УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ЧИСЛА М Советский патент 1971 года по МПК B64C23/00 

Изобретение относится к авиационным ориборам и предназначено для измерения числа М полета.

Известные устройства для измерения числа М полета, в которых оно определяется отношением полного, или динамического, давлении к статическому давлению атмосферы на высоте нолета, обладают недостаточной точностью измерения.

Целью изобретения является повышение точности измерения числа М.

Техническая задача заключалась в создании такого измерительного устройства, в коюром осуш,ествлялась бы компенсация аэродинамических погрешностей измерения статического давления в до- и сверхзвуковом диапазонах скоростей с учетом индивидуальных аэродинамических характеристик различных типов летательных аноаратов.

Эта задача была решена путем создания электронного компенсач-ора аэродинамических погрешнос1ей с регулируемой характеристикой, который выдает сигнал компенсации а цепь измерения статического давления, изменяемый в функции числа М полета.

На чертеже изображена схема устройства для измерения числа М полета.

Приемник / воздушных давлений содержит камеру 2 полного давления и камеру 3 статического давления. Камера 2 соединена трубопроводом с датчиком 4 полного давления, а камера -с датчиком 5 статического давлепия. Цепь формирования сигнала, пропорциональпого логарифму полного давления, включаег датчик 4 с мембранным чувствительным элементом 6 и емкостным дифференциальным преобразователем 7 и трансформатор 8 с выведенной на корпус средней точкой вторичной

ибмогки, концы которой соединены с неподвижным электродом преобразователя 7. Подьижиый электрод преобразователя и средняя точка вторичной обмотки трансформатора образуюг измерительную диагональ

.моста, с которой снимается сигнал, пропорциональный логарифму полного давления.

Цепь формирования сигнала, пропорциональпого логарифму статического давления, содержит дагчик 5 статического давления с

мемОранны.м чувсгвительным элементом 9 и е.мкостны.м дифференциальным преобразователе.м 10 и трансформатор 11.

Исючпик питания грансформагоров У и // подключен к клеммам 12.

Цепи формирования сигналов, пропорциональных логарифмам полного и статического давлений, включены последовательно со входом усилителя 3 разностного сигнала, пропорционального числу М полета. Выход усизистор 15 и конденсатор 16 соединен с базой транзистора 17, образующего вместе с резисторами 18-20 усилительный каскад компенсатора аэродинамических погрешностей. Выход усилителя 13 соединен также через выпрямитель, образованный диодом 21 и конденсатором 22, регулируемый резистор 23 и резистор 24 с базой пороговой схемы, образованной транзисторами 25, 26. Эмиттер транзистора 25 соединен с базой транзистора 26, а эмиттеры транзисторов 17 и 26 - с корпусом. Коллектор транзистора 25 соединен с плюсом клемм 27 источника питания компенсатора. Коллекторы транзисторов 17 и 26 соединены между собой и подключены через резистор 19 к плюсу клемм 27 и через конденсатор 28 - к обмотке трансформатора 29. Устройство работает следующим образом. Камера 2 воспринимает в полете полное давление встречного воздушного потока, а камера 3 - статическое давление на высоте полета. Эти давления подаются в датчики 4, 5. Мембранные чувствительные элементы 6 и 9 этих датчиков, деформируясь, перемещают подвижные электроды емкостных дифференциальных преобразователей, что вызывает разбаланс мостовых схем. На вход усилителя / подается два сигнала, пропорциональных логарифмам полного и статического давлений. Здесь сигнал, пропорциональный логарифму статического давления, вычитается из сигнала, пропорционального логарифму полного давления. Полученный таким образом разностный сигнал усиливается усилителем 13 и подается через клеммы 30 на индикаторы и системы управления летательным аппаратом. Одновременно усиленный сигнал через резисторы 14, 15 и конденсатор 16 подается на базу транзистора 17, а также через диод 21, резисторы 23, 24 - на базу транзистора 25. Конденсатор 22 сглаживает пульсации выпрямленного тока. Усиленный каскадом компенсатора аэродинамических погрешностей на транзисторе 17 сигнал переменного тока, пропорциональный величине и знаку поправки на аэродинамическую погрешность, через разделительный конденсатор 28 подается на одну из обмоток трансформатора 29, другая обмотка которого включена в цепь измерения статического давления. В указанной цепи происходит компенсация аэродинамических погрешностей. При регулировке сопротивления резистора 14 учитывается характер изменения аэродинамических погрешностей на различных типах летательных аппаратов в дозвуковом диапазоне скоростей полета. При скорости полета, равной скорости звука (М 1), срабатывает пороговая схема, транзистор 26 переходит в активную область, вызывая резкое уменьшение сигнала компенсации, подаваемого на обмотку трансформатора 29. При дальнейшем увеличении сверхзвуковой скорости полета аэродинамические погрешности уменьшаются. Приращение сигнала, пропордионального числу М, вызывает переход транзистора 26 в режим насыщения, что приводит к дальнейщему постепенному уменьшению сигнала компенсации. Установкой соответствующего сопротивления резистора 23 обеспечивается приоткрывание тр.анзистора 25 . Резисторы 15 и 24 служат для ограничения токов баз транзисторов 17 и, 26 при выведенных резисторах 14 и 23. Таким образом, предложенное устройство для измерения числа М полета обеспечивает компенсацию аэродинамических погрешностей измерения статического давления, пропорциональный сигнал которому может быть использован для определения с повышенной точностью и других параметров, например скорости, высоты полета. Устройство может устанавливаться на различных типах до- и сверхзвуковых летательных аппаратов, так как позволяет учитывать индивидуальный характер изменения указанных погрешностей. Предмет изобретения Устройство для измерения числа М, содержащее приемники полного и статического давлений, связанные с элементами формирования электрических сигналов, подсоединенных к усилителю разностного сигнала, отличающееся тем, что, с целью повышения точности измерения, в него введен крмпенсатор аэродинамической погрешности, подключенный к выходу усилителя разностного сигнала и состоящий из усилителя и подключенного параллельно к его нагрузке порогового каскада, шунтирующего нагрузку при скорости полета, превышающей скорость звука, выдающий сигнал компенсации в цепь измерения статического давления.

6