ИЗМЕРИТЕЛЬ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ И УГЛА СКОЛЬЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Советский патент 1994 года по МПК G01P5/00 

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения воздушной скорости и угла скольжения летательных аппаратов преимущественно с коротким вертикальным взлетом и посадкой.

Известны устройства, предназначенные для измерения воздушной скорости и угла скольжения летательных аппаратов, содержащие чувствительные элементы в виде приемников динамического напора (типа трубок Пито), использующие зависимость скоростного напора от воздушной скорости [1] и [2] .

Этим устройствам свойственны низкие чувствительность, точность измерений и эксплуатационная надежность в диапазоне малых скоростей.

Наиболее близким по технической сущности является устройство для измерения скорости газового потока, содержащее приемники динамического напора, радиально установленные на вращающейся платформе, жестко связанной с генератором опорного электрического сигнала, подключенным на первый вход усилителя и управляемым регулятором амплитуды и фазосдвигающей схемой с выхода неуправляемого и фазочувствительного выпрямителей через усилитель и электронно-измерительную схему включения струйных анемочувствительных элементов, подключенную на второй вход усилителя [3] .

Целью изобретения является расширение диапазона измерения, повышение точности и эксплуатационной надежности измерителя воздушной скорости и угла скольжения летательного аппарата.

Достигается это тем, что в платформе выполнена камера с приемным отверстием условно-статического давления, сообщающимися независимыми каналами с приемниками динамического напора, а струйные анемочувствительные элементы установлены в камере и включены дифференциально в электронно-измерительную схему. Последнее обеспечивает работу струйного дифференциального термоанемометра (СДТА) на участке с большой крутизной статической характеристики, позволяет уменьшить тепловую постоянную элементов, а также температурную и высотную погрешности измерителя.

На чертеже приведена функциональная блок-схема измерителя воздушной скорости и угла скольжения летательного аппарата.

Измеритель воздушной скорости состоит из двух приемников динамического напора (трубок Вентури) 1 и 2, жестко установленных на платформе 3, вращаемой двигателем 4, и сообщающихся независимыми радиальными каналами 5 и 6 со струйным дифференциальным термоанемометром 7, включающим в себя дроссели 8 и 9 и анемочувствительные элементы (например, термоанеморезисторы) 10 и 11. Средняя часть 12 СДТА сообщается с приемными отверстиями 13 условно-статического давления через пневматическую емкость 14, образованную внутренней полостью платформы, и блок эксплуатационной защиты (БЭЗ) 15. Анемочувствительные элементы струйного дифференциального термоанемометра включены в электронно-измерительную схему 16, выход которой электрически связан с первым входом фазочувствительного усилителя 17, а второй вход усилителя электрически связан через регулятор 18 амплитуды опорного сигнала, поступающего от генератора 19, вращаемого двигателем, с неуправляемым выпрямителем 20 и через элементы фазосдвигающей схемы (ФСС) 21, служащей для выравнивания фаз опорного и измерительного сигналов, с фазочувствительным выпрямителем 22. Электрическая связь электронно-измерительной схемы СДТА осуществляется через контактное устройство 23, записываемое от блока питания (БП). Напряжения, снимаемые с клемм 24 и 25, соответственно пропорциональны воздушной скорости и углу скольжения летательного аппарата и подаются на указатель 26, визуализирующий текущие значения измеряемых параметров, электрически связанный с выходами неуправляемого и фазочувствительного выпрямителей.

Измеритель воздушной скорости и угла скольжения летательного аппарата работает следующим образом. Поток воздуха, набегающий на летательный аппарат, вызывает возникновение в приемниках динамического напора (трубках Вентури) 1 и 2 пропорционально ему отрицательного перепада давления (разрежения), которое, складываясь на трубке Вентури 1 и вычитаясь на трубке Вентури 2 с отрицательным перепадом давления, обусловленным вращением платформы 3 двигателем 4, приводит к перетеканию воздуха по радиальным каналам 5 и 6 струйного дифференциального термоанемометра 7 от приемных отверстий 13 условно-статического давления через среднюю часть 12 СДТА 7 к трубкам Вентури. Потоки воздуха, формируемые дросселями 8 и 9 в струю, омывающую анемочувствительные элементы 10 и 11, имеют одинаковую температуру и плотность и разные массовые скорости, что обусловлено разницей перепадов давления на трубках Вентури.

Электрический сигнал, изменяющийся по гармоническому закону за счет вращения платформы (таким образом происходит модуляция измеряемых информативных параметров и повышается помехоустойчивость аэрометрического преобразователя), с выхода электронно-измерительной схемы 16 включения анемочувствительных элементов 10 и 11 поступает через контактное устройство 23 на первый вход фазочувствительного усилителя 17, где он сравнивается по амплитуде и фазе со сдвинутым на 180^о электрическим сигналом от генератора опорного сигнала 19, вращаемого двигателем 4. В фазочувствительном усилителе 17 происходит усиление сигнала рассогласования, а с помощью неуправляемого 20 и фазочувствительного 22 выпрямителей его разделение, необходимое для управления регулятором амплитуды 18 и фазосдвигающей схемой 21, которые таким образом регулируют амплитуду и фазу опорного сигнала, поступающего от генератора 19 на второй вход фазочувствительного усилителя 17, чтобы свести сигнал рассогласования на входе усилителя к нулю. В установившемся режиме работы измерителя воздушной скорости и угла скольжения летательного аппарата напряжения, подаваемые на регулятор амплитуды 18 и фазосдвигающую схему 21, пропорциональны соответственно воздушной скорости и углу скольжения летательного аппарата. Использование электрических сигналов, пропорциональных измеряемым параметрам, осуществляется путем подключения потребителей информации непосредственно к клеммам 24 (воздушная скорость) и 25 (угол скольжения). Одновременно электрические сигналы, пропорциональные измеряемым величинам, поступают на указатель 26, который преобразует их в удобную для считывания пилоту визуальную форму. (56) Патент США N 3329016, кл. 73-182, 1967.

Патент США N 3332282, кл. 73-182, 1967.

Авторское свидетельство СССР N 319900, кл. G 01 P 5/00, 1971.

ИЗМЕРИТЕЛЬ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ И УГЛА СКОЛЬЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА , содеpжащий пpиемники динамического напоpа, pадиально установленные на вpащающейся платфоpме, жестко связанной с генеpатоpом опоpного электpического сигнала, подключенным на пеpвый вход усилителя, упpавляемым pегулятоpом амплитуды, фазосдвигающей схемой, подключенной к выходам неупpавляемого и фазочувствительного выпpямителей чеpез усилитель и электpонно-измеpительную схему включения стpуйных анемочувствительных элементов, подключенную также на втоpой вход усилителя, отличающийся тем, что, с целью pасшиpения диапазона измеpения, повышения точности и эксплуатационной надежности, в платфоpме выполнена камеpа с пpиемным отвеpстием условно-статического давления, сообщающимся независимыми каналами с пpиемниками динамического напоpа, а стpуйные анемочувствительные элементы установлены в камеpе и включены диффеpенциально в электpонно-измеpительную схему.