Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате

 

Устройство предназначено для определения аэродинамических параметров. Устройство содержит множество датчиков давления, которые расположены в носовой части корпуса летательного аппарата. В носовой части корпуса предусмотрено множество воздушных входных отверстий, которые через соединительные каналы соединены с датчиками давления. Обеспечивается повышение точности и надежности даже при больших углах атаки летательного аппарата. 19 з.п. ф-лы, 5 ил.

Настоящее изобретение относится к измерительному устройству для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, в частности на боевом самолете.

В известных измерительных устройствах указанного вначале типа для измерения давлений предусмотрена гидрометрическая трубка, которая в виде внешней детали закреплена, например, на фюзеляже самолета. Измеряемые в гидрометрической трубке давления дают информацию о различных аэродинамических параметрах, как например, высоте и скорости. Угол атаки, соответственно, угол скольжения самолета измеряют обычно с помощью флюгарок. Расположенные снаружи гидрометрические трубки и флюгарки имеют различные недостатки. Возможно, например, что при больших углах атаки самолета измерительное устройство больше не работает надежно или, в крайнем случае, не выполняет своей функции. Причина этого заключается в том, что при больших углах атаки самолета на гидрометрической трубке происходят большие изменения направления обтекания по отношению к ее отверстию для измерения давления. Другой недостаток внешнего расположения состоит в том, что гидрометрическая трубка и флюгарки могут обнаруживаться РЛС. Наконец, они неблагоприятно влияют на аэродинамические потоки вдоль фюзеляжа самолета.

Исходя из указанного уровня техники в основе изобретения лежит задача создать измерительное устройство, в котором устраняются указанные выше недостатки. В частности, необходимо предложить измерительное устройство, которое надежно работает даже при больших углах атаки летательного аппарата.

Для решения этой задачи предлагается для измерительного устройства указанного выше типа предусмотреть, что измерительное устройство содержит множество датчиков давления, которые расположены в носовой части корпуса летательного аппарата, и что в носовой части корпуса предусмотрено множество воздушных входных отверстий, которые через соединительные каналы соединены с датчиками давления.

С помощью выполненного таким способом измерительного устройства достигается, прежде всего возможность отказаться от частей, укрепляемых извне на корпусе летательного аппарата. Согласно настоящему изобретению можно все относящиеся к измерительному устройству части интегрировать в носовой части корпуса летательного аппарата. В результате отпадают преимущественным образом части, которые могут быть обнаружены РЛС. Кроме того, дополнительно улучшаются характеристики обтекания корпуса летательного аппарата, так как неблагополучные в отношении аэродинамики части интегрированы в носовую часть корпуса.

Измерительное устройство согласно изобретению можно применять как в пилотируемых, так и в беспилотных летательных аппаратах.

Предпочтительные варианты выполнения измерительного устройства следуют из зависимых пунктов формулы изобретения.

Воздушные входные отверстия распределены, предпочтительно, по периметру и/или в продольном направлении носовой части корпуса в стенке носовой части корпуса. За счет геометрически целесообразного расположения воздушных входных отверстий на носовой части корпуса достигается возможность уверенно и надежно измерять скоростные и статические давления также при больших изменениях направления обтекания относительно координатных осей воздушных входных отверстий.

Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения датчики давления расположены в круглой шайбообразной кассете. При этом датчики давления могут иметь цилиндрическую форму. В одной круглой шайбообразной кассете располагаются, предпочтительно, одиннадцать датчиков давления.

Согласно изобретению каждый датчик давления через один или несколько соединительных каналов соединен с одним из воздушных входных отверстий. При этом соединительные каналы могут быть выполнены согласно изобретению в виде соединительных трубок и/или высверленных отверстий.

Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения датчики давления содержат основание с, по меньшей мере, одним электродом C_R и одним электродом C_p, прокладку, а также мембрану с противоэлектродом. При этом основной корпус, прокладка и мембрана выполнены, предпочтительно, из керамического материала. С помощью датчика давления согласно изобретению давление, действующее на мембрану, преобразуется в электрический сигнал, который может быть соответственно обработан.

