выше эффекта теплопроводность выбиралась в пределах от 100 до 205 Вт/(м·К) (для участка 21) и от 90 до 15 Вт/(м·К) (для участка 22).
С целью обеспечить ЭМС и защиту от удара молнии первый 21, второй 22 и третий 23 участки выполнены электропроводными. Связанное с этим преимущество перед известными из уровня техники решениями состоит в том, что для обеспечения подобной электропроводности в наружную оболочку не требуется дополнительно интегрировать или внедрять электропроводные материалы, поскольку сама наружная оболочка 3 выполнена согласно изобретению электропроводной.
В конструкции предлагаемого в изобретении измерительного преобразователя предусмотрены далее нагревательные элементы 31, которые расположены внутри этой конструкции на первом участке 21 и которые проходят вдоль него в осевом направлении и размещены с некоторым радиальным смещением относительно его оси. Эти нагревательные элементы 31, интегрированные внутрь конструкции на участке 21, закреплены в ней термостойким клеем или пайкой (см. фиг.2).
Для соединения выполненных в виде капилляров проходных каналов 7 с измерительными отверстиями можно использовать клеевые, паяные и/или резьбовые соединения. Предпочтительно при этом использовать специальные технологии соединения. Так, в частности, выполненные в виде капилляров проходные каналы 7 предпочтительно соединять с измерительными отверстиями 5 в наружной оболочке 3 пайкой твердым припоем (см. фиг.2).
Конструктивный элемент 1 благодаря использованию рассмотренной выше интегральной конструкции и рассмотренных выше методов соединения (например, пайки твердым припоем), а также благодаря его внутреннему конструктивному исполнению, распределению площадей поперечного сечения по его длине и особенностям его соединения с основной конструкцией, например, обтекаемого тела способен выдерживать рабочие нагрузки, в частности возникающие в полете нагрузки.
Подобные малогабаритные измерительные преобразователи за счет использования в них предлагаемой в изобретении секционированной конструкции с количеством измерительных отверстий, равным, например, 12, можно выполнять в форме конуса высотой от 80 до 200 мм и диаметром основания от 60 до 150 мм с целью их установки, например, на конические обтекатели антенн скоростных самолетов. Благодаря этому такие измерительные преобразователи можно встраивать в конические обтекатели антенн, общая длина которых (обтекателей) составляет от 500 до 3000 мм, а диаметр основания составляет от 500 до 1500 мм, с получением комбинированного функционального узла. Тем самым подобный малогабаритный измерительный преобразователь при его встраивании в обтекатель антенны занимает лишь небольшую площадь его поверхности, что позволяет максимально эффективно использовать практически всю остальную площадь проницаемых для радиолокационного излучения поверхностей обтекателя. В результате за счет установки измерительного преобразователя в передней, наиболее выступающей вперед точке обтекаемого тела удается одновременно и параллельно оптимизировать работу двух основных функциональных систем, которыми в данном случае являются радиолокационная система с расположенной в носовом обтекателе радиолокационной антенной и система измерения параметров воздуха, соответственно воздушного потока. Еще одно преимущество, связанное с подобным встраиванием малогабаритного измерительного преобразователя в обтекатель антенны, состоит в уменьшении площади рассеивающей радиолокационное излучение поверхности по сравнению с установкой измерительных преобразователей (датчиков) снаружи обтекаемого тела. На длину участка 21 предпочтительно должно приходиться от 15 до 60% от суммарной длины, занимаемой участками 21 и 22. Предлагаемое в изобретении секционирование конструкции измерительного преобразователя на последовательно расположенные участки 21, 22, 23 и его унификация предоставляет дополнительную степень свободы в варьировании его функциональных возможностей за счет, например, увеличения или уменьшения количества измерительных отверстий 5 и/или дальнейшей миниатюризации элементов системы 13 измерения/преобразования давления и/или элементов системы 15 обработки данных, что может оказаться предпочтительным для измерения параметров потока в иных условиях, а также предпочтительным для обеспечения совместимости подобной конструкции при необходимости ее объединения с иными измерительными преобразователями и датчиками, например с РЛС, и конструкциями.
Измерительный преобразователь с предлагаемой в изобретении конструкцией и принципом его размещения на несущей конструкции предназначен прежде всего для применения на маневренных скоростных самолетах и для измерения на них параметров потока, которыми в этом случае являются величины давления, пересчитываемые в значения измеряемых углов атаки α и β, соответственно соотносимые с этими значениями углов атаки. При этом блок обработки сигналов, предназначенный для аналого-цифрового преобразования с учетом температурной компенсации, также следует интегрировать в предлагаемую в изобретении конструкцию измерительного преобразователя.
