Способ определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат



Способ определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат
Способ определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2419772:

ЭРБЮС ФРАНС (FR)

Объектом настоящего изобретения является способ определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, содержащий следующие операции: измерение параметра статической температуры, измерение параметра общей температуры, определение значения скорости воздушного потока, определение общей температуры, вычисляемой исходя из параметров измеренной статической температуры и измеренной общей температуры, в зависимости от скорости воздушного потока. Технический результат - повышение точности определения общей температуры воздушного потока. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники

Область изобретения касается способа для определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, в частности, когда летательный аппарат находится на земле. Согласно способу изобретения определение общей температуры учитывает измеренные значения статической температуры и измеренные значения общей температуры.

Изобретение находит применения в области аэронавтики и, в частности, в области измерения параметров, таких как параметры температуры снаружи летательного аппарата.

Уровень техники

На борту летательного аппарата необходимо знать некоторые данные, связанные с полетом летательного аппарата и, особенно, температуру снаружи летательного аппарата. Температуру снаружи летательного аппарата измеряют при помощи зондов специального назначения или многофункциональных зондов, установленных на наружной конструкции летательного аппарата. Температура снаружи летательного аппарата, как правило, представляет собой общую температуру и статическую температуру. Общая температура является температурой воздушного потока вокруг летательного аппарата в присутствии воздушного потока, действующего на значение температуры. Статическая температура является температурой воздушного потока вокруг летательного аппарата в таких условиях, при которых воздушный поток не имеет никакого влияния на ее значение.

Классически общую температуру измеряют при помощи одного или нескольких зондов, помещенных в воздушном потоке, и статическую температуру воздуха вычисляют на основании измеренных значений общей температуры. Зонды для измерения общей температуры, как правило, являются либо автономными зондами, специально предназначенными для измерения температуры, либо зондами, связанными с другими датчиками для формирования многофункциональных зондов. Независимо от того, являются ли они автономными или многофункциональными, зонды устанавливают на борту летательного аппарата снаружи летательного аппарата, в окружающем пространстве, с воздействующим воздушным потоком.

В связи с крайне низкой температурой воздуха, особенно во время полета, зонды, как правило, подогревают, чтобы избежать их обледенения. В частности, в случае многофункциональных зондов оттаивание применяют автоматически, с момента запуска двигателя. Вместе с тем, подогрев зондов непременно приводит к излучению тепла. В некоторых условиях это тепло может исказить измерения, производимые зондом.

Точнее, когда летательный аппарат находится в полете, воздушный поток, протекающий вокруг зонда, позволяет рассеивать тепло оттаивания. Действие оттаивания, то есть разогрев зонда, в этом случае можно охарактеризовать и, следовательно, скорректировать. В этом случае зонд выдает точную и когерентную общую температуру. Напротив, когда летательный аппарат находится на земле, вокруг него нет или присутствует немного циркулирующего воздушного потока. Тепло от подогрева зонда тогда не может быть удалено. Это тепло подогрева тогда учитывается зондом, и измерение общей температуры оказывается неверным.

Чтобы решить эту проблему, возможно оттаивать зонд общей температуры только после достижения воздушным потоком определенной скорости. Однако в этом случае измерения общей температуры на земле будут зависеть от метеорологических условий. Действительно, в случае снега или сильного холода зонд подвергается опасности обледенения, когда летательный аппарат находится на земле, и измеренные зондом значения будут ложными. Кроме того, датчик может также подвергаться влиянию колебаний температуры, напрямую связанных с нахождением на солнце. Такие колебания температуры, связанные с климатическими условиями, не могут быть охарактеризованы и, следовательно, скорректированы.

Таким образом, независимо от выбранных условий оттаивания (оттаивание только вне земли или постоянное оттаивание), современные методы измерения не позволяют обеспечить надежного измерения общей температуры на земле.

Сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков известных технических решений. В этой связи изобретением предлагается способ, позволяющий корректировать измеренное значение общей температуры, в частности, когда летательный аппарат находится на земле или когда его скорость является слишком низкой, чтобы создавать достаточный воздушный поток для обеспечения рассеяния тепла подогрева датчика. Для этого изобретение предлагает измерять статическую температуру и корректировать измерение общей температуры при помощи закона конвергенции, использующего измеренные значения статической и общей температуры, в зависимости от скорости воздуха.