Для дальнейшей обработки полученных таким способом сигналов согласно изобретению предусмотрено, что датчики давления соединены с блоком обработки электрических сигналов.

Этот блок обработки электрических сигналов имеет, предпочтительно, структуру с резервированием и может быть выполнен согласно изобретению в форме шайбы и расположен в непосредственной близости от датчиков давления в носовой части корпуса.

Блок обработки электрических сигналов состоит, по меньшей мере, из одного микропроцессора для обработки сигналов, поступающих с датчиков давления, а также соединенного с микропроцессором преобразователем сигналов для преобразования электрических выходных сигналов микропроцессора в оптические сигналы.

За счет выполнения блока обработки электрических сигналов согласно изобретению становится возможным получать из измеряемых скоростных и статических давлений все аэродинамические параметры с помощью работающего в реальном масштабе времени расчетного алгоритма микропроцессора. Этими аэродинамическими параметрами могут быть, например, высота, скорость, число Маха, угол атаки и угол скольжения летательного аппарата. Преобразование электрических сигналов в оптические сигналы внутри блока обработки электрических сигналов имеет то преимущество, что измерительное устройство согласно изобретению не может создавать помех для работы других инструментов, также как другие инструменты не могут создавать помех для него. Так например, в непосредственной близости от измерительного устройства может, например, располагаться система РЛС самолета. Например, возможно, что измерительное устройство расположено в передней области носовой части корпуса, в то время как РЛС установлена в задней области носовой части корпуса. Это означает, что создаваемые в измерительном устройстве сигналы должны проходить мимо системы РЛС. Электрические выходные сигналы измерительного устройства могли бы создавать помехи для работы РЛС.

Согласно другому признаку настоящего изобретения измерительное устройство снабжено нагревательным устройством. Нагревательное устройство состоит, предпочтительно, из нагревательного элемента для подогрева носовой части корпуса и воздушных входных отверстий, а также из, по меньшей мере, одного проводника подогрева, с которым соединен нагревательный элемент.

Проводник подогрева проходит, предпочтительно, через шайбообразную кассету для датчиков давления и через блок обработки электрических сигналов. Для этого в кассете и блоке обработки электрических сигналов предусмотрены соответствующие проходные отверстия.

Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения нагревательное устройство является электрическим нагревательным устройством.

Нагревательное устройство согласно настоящему изобретению имеет задачу предотвращать обледенение носовой части корпуса и воздушных входных отверстий. С помощью нагревательного устройства возможно, предпочтительно, регулировать и контролировать температуру носовой части корпуса.

За счет комбинации различных материалов в носовой части фюзеляжа самолета можно достичь того, что носовая часть фюзеляжа самолета является устойчивой против эрозии. Для металлических материалов можно предотвратить тем самым коррозию носовой части корпуса.

Кроме того, изобретение предусматривает, что носовая часть корпуса соединена с фюзеляжем самолета через тефлоновую втулку. Кроме того, носовая часть корпуса может быть выполнена так, что она в отношении измерительного устройства выполняет роль клетки Фарадея, так что измерительное устройство не чувствительно к высоким частотам. Наконец, носовая часть корпуса может быть, предпочтительно, выполнена так, что возникающие при ударе молнии токи отводятся по носовой части корпуса. Таким образом, измерительное устройство является защищенным от удара молнии.

Согласно настоящему изобретению создается измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, которое работает уверенно и надежно независимо от угла атаки летательного аппарата. За счет интегрированного размещения измерительного устройства внутри носовой части корпуса летательного аппарата достигается возможность отказаться от внешних частей, которые предусмотрены для измерительного устройства в соответствии с уровнем техники. За счет этого снижается далее число частей, которые могут быть обнаружены с помощью РЛС. Так как измерительное устройство согласно изобретению вместе с другими компонентами размещено внутри носовой части корпуса летательного аппарата, то за счет выполнения отдельных компонентов согласно изобретению обеспечивается то, что измерительное устройство, а также другие инструменты не создают взаимных помех. В частности, с помощью изобретения предотвращается создание помех измерительным устройством системе РЛС. Вследствие небольшого пространства внутри носовой части корпуса система РЛС может располагаться в непосредственной близости от измерительного устройства. За счет преобразования электрических сигналов в оптические сигналы предотвращается создание помех сигналами, передаваемыми измерительным устройством чувствительной системе РЛС. Дополнительно к этой мере в измерительное устройство могут быть дополнительно интегрированы абсорбирующие конусы, за счет чего можно еще больше понизить отражения к антенне РЛС.

