БИБЛИОТЕКА |Б. М. Абрамов Советский патент 1972 года по МПК G01P5/165 G01L15/00 

ФЮЗЕЛЯЖНЫЙ ПРИЕМНИК СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ

Изюб1рете1ние относится IK области авиаприборастроения.

И.3 ве1стен фюзеляжный лриелшик .статичеокого давления ц,ля доз;ву1К01ВЫХ loKoipOiCTeft, содержащий диск со штуцером и приемным отверстием, за которым (установлен аэродииамичеокий 1К01М|пенсатор, вьшолнаниый IB виде ойтбкаемого тела.

С помощью такого нриемиика можво измерять статическое давление .потока, ио нельзя измерить угол атаки.

Целью настоящего изобретения является обеспечение еозможности измерения углов атаки.

Это достигается тем, что в предлагаемом приемнике диск снабжен двумя дополнительными приемными отверстиями, размещенными аэродинамическим компенсатором, сообщенным со штуцерами через inoло сти, выполненньье в диске.

Для повышения Ч1увст1Вительности дополнительные приемные отверстия размещены по обе стороны оси симметрии аэродвнлмичеокого компенсатора, (параллельной строительной лоризонтали летательного аппарата.

Приемное отверстие / и дополнительные Приемные отверстия 2 и 5 расположены на расстояниях соответственно рь р2, рз от центра компенсатора 4.

При этом углы между линиями, соединяющими центры отверстий Л 2 и 5 с центром ко1мпенсатора 4, равны С10ОТ1ветст;венно Uj, t2 и 1)3.

Известно, что разность между давлением, воопринимаемым любым из раюсматриваемы-х отверстий 1, 2, 3, и давлением в невозмущенном потенциальном потоке несжи1маемой жидкости может быть определена из соотношения:

AA./Cg-ii 3(l-)cos(o.,-a),(l)

где К - коэффициент, учитывающий падение скорости потока в пограничном слое, q - скоростной напор, а - угол атаки, отсчитываемый о т носителыно начального напра1вления, i - номер отверстия, з

(2)

чных Значениях угла ата1ки а. Наоборот, параметры р2, РЗ, V2 И Оз долясны вььбиратыся из 1условий (получения .ма йсимальной чувспвителыности 1К изменениям угла атаки а.

ПреОбразоваиие да:вле1ний, воспринятых отверстиями 2 и Л (В свпнал утла ата-ки а, может быть .произведено .м из из1ве;стных апособо1в. Например, может быть измерена раз|НО€ть этих давлений, а значение угл.а атаки а вычислено ото этой разности с учетом с1корО:Сти в ушного пото1ка. Могут быть также измерены разности между давленияши, воспринятыми от1верстия ми 2 и 3, и иолным да1вление:м с последующим вычислением от(Ношения этих разностей, которое в оюределеннам диапазоне скоростей зависит только от угла атаки а. HaiKO Heu, в последнем случае полное да1Вле1Нпе может быть статическим давлением, (воспринимаемым в данном случае отверстием 1. Для (каждого из этих случаев параметры ра, рз, 2 и Из должны выбираться из условий оптимальности схемы последующего вычисления си пнала утла атаки а.

В приемнике отверстия 2 vi 3 для воонриятпя давлений, зависящих iOT направления воздуш|ного потока, расположены не на иокривлениой поверхности, в качестве которой мотла бы быть использована поверхность аэрод,инамичесюого компенсатора 4, а на плоской поверх)ности перец компенсаторо,м 4. Преимущества размещения приемных отверстий il, 2, 3 на плоакой поверхности состоят в следующем;

исклю1чается зависимость разности давлений, которые восприни;маю т1ся от1верстия|ми /, 2, 3, предназначенными для измерения угла атаки а от угла окольжения;

понижается вероятность засорения приемнь х отверстий /, 2, 3, посколыку они обтекаются скользящим потоком;

упрощается конструкция приемного канала.

В целях обеспечения повышенной чувствительности необходимо размешать отверстия 2 и 3 по разные стороны от прямой 5-5, параллельной строительной горизонтали самолета, т. е. в таких точка1Х, в которых имеют место прготнвон о ложные по знаку иЗ:менения

давлений нри изменениях направления потока.

|Прие1МНИ1к состоит из ди1ска 6 с приемными отверстиями /, 2 и и аэродинамического

компенсатора 4. Компенсатор 4 закреплен на диске 6 жестко.

В приемнике может бьпь предусмотрена регулировка положения ко.мпенсатора 4 относителыно отверстия J (.на фиг. 1 ретулировочный узел iHe показан). Прие1мннк IK 01бщи|вке фюзе«1яжа самолета 7 крепится с помощью гайки в.

Давления от приемных отверстий 1, 2, 3 отводя:т1ся .через щтуцеры 9, 10 и 11. От(верстия 2 и 3 соединены сО щтуцерами 10 и ;/i/ через воздушные полости 12 и 13, выполненные в диске 6. Поло1сти 12 и 13 необходимы ,гля того, чтобы обеспечить воаможнасть сверления от1верстий 2 и 3 гсосле установки компенСатора 4 IB положение, при котором обеспечивается компенсация ошибок статического давления. Таким образом, наличие воздушных полостей 12 и 13 позволяет использовать уиифищированную конструкцию приемника на самолетах различных типов.

П р е д ,м е т изобретения

1. Фюзеляжный приемник статического давления для Д103)в|у1ковых скоростей, содержащий диск со штупером и приемным отверстием, за которым установлен аэродинамический компенсатор, выполненный в виде обтекаемюго тела, отличающийся те.м, что, с щелью обеспечения аоаможности измерения углов атаки, диск снабжен двумя донолнительными приемными отверстиями, размещенными перед аэродинамическим компенсатором,

сообщенными со щтуцерами через полости, выполненные в диске.

2. Приемник по п. 1, Отличающийся те,м, Ч1ТО, с целью новыщения чувствителыности, даиолнительные приемные отверстия размещены по обе стороны оси симметрии аэродина мического компенсатора, параллельной строительной горизонтали летателыного аппарата.

12

Фиг.

fua.2