Точнее, изобретение имеет отношение к способу определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит следующие операции:

- измерение параметра статической температуры,

- измерение параметра общей температуры,

- определение значения скорости воздушного потока,

- определение общей температуры, вычисляемой на основании параметров измеренной статической температуры и измеренной общей температуры, в зависимости от скорости воздушного потока.

Изобретение может содержать один или несколько следующих отличительных признаков:

- вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре или измеренной статической температуре в случае необходимости, впоследствии скорректированной при помощи закона конвергенции,

- закон конвергенции меняется в зависимости от скорости воздуха,

- при низкой скорости вычисленная общая температура соответствует измеренной статической температуре,

- при высокой скорости вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре,

- при промежуточной скорости вычисленную общую температуру корректируют разницей между измеренной общей температурой и статической температурой, измеренной в данный момент,

- в фазе ускорения летательного аппарата вычисленной общей температурой является

TATвычисленная(t)=TATизмеренная(t)-ΔТV0×(V1-CAS(t))/(V1-V0), где ΔТV0=TATизмеренная(tV0)-TATвычисленная(tV0),

- в фазе замедления летательного аппарата вычисленной общей температурой является

TATвычисленная(t)=SATизмеренная(t)-ΔТV2×(t-tV2)/Tконвергенции, где ΔТV2=SATизмеренная(tv2)-TATвычисленная(tv2).

Изобретение имеет отношение также к летательному аппарату, содержащему систему, в которой применяют описанный выше способ.

Краткое описание чертежей

Фиг.1 - примеры кривых, показывающие изменение погрешности измерения общей температуры в зависимости от скорости воздуха.

Фиг.2 - сводная таблица законов конвергенции, применяемых в зависимости от скорости воздуха и от фазы полета летательного аппарата.

Подробное описание вариантов выполнения изобретения

Изобретение касается способа для определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, при любых метеорологических условиях и при любой скорости летательного аппарата. В частности, этот способ позволяет вычислить общую температуру воздушного потока вокруг летательного аппарата, когда он находится на земле.

Этот способ определения общей температуры содержит операции измерения общей температуры и измерения статической температуры. Общая температура является параметром, измеряемым при помощи зонда, специально предназначенного для измерения общей температуры, или при помощи многофункционального зонда. Статическая температура является параметром, измеряемым при помощи специального зонда статической температуры или многофункционального зонда. Измерение общей температуры корректируют при помощи измерения статической температуры согласно закону конвергенции, которое меняется в зависимости от скорости воздуха. Иначе говоря, согласно изобретению, общую температуру вычисляют на основании измеренных значений общей температуры и статической температуры в зависимости от скорости воздуха. Параметр вычисленной общей температуры определяется бортовым компьютером летательного аппарата, точнее, вычислительным устройством ADIRU. Скорость воздуха является параметром, известным для этого вычислительного устройства.

Способ в соответствии с настоящим изобретением учитывает, что на малой скорости общая температура близка к статической температуре. Поэтому на малой скорости можно считать, что общая температура эквивалентна статической температуре. Таким образом, на земле, когда воздух имеет незначительную скорость, выбирают аппроксимацию значения вычисленной общей температуры по значению статической температуры, измеренной зондом.

Напротив, на большой скорости считают, что поток воздуха является достаточным для рассеяния последствий подогрева. В этом случае выбирают аппроксимацию значения вычисленной общей температуры по значению общей температуры, измеренной зондом общей температуры.

На промежуточной скорости, то есть на скорости, слишком низкой, чтобы обеспечить наличие воздушного потока, рассеивающего тепло, и достаточно высокой, чтобы воздушный поток мог влиять на общую температуру, способ в соответствии с настоящим изобретением предусматривает вычисление значения общей температуры при помощи, по меньшей мере, одного закона конвергенции. Таким образом, способ в соответствии с настоящим изобретением предусматривает реализацию перехода между аппроксимацией по измерению статической температуры и прямым учетом измерения общей температуры. Этот переход состоит в применении, по меньшей мере, одного закона конвергенции.