Оптическая передача создаваемых измерительным устройством данных имеет далее то преимущество, что число необходимых проводников может быть уменьшено. Это следует из того, что оптически разделенные сигналы различной интенсивности можно передавать по одному и тому же проводнику. За счет этого снижаются также конструктивные издержки для измерительного устройства согласно изобретению.

За счет изготовления носовой части корпуса из стойкого к эрозии и к коррозии материала достигается, что попадающие в носовую часть корпуса молнии отводятся непосредственно по поверхности носовой части корпуса. Кроме того, возможно выполнение молниеотводящих трубок, которые расположены в корпусе летательного аппарата в области перехода между носовой частью корпуса и корпусом летательного аппарата. Они тотчас отводят энергию попавшей молнии. Тем самым предотвращается повреждение измерительного устройства согласно изобретению при попадании молнии.

Изобретение поясняется ниже на примере выполнения с помощью схематических чертежей. При этом все описанные и/или не изображенные признаки сами по себе или в комбинации представляют предмет изобретения, независимо от их объединения в формуле изобретения или их связей. На чертежах изображено: фиг. 1 - поперечный разрез носовой части фюзеляжа боевого самолета с измерительным устройством согласно изобретению; фиг. 2 - носовая часть корпуса в виде спереди и сбоку, в которой выполнено множество воздушных входных отверстий; фиг. 3 - шайбообразная кассета для размещения датчиков давления в виде сверху; фиг. 4 - шайбообразный блок обработки электрических сигналов в виде сверху; фиг. 5 - разнесенное изображение датчика давления.

На фиг. 1 показана носовая часть 10 фюзеляжа боевого самолета, которая на своей внешней стороне через тефлоновую втулку 11 соединена с фюзеляжем 12 боевого самолета. Носовая часть 10 корпуса выполнена, в основном, в виде полого тела, ограниченного стенкой 13. Внутри носовой части 10 корпуса расположено измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений.

Как показано на фиг. 1, измерительное устройство состоит, в основном, из кассеты 20 для датчиков давления, блока 40 обработки электрических сигналов, а также множества воздушных входных отверстий 30, предусмотренных в стенке 13 носовой части 10 корпуса. Воздушные входные отверстия 30 через соединительные каналы 31 соединены с расположенными в шайбообразной кассете 20 датчиками давления 21 (смотри фиг. 3). Для упрощения изображения соединительные каналы 31 изображены на фиг. 1 только штриховыми линиями.

На фиг. 1 показано далее нагревательное устройство 50 с нагревательным элементом 51, который расположен на внутренней стороне стенки 13 носовой части 10 корпуса перед кассетой 20 для датчиков давления. Нагревательный элемент находится в прямом контакте со стенкой 13 носовой части 10 корпуса. Нагревательное устройство 50 должно, в частности, предотвращать обледенение воздушных входных отверстий 30 и соединительных каналов 31.

Наконец, на фиг. 1 показаны молниеотводящие трубки 14 в фюзеляже 12 боевого самолета. Молниеотводящие трубки 14 имеют задачу непосредственно отводить попавшие в носовую часть 10 корпуса молнии. При этом создаваемые попавшей в носовую часть 10 корпуса молнией токи сперва отводятся по поверхности носовой части корпуса. В переходе от носовой части 10 к фюзеляжу самолета эти создаваемые молнией токи передаются затем в молниеотводящие трубки 14. Таким способом предотвращается повреждение попавшими в носовую часть 10 корпуса молниями измерительного устройства, а также других, не изображенных инструментов внутри носовой части корпуса.