Подогреваемый передний участок 21, размещенные на этом участке нагревательные элементы и датчики температуры, а также источник электрического тока и регулирующий блок образуют замкнутый контур регулирования температуры. При этом регулируемыми величинами являются температура поверхности на участке 21 в поверхностном слое, непосредственно контактирующем с текущей средой, и при необходимости дополнительно температура на участках 22 и 23 в месте расположения системы преобразования давления и обработки данных. Управляющим или регулирующим параметром при этом является подводимая электрическая мощность. Другими компонентами контура регулирования температуры являются встроенные датчики температуры, а также внешняя управляющая электроника.
Для описанного выше регулирования температуры можно использовать различные концепции или подходы, два примера которых рассмотрены ниже.
В соответствии с первым вариантом предлагается регулировать температуру на переднем участке 21, при этом разность температур определяется выбором соответствующих материалов для участков 21 и 22 с учетом влияния окружающих условий, преобладающих в потоке обтекающей их среды.
В соответствии со вторым вариантом предлагается регулировать температуру на переднем участке 21 и в месте расположения опорного элемента 9, при этом разность температур определяется выбором соответствующих материалов для участков 21 и 22 и регулируемыми максимальной и минимальной температурами на участке 21 и в месте расположения опорного элемента 9 с учетом влияния окружающих условий, преобладающих в потоке обтекающей эти участки среды. При этом регулирование можно осуществлять таким образом, чтобы в месте расположения опорного элемента 9 на втором участке 22 температура не превышала максимально допустимого уровня в 70°С. С этой целью внутри конструкции на первом участке 21 предпочтительно предусмотреть датчик 35 температуры.
В конструктивном элементе 1 и внешней оболочке 3 целостность всей конструкции и ее прочность обеспечивается помимо прочего благодаря наличию у паяных соединений достаточно высокой прочности при высоких температурах, что достигается при использовании припоев, например, на основе сплава никеля с хромом и фосфором или сплава золота с никелем, а также благодаря тому, что поперечные сечения конструкции, имеющей при этом меньшую собственную массу, имеют достаточные размеры для того, чтобы выдерживать поперечные и продольные нагрузки, возникающие в полете.
Преимущества предлагаемого в изобретении решения с учетом рассмотренных выше его отличительных особенностей состоят в следующем:
- выполненные в виде капилляров проходные каналы 7 можно выполнить короткими и прямыми, что в процессе измерений позволяет избежать слишком большой временной задержки между моментом поступления в эти каналы анализируемой среды и моментом измерения ее параметров, а также избежать нежелательного влияния различных факторов на анализируемую среду при ее движении по проходным каналам;
- создается возможность поддерживать на минимальном уровне колебания температуры в потоке анализируемой среды на участке между точкой ее входа в измерительное отверстие 5 и системой 13 преобразования измеренного давления в электрические величины;
- появляется возможность путем регулирования снизить температуру в месте расположения системы 13 измерения/преобразования давления и системы 15 обработки данных по сравнению с температурой, преобладающей в высокотемпературной зоне на участке 21;
- наличие высокотемпературной зоны на участке 21 и среднетемпературной зоны на участке 22 позволяет существенно снизить остроту проблем, связанных с конденсацией влаги;
- использование нагревательных элементов позволяет поддерживать проходные каналы и поверхность измерительного элемента в сухом состоянии и при необходимости высушивать их.
Изобретение предназначено для использования на летательных аппаратах. Измерительный преобразователь (датчик) содержит конструктивный элемент, служащий элементом самолета, обращенным навстречу воздушному потоку. Конструктивный элемент представляет собой переднюю часть носовой части фюзеляжа, например переднюю часть обтекателя антенны, и имеет форму конуса по меньшей мере с двумя измерительными отверстиями, к которым подсоединены каналы передачи давления к системе преобразования давления, расположенной в конусе. Наружная оболочка конуса имеет два последовательно расположенных по ходу потока участка, теплопроводность первого из которых больше теплопроводности второго. В пределах первого участка в конструктивном элементе расположены нагревательные элементы, соединенные с контуром регулирования температуры на поверхности первого участка. Продольная протяженность первого и второго участков, а также их материалы подобраны так, чтобы по мере перехода от первого участка ко второму температура понижалась в заданном режиме. Датчик выдерживает высокие термические нагрузки, что увеличивает надежность самолета, обеспечивает повышение точности определения фактического режима полета по сравнению с внешними датчиками. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.
| ПРИЕМНИК ДАВЛЕНИЙ | 2000 |
|
RU2171456C1 |
| ФЮЗЕЛЯЖНЫЙ ПРИЕМНИК ВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯ СО СТОЙКОЙ | 1997 |
|
RU2157980C2 |
| ПРИЕМНИК ВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) | 1998 |
|
RU2152042C1 |
| US 3488470 А, 06.01.1970 | |||
| US 4458137 A, 03.07.1984. | |||