Применяемый закон, а именно аппроксимацию по измерению статической температуры, прямой учет измерения общей температуры или закон конвергенции выбирают в зависимости от скорости воздуха по отношению к заранее определенным фиксированным скоростям, называемым скоростями перехода.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения общую температуру вычисляют при помощи нескольких законов конвергенции, при этом применяемый закон зависит от скорости воздуха и от фазы полета летательного аппарата. Действительно, на земле летательный аппарат может быть на стоянке, или в фазе взлета, или в фазе посадки. В фазе взлета летательный аппарат ускоряется. В фазе посадки летательный аппарат замедляется. В зависимости от того, ускоряется летательный аппарат или замедляется, скорости перехода между одним законом конвергенции и другим законом могут меняться.

Точнее, способ, в соответствии с настоящим изобретением, учитывает, по меньшей мере, две скорости перехода, а именно низкую скорость и высокую скорость. Низкая скорость перехода соответствует точке перехода между законом, применяемым на низкой скорости, и законом, применяемым на промежуточной скорости. Высокая скорость перехода соответствует точке перехода между законом, применяемым на промежуточной скорости, и законом, применяемым на высокой скорости.

При значении ниже низкого перехода статическая температура является достаточно точной, чтобы вычисленную общую температуру можно было аппроксимировать по измеренной статической температуре. При значении выше высокого перехода воздушный поток является достаточным, чтобы рассеивать тепло от подогрева; следовательно, измеренная общая температура может быть аппроксимирована по значению вычисленной общей температуры. При прохождении низкой скорости перехода измерение статической температуры пока остается достаточно точным; достаточно вычислить разность между измеренной статической температурой и измеренной общей температурой, чтобы узнать величину осуществляемой поправки.

Значение низкой и высокой скоростей перехода может меняться в зависимости от летательного аппарата и от фазы полета, в которой находится летательный аппарат в рассматриваемый момент. В частности, в фазе взлета, то есть когда летательный аппарат находится в фазе ускорения, выбранной низкой скоростью является V0, а высокой скоростью - V1. В фазе посадки, то есть когда летательный аппарат находится в фазе замедления, скоростью перехода является скорость V2.

Между этими скоростями перехода V0, V2 и V1, которые являются скоростями воздушного потока по отношению к самолету, устанавливают закон конвергенции, который позволяет плавно перейти от аппроксимации по значению измеренной статической температуры к аппроксимации по значению измеренной общей температуры. Действительно, с учетом соблюдения когерентности невозможно перейти от одной аппроксимации к другой без перехода. Этот переход обеспечивается законом конвергенции, устанавливаемым в настоящем изобретении.

На фиг.1 представлены примеры кривых, показывающих конвергенцию погрешности общей температуры, называемой погрешностью ТАТ, в зависимости от скорости воздуха. Эти кривые показывают, что ниже низкой скорости перехода V0 или V2 погрешность общей температуры является существенной, и, следовательно, невозможно принимать в качестве значения общей температуры измеренное значение ТАТ. Они показывают также, что чем больше скорость воздуха приближается к высокой скорости перехода V1, тем больше погрешность ТАТ приближается к 0. Так, начиная от V1, можно аппроксимировать общую температуру по значению измеренной общей температуры. Между низкой скоростью перехода V0 или V2 изобретением предлагается измерять разность между измеренной общей температурой и измеренной статической температурой на одной данной скорости и производить конвергенцию этой разности вдоль кривой таким образом, чтобы при приближении к высокой скорости перехода V1 эта разность была ничтожной. Конвергенцию можно осуществлять в зависимости от скорости воздуха или в зависимости от времени, чтобы учитывать возможную инерцию в зоне, где находится зонд статической температуры.

Таким образом, можно произвести оценку погрешности общей температуры в зависимости от времени t следующим образом, с учетом того, находится летательный аппарат в фазе ускорения или в фазе замедления.

В фазе ускорения:

если скорость воздуха ниже низкой скорости перехода V0, вычисленная общая температура соответствует значению измеренной статической температуры. Таким образом, имеем:

TATвычисленная(t)=SATизмеренная(t),

где TATвычисленная(t) является общей температурой, вычисленной в момент t, а SATизмеренная(t) является статической температурой, измеренной в момент t.

В момент прохождения скорости перехода V0 можно определить разность ΔTV0 между измеренной общей температурой и общей температурой, вычисленной на основании статической температуры, следующим образом:

ΔTV0=ТATизмеренная(tV0)-TATвычисленная(tV0),

где ТATизмеренная(tV0) является общей температурой, измеренной в момент прохождения скорости V0.