На фиг. 2 показано, как в стенке 13 носовой части 10 корпуса расположены воздушные входные отверстия 30. Как показано на фиг. 2, в данном примере выполнения воздушные входные отверстия 30 распределены в стенке 13 носовой части 10 корпуса как по периметру, так и в продольном направлении носовой части 10 корпуса. Следует указать на то, что геометрическое расположение воздушных входных отверстий 30 согласно фиг. 2 показано лишь в качестве примера, и что возможны другие конфигурации. Как показано на фиг. 2, воздушные входные отверстия 30 распределены в большой области носовой части 10 корпуса. Эта конфигурация обеспечивает уверенное и надежное измерение как скоростного давления, так и статического давления при больших углах атаки боевого самолета, т.е. при больших изменениях направления обтекания относительно координатных осей воздушных входных отверстий.

На фиг. 3 и 4 показаны, соответственно, в виде сверху шайбообразная кассета 20 для размещения датчиков давления 21 и выполненный в форме шайбы блок 40 обработки электрических сигналов.

Как показано на фиг. 3, в шайбообразной кассете 20 расположено, в целом, одиннадцать датчиков давления 21.

При этом число датчиков давления следует рассматривать лишь как пример. Внутри шайбообразной кассеты 20 предусмотрены проходные отверстия 28, через которые проходят проводники подогрева 52, 53. Эти проводники подогрева 52, 53 являются составной частью нагревательного устройства 50 и ведут к нагревательному элементу 51 (фиг. 1). Пропускание проводников подогрева 52, 53 через проходные отверстия 28 шайбообразной кассеты 20 имеет то преимущество, что все поперечное сечение носовой части 10 корпуса может быть использовано для расположения шайбообразной кассеты 20. За счет этого достигается оптимальное использование пространства внутри носовой части 10 корпуса для размещения датчиков давления 21.

По этой же причине, как показано на фиг. 4, предусмотрены проходные отверстия 41 внутри блока 40 обработки электрических сигналов. Эти проходные отверстия 41 служат также для пропускания проводников подогрева 52, 53 через блок 40 обработки электрических сигналов. Блок 40 обработки электрических сигналов содержит все части, необходимые для измерения создаваемых датчиками давления 21 сигналов, относящихся к скоростному и статическому давлению, так что по ним можно рассчитать все необходимые аэродинамические параметры. К группе необходимых, однако в настоящем описании не раскрытых подробно частей, принадлежат также микропроцессоры или такие преобразователи сигналов, которые могут преобразовывать электрические сигналы в оптические сигналы. Как в особенности показано на фиг. 1, блок 40 обработки электрических сигналов непосредственно придан кассете 20 для размещения датчиков давления 21. Таким способом создается компактный модуль, в котором полученные параметры давления могут быть сразу обработаны и трансформированы в оптические сигналы. Образованный из блока 40 обработки электрических сигналов и кассеты 20 модуль образует перегородку носовой части 10 корпуса. За счет этого, с одной стороны, уменьшается необходимое для размещения измерительного устройства пространство. С другой стороны, предотвращается возможное взаимодействие отводимых электрических сигналов с другими инструментами и создание ими помех.

На фиг. 5 показана принципиальная конструкция датчика давления 21. Датчик давления 21 состоит из основания 22, в котором расположены электрод C_R 23 и электрод C_p 24. Основание 22 через прокладку 25 соединено с мембраной 26, которая со своей стороны имеет противоэлектрод 27. В данном примере выполнения основание 22, прокладка 25, а также мембрана 27 изготовлены из керамического материала.

