СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Советский патент 1996 года по МПК B64D43/02 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к измерению воздушной скорости летательного аппарата.

Целью изобретения является повышение точности измерения воздушной скорости на больших аэродинамических углах.

На чертеже приведена схема для реализации предлагаемого способа, в состав которой вводят: приемник воздушных давлений 1 с отверстием 2 и трубопроводом 3 полного давления Р_п и полостью полного давления 4, с приемными отверстиями 5 и трубопроводом 6 статического давления Р_ст и полостью статического давления 7, приемник температуры заторможенного потока 8 с датчиком температуры 9, датчик 10 температуры воздуха в полости полного давления 4, канал 11, соединяющий полости полного 4 и статического 7 давлений, датчик 12 скорости перетекания воздуха в канале 11, вычислитель 13, первый вычитатель 14, инерциальная навигационная система 15, второй вычитатель 16, управляемый по величине аэродинамического угла контакт 17, датчик аэродинамических углов 18, усилитель 19, интегратор 20 и трений вычитатель 21.

Приемник воздушных давлений 1 своим приемным отверстием 2 через трубопровод 3 подключен к полости полного давления 4, а приемными отверстиями 5 через трубопровод 6 к своей полости статического давления 7. Полости 4 и 7 соединительным каналом 11 подключены к датчику 12 скорости перетекания воздуха, а выход датчика 12 соединен с первым входом вычислителя 13, второй вход которого соединен с датчиком 10 температуры Т_п воздуха в полости полного давления 4, а третий вход с выходом датчика 9 температуры Т_т заторможенного потока воздуха, помещенного в приемник температуры 8.

Выход вычислителя 13 соединен с вторым входом первого вычитателя 14, первый вход которого подключен к инерциальной навигационной системе 15, а выход к первому входу второго вычитателя 16, соединенного через первый вход управляемого контакта 17, второй вход которого соединен с датчиком аэродинамических углов 18, с усилителем 19. Выход усилителя 19 через интегратор 20 подключен к второму входу третьего вычитателя 21, первый вход которого соединен с выходом инерциальной навигационной системы 14. Выход интегратора 20 подключен также к второму входу вычитателя 16.

Принцип предлагаемого способа основан на использовании известного соотношения "треугольника скоростей", заключающегося в том, что алгебраическая сумма путевой W, воздушной V скоростей и скорости ветра U, равную нулю (1).

V + U V 0. (2)
Так как режимы полета летательного аппарата на больших аэродинамических углах скоротечны и не превышают по длительности 5-10 с, а постоянная составляющая скорости ветра на высоте изменяется медленнее на один-два порядка, то, запоминая на время маневра ее среднее значение
U (3) и алгебраически суммируя его с измеренным значением путевой скорости W, получаем оценку воздушной скорости летательного аппарата
(t)=W(t)-() (4)
Преимущество предлагаемого способа состоит в том, что наличие конечных погрешностей ΔW и Δ(W-V) измерения путевой скорости W, разности W-V, необходимых для определения воздушной скорости по предложенному способу, при любых значениях аэродинамических углов приводит к конечной погрешности ее определения и не зависит от величины углов.

Предлагаемый способ, в соответствии со схемой, представленной на чертеже, осуществляется следующим образом.

Из воздушного потока, движущегося со скоростью V, с помощью отверстий 5 приемника воздушных давлений 1 отбирают часть воздуха со статическим давлением Р_ст и по трубопроводу 6 подают в полость статического давления 7. Часть воздушного потока тормозят в приемном отверстии 2 приемника 1 до нулевой скорости и заторможенный воздух с давлением Рп подают по трубопроводу 3 в полость полного давления 4, часть воздушного потока тормозят в приемнике температуры 8 до нулевой скорости, соединяют полость 4 полного давления с полостью 7 статического давления каналом 11. С помощью датчиков температуры 9 и 10 измеряют соответственно температуру заторможенного потока Т_т в приемнике температуры 8 и температуру воздуха Т_п в полости полного давления 4. С помощью датчика 12 измеряют скорость V_п движения воздуха в соединительном канале 11, измеренные величины передают в вычислитель 13, где по формуле
V= V_п• (5) определяют воздушную скорость летательного аппарата в диапазоне малых значений аэродинамических углов.

С выхода вычислителя 13 сигнал скорости V подается на второй вход вычислителя 14, на первый вход которого с выхода инерциальной системы 15 подается сигнал путевой скорости W. На выходе вычитателя 14 формируется разность W-V между путевой и воздушной скоростями, поступающая далее на первый вход вычитателя 16 и с его выхода на первый вход управляемого контакта 17, на второй вход которого подается сигнал датчика аэродинамических углов 18, с выхода которого через усилитель 19 сигнал подается на интегратор 20, соединенный выходом с вторыми входами вычитателей 16 и 21.

Последовательно соединенные вычитатель 16, контакт 17, усилитель 19 и интегратор 20, замкнутые обратной связью через выход интегратора 20 и второй вход вычитателя 16, образуют фильтр, динамические свойства которого описываются апериодическим звеном с постоянным времени τ= 1/K, где К коэффициент усиления усилителя 19, выбираемый из условия обеспечения необходимой длительности переходного процесса и фильтрации флюктуационных составляющих разности скоростей. На выходе интегратора 20 формируется среднее значение разности (()). При достижении заданного значения аэродинамического угла (значения, при котором приемник воздушных давлений начинает воспринимать полное давление Р_п с погрешностями выше допустимых значений) контакт 17 размыкается, сигнал на входе интегратора 20 становится равным нулю, а на его выходе запоминается (сохраняется среднее на момент отключения значение скорости ветра (), поступающее на второй вход вычитателя 21, на первый вход которого с выхода инерциальной навигационной системы 15 подается текущее значение путевой скорости W(t), а на его выходе формируется сигнал текущего значения воздушной скорости
(t)=W(t)-()
Как показано моделирование полета самолета на различных траекториях полета по сравнению с результатами моделирования известного способа заявленный способ позволяет расширить диапазон углов атаки, в котором воздушная скорость самолета измеряется с регламентируемой погрешностью до величины ±90^о и повысить точность ее измерения в 1,2 раза в диапазоне углов атаки ±15- ±45^о.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам измерения скорости. Целью изобретения является повышение точности на больших аэродинамических углах атаки. Измеряют параметры потока воздуха с помощью приемника воздушного давления 1, датчиком 12 измеряют скорость движения воздуха в соединительном канале 11, измеряют температуру воздуха в канале 11 и температуру торможения, вычисляют воздушную скорость на малых углах атаки. Замеряется инерциальной системой 15 путевая скорость, а затем с помощью вычислителя 14 и вычитателей 16 и 21 определяется текущая воздушная скорости на больших углах атаки. 1 ил.

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, заключающийся в том, что измеряют полное давление, статическое давление, температуру торможения потока и функционально вычисляют воздушную скорость, отличающийся тем, что, с целью повышения точности на больших аэродинамических углах, дополнительно измеряют путевую скорость, вычисляют разность между воздушной и путевой скоростями, и при выходе летательного аппарата на большие аэродинамические углы определяют воздушную скорость как алгебраическую сумму текущего значения путевой скорости и вычисленной разницы между воздушной и путевой скоростями.