Таким образом, при прохождении скорости перехода V0 можно определить разность между измеренной общей температурой и вычисленной общей температурой. Эта разность соответствует разности между измеренной общей температурой и измеренной статической температурой.

Для скоростей, находящихся между низкой скоростью перехода V0 и высокой скоростью перехода V1, вычисленную общую температуру определяют на основании измеренной общей температуры, скорректированной разностью ΔTV0 и скоростью воздуха. В этом случае вычисленная общая температура будет:

TATвычисленная(t)=ТATизмеренная(t)-ΔTV0*(V1-CAS(t)/(V1-V0),

где CAS(t) является скоростью летательного аппарата (Computer Air Speed), выдаваемой в узлах вычислительным устройством летательного аппарата.

Когда скорость достигает и превышает высокую скорость перехода V1, вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре. Таким образом, получаем:

TATвычисленная(t)=ТATизмеренная(t).

В фазе замедления:

когда скорость превышает высокую скорость перехода V1, вычисленная общая температура соответствует значению измеренной общей температуры. В этом случае получаем:

TATвычисленная(t)=ТATизмеренная(t).

При прохождении низкой скорости перехода V2 можно определить разность ΔTV2 между вычисленной общей температурой и измеренной статической температурой следующим образом:

ΔTV2=SATизмеренная(tV2)-TATвычисленная(tV2),

где SATизмеренная(tV2) является статической температурой, измеренной в момент прохождения скорости V2, а TATвычисленная(tV2) является общей температурой, вычисленной в этот же момент.

Эта разность ΔTV2 соответствует разности между измеренной статической температурой и измеренной общей температурой.

Ниже скорости перехода V2 вычисленную общую температуру определяют на основании измеренной статической температуры, скорректированной разностью ΔTV2 следующим образом:

TATвычисленная(t)=SATизмеренная(t)-ΔTV2×(t-tV2)/Tконвергенции,

где Tконвергенции является продолжительностью конвергенции в направлении статической температуры. Если происходит следующее ускорение, а конвергенция к статической температуре не завершилась, то вычисленную общую температуру по-прежнему определяют по этой формуле. При превышении продолжительности конвергенции вычисленная общая температура основана на измеренной статической температуре, то есть:

TATвычисленная(t)=SATизмеренная(t).

Сводная таблица различных законов конвергенции представлена на фиг.2. На этой таблице показаны законы, применяемые в зависимости от фазы полета летательного аппарата (ускорение или замедление) и от скорости воздуха.

Скорости перехода V0, V1 и V2 являются фиксированными значениями, определенными в зависимости от летательного аппарата и в зависимости от климатических элементов. Например, скорость перехода V0 может составлять 70 узлов, а скорость перехода V1 - 100 узлов.

Выбор значений перехода должен учитывать особый элемент фазы ускорения летательного аппарата, а именно случай, когда летательный аппарат находится в фазе ускорения, но не достиг еще скорости принятия решения, начиная от которой он уже не может затормозить и вынужден взлетать. В этом случае летательный аппарат может находиться одновременно в ситуации фазы ускорения и фазы замедления, в частности, когда пилот принял решение о торможении, пока он еще не достиг этой скорости принятия решения. В этом случае необходимо выбирать скорость перехода V2 таким образом, чтобы можно было поменять способ определения вычисленной общей температуры. Тогда следует выбирать скорость перехода V2 меньше скорости перехода V0.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения высокая и низкая скорости перехода соответствуют скоростям воздуха, полученным, когда летательный аппарат еще находится на земле. Применение способа в соответствии с настоящим изобретением представляет особый интерес, когда летательный аппарат находится на земле из вышеупомянутых соображений оттаивания зондов. Однако следует отметить, что этот способ можно применять также, когда летательный аппарат находится в полете.

1. Способ определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит следующие операции:
измерение параметра статической температуры,
измерение параметра общей температуры,
определение значения скорости воздушного потока,
определение общей температуры, вычисляемой исходя из параметров
измеренной статической температуры и измеренной общей температуры, в
зависимости от скорости воздушного потока.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре или измеренной статической температуре, в случае необходимости скорректированной при помощи закона конвергенции.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что закон конвергенции различен в зависимости от скорости воздуха.