Ниже приведено описание работы и принцип действия измерительного устройства согласно изобретению. Для определения скоростного и статического давления во время полета воздух проникает в воздушные входные отверстия 30, предусмотренные в стенке 13 носовой части 10 корпуса. Поступивший в воздушные входные отверстия 30 воздух через соединительные трубки 31 проходит к датчикам давления 21. При этом соединительные трубки 31 находятся в прямом контакте как с воздушными входными отверстиями 30, так и с датчиками давления 21. Протекающий через соединительные каналы 31 воздух попадает в конце соединительных каналов 31 на мембрану 26 датчика давления 21. За счет этого мембрана 26, расположенная благодаря прокладке 25 на расстоянии от основания 22, изгибается в направлении основания 22. Основание 22 снабжено электродами 23, 24, а мембрана 26 противоэлектродом 27. За счет пространственного разделения электродов прокладкой 25 конструкция датчика давления 21 соответствует конструкции конденсатора. За счет перемещения мембраны 26 в направлении основания 22 и тем самым противоэлектрода 27 в направлении электродов 23, 24 изменяется емкость, определяемая поверхностями электродов. Так как перемещение мембраны зависит от давления воздуха в соединительном канале 31, то изменение емкости между электродами 23, 24 и 27 пропорционально изменению давления воздуха. Таким образом, датчик давления 21 пригоден для преобразования имеющегося давления воздуха в электрический сигнал.

Создаваемые таким способом в датчиках давления 21 электрические сигналы подводятся к блоку 40 обработки электрических сигналов, который имеет структуру с резервированием. Этот блок 40 обработки электрических сигналов расположен сразу после шайбообразной кассеты 20 для датчиков давления 21 и содержит все электрические части, необходимые для измерения и дальнейшего направления этих электрических сигналов. В данном примере выполнения блок 40 обработки электрических сигналов содержит микропроцессор, в котором с помощью алгоритмов расчета в реальном масштабе времени из измеренного скоростного и статического давления рассчитываются все необходимые аэродинамические параметры. Этими релевантными аэродинамическими параметрами являются, в частности, высота, скорость, число Маха, угол атаки и скольжения. Рассчитанные микропроцессором величины в виде цифровых сигналов подают на не изображенный преобразователь сигналов. В этом преобразователе сигналов электрические выходные сигналы микропроцессора преобразуются в оптические сигналы. Эти результирующие оптические сигналы могут быть переданы простым способом по световоду для дальнейшей обработки и использования в компьютер управления полетом боевого самолета.

В описанном выше измерительном устройстве может возникнуть случай, когда стенка 13 носовой части 10 корпуса или воздушные входные отверстия 30 во время полета покрываются льдом. Такое обледенение мешало бы работе измерительного устройства и приводило бы к искажению результатов измерения. По этой причине измерительное устройство снабжено нагревательным устройством 50. Нагревательное устройство 50 состоит из нагревательного элемента 51, который в данном примере выполнения питается от электрической сети. Электрический нагревательный элемент 51 через проводники подогрева 52, 53 соединен с подходящим источником тока (не изображен). Нагревательный элемент 51 расположен на внутренней стороне стенки 13 носовой части 10 корпуса. На основании того, что носовая часть корпуса изготовлена из теплопроводящего материала, создаваемое при включении нагревательного элемента 51 тепло передается на носовую часть 10 корпуса и тем самым на воздушные входные отверстия 30. С помощью нагревательного устройства 50 предотвращается возможное обледенение на носовой части 10 корпуса и в воздушных входных отверстиях 30.

Как показано на фиг. 1, как кассета 20 для датчиков давления 21, так и блок 40 обработки электрических сигналов расположены в той области носовой части 10 корпуса, которая имеет наибольший диаметр. Это обеспечивает размещение возможно большего количества, в данном случае одиннадцати, датчиков давления 21 в кассете 20. За счет этого повышается точность и надежность измерительного устройства согласно изобретению. Для предотвращения потери ценного места для размещения датчиков давления 21 внутри кассеты 20, соотвественно, блока 40 обработки электрических сигналов предусмотрены проходные отверстия 28, 41. При этом в особенности проходные отверстия 28 кассеты 20 расположены в той области, где не размещены датчики давления 21. Так как проходные отверстия 28, 41 служат для пропускания проводников подогрева 52, 53, необходимых для питания нагревательного элемента 51 электрическим током, то за счет указанного расположения проводников подогрева 52, 53 оптимально используется пространство внутри носовой части 10 корпуса.