4. Способ по п.2 или 3, отличающийся тем, что при низкой скорости вычисленная общая температура соответствует измеренной статической температуре.

5. Способ по п.2 или 3, отличающийся тем, что при высокой скорости вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре.

6. Способ по п.2 или 3, отличающийся тем, что при промежуточной скорости вычисленную общую температуру корректируют разницей между измеренной общей температурой и измеренной в данный момент статической температурой.

7. Способ по п.6, отличающийся тем, что в фазе ускорения летательного аппарата вычисленной общей температурой является
TATвычисленная(t)=TATизмеренная(t)-ΔТV0·(V1-CAS(t))/(V1-V0),
где ΔТvo=TATизмеренная(tV0)-TATвычисленная(tV0).

8. Способ по п.6, отличающийся тем, что в фазе замедления летательного аппарата вычисленной общей температурой является
TATвычисленная(t)=SATизмеренная(t)-ΔТV2·(t-tV2)/Tконвергенции,
где ΔТV2=SATизмеренная(tV2)-TATвычисленная(tV2).

9. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит систему, в которой применяют способ по любому из предыдущих пунктов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области измерения форм и размеров турбулентных газовых потоков и факелов и может быть применено в области энергетики. .

Изобретение относится к энергетике, в частности к датчикам температур, используемым в газогорелочных устройствах для сжигания газа в котлах наружного размещения, и может быть использовано в бытовых газовых аппаратах для автоматического поддержания температуры теплоносителя.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано, например, для измерения температурного поля газового потока на выходе камеры сгорания. .

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано при получении сложных алкильных эфиров (мет)акриловой кислоты посредством взаимодействия с алканолами.

Изобретение относится к холодильной технике и может быть использовано для автоматического пропорционального регулирования степени заполнения испарителя холодильной машины холодильным агентом в зависимости от перегрева паров холодильного агента на выходе из испарителя, а также для возобновления подачи холодильного агента в испаритель холодильной машины при разгерметизации манометрической системы вентиля терморегулирующего.

Изобретение относится к области измерения температурных полей твердых тел и газовых потоков и определения интенсивности теплообмена (теплоотдачи) между ними. .

Изобретение относится к пневматическим устройствам для измерения температуры. .

Изобретение относится к области измерения температурных полей газовых потоков. .

Изобретение относится к устройствам для измерения температуры воздуха и может быть использовано в качестве датчика температуры воздуха салонов автомобиля. .

Изобретение относится к многофункциональному датчику воздушных параметров аэродинамической формы, встроенный в стойку датчика L-образной формы или встроенный в крыло летательного аппарата.

Изобретение относится к энергетике, в частности к модулируемым атмосферным газовым горелкам с автоматическим корректором мощности, и может быть использовано в газогорелочных устройствах паровых и водогрейных котлов наружного и внутреннего размещения

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения скорости потока однородных или гомогенных жидкостей или газов

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для измерения температуры среды в замкнутом канале, в частности теплоносителя в трубах систем отопления

Изобретение относится к экспериментальной теплофизике и может быть использовано для определения температуры газа в рабочей полости роторной машины

Изобретение относится к области термометрии и может быть использовано для измерения температуры газов автотранспортных средств. Заявлен температурный датчик, содержащий термочувствительный элемент (3), периферический кожух (7) с закрытым концом (9), в котором находится термочувствительный элемент (3). Периферический кожух (7) выполнен с возможностью захождения в соответствующую полость (11). Закрытый конец (9) периферического кожуха (7) содержит периферический участок (21), от которого в закрытом конце отходит гибкий сборочный упор (23), расположенный за указанным периферическим участком (21). Указанный упор (23) выполнен с возможностью деформации в направлении периферического участка (21) за счет взаимодействия формы с дном (15) соответствующей полости (11). Изобретение относится также к способу изготовления и способу сборки описанного выше температурного датчика. Технический результат: повышение точности измерения температуры. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для оценки температурных параметров в турбореактивном двигателе летательного аппарата. Заявленный способ оценивания по изобретению содержит этап цифрового моделирования температуры потока с помощью моделированного сигнала (T1) и этап коррекции этого моделированного сигнала с помощью сигнала (T2) ошибки. Сигнал (T3), полученный после коррекции, представляет оценку температуры потока. В соответствии с изобретением, когда удовлетворены предопределенные условия, относящиеся к по меньшей мере одной рабочей стадии турбореактивного двигателя и к температурной стабильности, сигнал (T2) ошибки обновляется на основе моделированного сигнала (T1) и измерительного сигнала (T4) температуры потока, который выдается датчиком (40) температуры. Технический результат: повышение точности оценки температуры потока в турбореактивном двигателе летательного аппарата. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области термостатического регулирования и может быть использовано при изготовлении водоразборных кранов-смесителей. Заявлен патрон (1), содержащий термостатический элемент (72), который подвергается тепловому воздействию со стороны смеси холодной текучей среды и горячей текучей среды, который механически связан с заслонкой регулирования (70) и который перемещается при помощи единственной рукоятки (50) управления расходом и температурой этой смеси. Патрон также содержит, в дополнение к первому диску, неподвижному по отношению к корпусу (10) патрона, второй диск (30) и третий диск (40). Второй диск является неподвижным по отношению к первому диску по поступательному движению и имеет возможность перемещаться по вращательному движению под действием перемещения рукоятки управления. Третий диск связан по вращательному движению со вторым диском и имеет возможность перемещаться поступательным образом под действием перемещения рукоятки управления. Технический результат: улучшение возможности регулирования температуры в широком диапазоне. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для корректировки температурных параметров в турбореактивном двигателе летательного аппарата. Заявленный способ включает в себя этап цифрового моделирования температуры, измеренной датчиком (10), с использованием моделированного сигнала (Т2), этап оценивания сигнала ошибки запаздывания (elag) для упомянутого датчика на основании моделированного сигнала (Т2) и сигнала (Т3), полученного путем фильтрации моделированного сигнала, и этап корректировки сигнала (Т1) измерения, выдаваемого датчиком (10), посредством оцененного сигнала ошибки запаздывания. Фильтр в качестве параметра имеет оценку постоянной времени (τ) датчика. Постоянная времени датчика оценивается в зависимости от времени из сигнала (Т1) измерения и моделированного сигнала (Т2). Технический результат: повышение точности корректировки температуры потока в турбореактивном двигателе летательного аппарата. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к измерителям уровня путем измерения емкости конденсаторов, и предназначено для измерения температуры и уровня продукта, заполняющего хранилище. Устройство содержит измерительный шлейф с диэлектрической оболочкой, армированной двумя электропроводящими тросами, которые используются в качестве датчиков емкостного уровнемера. Внутри диэлектрической оболочки размещены датчики температуры и емкостные сенсоры, каждый из которых состоит из чувствительного элемента и модуля измерения емкости. Электропроводящие тросы, датчики температуры и выходы емкостных сенсоров соединены с блоком обработки, содержащим модули обработки сигналов датчиков температуры, емкостных сенсоров и датчиков емкостного уровнемера. В устройстве периодически выполняется автоматическая калибровка устройства с учетом диэлектрической проницаемости и температур продукта, окружающего измерительный шлейф в зонах размещения емкостных сенсоров. Технический результат - уменьшение погрешности измерения уровня заполнения хранилища. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к термометрии и может быть использовано для измерения температуры быстропротекающих высокотемпературных процессов в газодинамике. Устройство содержит термопару в металлическом корпусе, рабочий спай которой расположен внутри защитного наконечника, выступающего за пределы корпуса. Выступающая за пределы корпуса часть термопары выполнена в виде металлической трубки диаметром d, заканчивающейся уплощенной лопаткой, торец которой является рабочим термоспаем, металлическая трубка имеет уменьшающийся в сторону уплощенной лопатки диаметр, равный 0,4÷0,5 d, а уплощенная лопатка имеет следующие размеры: длина 0,3÷0,4 d, ширина 0,7÷0,8 d, толщина 0,1÷0,2 d, при этом в металлической трубке размещены термопровода, изолированные друг от друга и от трубки, переходящей в уплощенную лопатку, и имеющие диаметр, уменьшающийся пропорционально уменьшению диаметра трубки и сохраняющийся постоянным внутри уплощенной лопатки, защитный наконечник выполнен металлическим и перфорированным. Технический результат - повышение быстродействия устройства при сохранении его механической прочности и устойчивости к газодинамическим нагрузкам измеряемого потока. 1 ил.
Наверх