С помощью настоящего изобретения возможно создание измерительного устройства для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, в частности, боевом самолете, с помощью которого обеспечивается надежная и точная работа также при больших углах атаки.

Формула изобретения

1. Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, в частности боевом самолете, отличающееся тем, что измерительное устройство содержит множество датчиков давления (21), которые расположены в носовой части (10) корпуса летательного аппарата, в носовой части (10) корпуса предусмотрено множество воздушных входных отверстий (30), которые через соединительные каналы (31) соединены с датчиками давления (21).

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что воздушные входные отверстия (30) распределены по периметру и/или в продольном направлении носовой части (10) корпуса в стенке (13) носовой части (10) корпуса.

3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что датчики давления (21) размещены в шайбообразной кассете (20).

4. Устройство по одному из пп. 1 - 3, отличающееся тем, что датчики давления (21) имеют цилиндрическую форму.

5. Устройство по одному из пп. 1 - 4, отличающееся тем, что датчики давления (21) содержат основание (22) с по меньшей мере одним электродом C_R и одним электродом C_p, прокладку (25), а также мембрану (26) с противоэлектродом (27), причем основание (22), прокладка (25) и мембрана (26) выполнены предпочтительно из керамического материала.

6. Устройство по одному из пп.1 - 5, отличающееся тем, что каждый датчик давления (21) через один или несколько соединительных каналов (31) соединен с одним из воздушных входных отверстий (30).

7. Устройство по одному из пп.1 - 6, отличающееся тем, что соединительные каналы (31) выполнены в виде соединительных трубок и/или высверленных отверстий.

8. Устройство по одному из пп.1 - 7, отличающееся тем, что предусмотрено одиннадцать датчиков давления (21).

9. Устройство по одному из пп.1 - 8, отличающееся тем, что датчики давления (21) соединены с блоком (40) обработки электрических сигналов.

10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что блок (40) обработки электрических сигналов имеет структуру с резервированием.

11. Устройство по п.9 или 10, отличающееся тем, что блок (40) обработки электрических сигналов выполнен в форме шайбы и расположен в непосредственной близости от датчиков давления (21) в носовой части (10) корпуса.

12. Устройство по одному из пп.9 - 11, отличающееся тем, что блок (40) обработки электрических сигналов содержит по меньшей мере один микропроцессор для обработки сигналов, поступающих с датчиков давления (21), а также соединенный с микропроцессором преобразователь сигналов для преобразования выходных электрических сигналов микропроцессора в оптические сигналы.

13. Устройство по одному из пп.1 - 12, отличающееся тем, что измерительное устройство содержит нагревательное устройство (50).

14. Устройство по п.13, отличающееся тем, что нагревательное устройство (50) содержит нагревательный элемент (51) для подогрева носовой части (10) корпуса и воздушных входных отверстий (30), а также по меньшей мере один проводник подогрева (52, 53), который соединен с нагревательным элементом (51).

15. Устройство по п.14, отличающееся тем, что проводник подогрева (52, 53) проходит через проходные отверстия (28) в шайбообразной кассете (20) для датчиков давления (21) и проходные отверстия (41) в блоке (40) обработки электрических сигналов.

16. Устройство по одному из пп.13 - 15, отличающееся тем, что нагревательное устройство (50) является электрическим нагревательным устройством.

17. Устройство по одному из пп.1 - 16, отличающееся тем, что носовая часть (10) корпуса выполнена из стойкого против эрозии материала.

18. Устройство по одному из пп.1 - 17, отличающееся тем, что носовая часть (10) корпуса через тефлоновую втулку (11) соединена с корпусом (12) летательного аппарата.

19. Устройство по одному из пп.1 - 18, отличающееся тем, что измерительное устройство является не чувствительным к высоким частотам предпочтительно благодаря действующей как клетка Фарадея носовой части (10) корпуса.

20. Устройство по одному из пп.1 - 19, отличающееся тем, что измерительное устройство защищено от молний предпочтительно за счет отвода создаваемого молнией тока через носовую часть (10) корпуса.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5