Способ и устройство для измерения угла атаки и скольжения воздушного судна

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для измерения угла атаки воздушного судна, а в более общем случае способно измерять информацию о воздушных параметрах указанного воздушного судна и выявлять нечувствительные к числу Маха, температуре и ошибкам из-за ухода параметров и отклонения. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого используется приемник, обеспеченный центральным датчиком, датчиками, смещенными относительно центра, и боковыми датчиками, и указанный приемник соединен с воздушным судном с возможностью поворота вокруг двух ортогональных осей. При этом предложен способ измерения угла атаки продольной оси воздушного судна по отношению к относительному воздушному потоку, причем согласно этому способу используют приемник, который обеспечен на его переднем конце датчиком центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной и вертикальной средних плоскостей указанного приемника, и по меньшей мере двумя датчиками эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к способу и устройству для измерения угла атаки воздушного судна, причем указанный способ и указанное устройство способны, в более общем смысле, измерять информацию о воздушных параметрах указанного воздушного судна и являются нечувствительными к числу Маха, температуре и ошибкам из-за ухода параметров и отклонения.

Для того чтобы измерять угол атаки воздушного судна, приемник, который обеспечен на его переднем конце датчиком центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной и вертикальной средних плоскостей указанного приемника, и по меньшей мере двумя датчиками эксцентрического направления, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника, уже известен, например, из патента США № 3329016. Приемник этого типа соединен с возможностью поворота с воздушным судном, причем три датчика указанного приемника направлены вперед. Таким образом, в случае ненулевого угла атаки относительный воздушный поток отклонен относительно приемника так, что датчики бокового направления обнаруживают разные полные давления и в связи с этим разные воздушные скорости. Возможно определять угол атаки воздушного судна из разности давлений такого рода посредством калибровки.

Задача настоящего изобретения заключается в том, чтобы сделать возможным для приемника угла атаки этого типа указывать скольжение воздушного судна.

Для решения задачи предложен способ измерения угла атаки продольной оси воздушного судна по отношению к относительному воздушному потоку, причем согласно этому способу используют приемник, который обеспечен на его переднем конце датчиком центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной и вертикальной средних плоскостей указанного приемника, и по меньшей мере двумя датчиками эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника, согласно этому способу:

указанный приемник соединяют с указанным воздушным судном с возможностью поворота вокруг оси поворота, которая параллельна указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника и ортогональна указанной продольной оси воздушного судна;

указанный приемник поворачивают вокруг указанной первой оси поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник принимать конкретное наклонное положение, в котором измерения, обеспечиваемые указанными датчиками эксцентрического направления средней плоскости, равны; и

измеряют конкретный угол наклона, который получают в этом конкретном наклонном положении между указанной горизонтальной средней плоскостью приемника и продольной осью воздушного судна,

отличается тем, что указанный приемник обеспечен на его переднем конце и в дополнение к указанному датчику центрального направления и указанным датчикам эксцентрического направления средней плоскости по меньшей мере двумя датчиками бокового направления, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной вертикальной средней плоскости указанного приемника, и тем, что, в дополнение, для того чтобы измерять скольжение воздушного судна:

указанный приемник соединяют с указанным воздушным судном с возможностью поворота вокруг второй оси поворота, которая параллельна указанной продольной оси воздушного судна;

указанный приемник и указанную первую ось поворота поворачивают вокруг указанной второй оси поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник принимать конкретное комбинированное наклонное положение, в котором равны не только измерения, обеспечиваемые указанными датчиками эксцентрического направления средней плоскости, но и измерения, обеспечиваемые указанными датчиками бокового направления; и

измеряют конкретное значение угла поворота указанной второй оси поворота в указанном конкретном комбинированном наклонном положении приемника.

В этом конкретном комбинированном наклонном положении понятно, что указанный приемник выровнен с относительным воздушным потоком, учитывая скольжение, причем указанное скольжение измеряется с помощью указанного конкретного значения угла поворота указанного второго шарнирного пальца.

Предпочтительно, во время полета указанного воздушного судна непрерывно определяются указанный конкретный угол наклона, который получается между горизонтальной средней плоскостью приемника и продольной осью воздушного судна, и указанное конкретное значение угла поворота указанной второй оси поворота.

Датчик центрального направления, указанные датчики эксцентрического направления средней плоскости и указанные датчики бокового направления могут быть датчиками давления, которые особенно эффективны для полетов в среде кислорода с дозвуковой скоростью. Тем не менее, указанные датчики могут быть любого типа, чувствительного к направлению воздушной среды, такими как датчики силы или датчики температуры. Например, для полетов со сверхзвуковой или гиперзвуковой скоростью предпочтительно для указанных датчиков быть термопарами.

Предпочтительно:

для того чтобы поворачивать указанный приемник вокруг указанной первой оси поворота, используется привод, обеспеченный подвижным приводным элементом, и указанный конкретный угол наклона измеряется с помощью соответствующего положения указанного подвижного приводного элемента привода; и

для того чтобы поворачивать указанный приемник и указанную первую ось поворота вокруг указанной второй оси поворота, используется привод, обеспеченный подвижным приводным элементом, и указанное значение угла поворота указанной второй оси поворота измеряется с помощью соответствующего положения указанного подвижного приводного элемента указанного привода.

Настоящее изобретение дополнительно относится к устройству для осуществления способа, описанного выше.

Согласно изобретению устройство для измерения угла атаки продольной оси воздушного судна по отношению к относительному воздушному потоку, которое содержит приемник, обеспеченный на его переднем конце датчиком центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной и вертикальной средних плоскостей указанного приемника, и по меньшей мере двумя датчиками эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника, причем указанное устройство содержит:

первое средство для соединения указанного приемника с указанным воздушным судном с возможностью поворота вокруг первой оси поворота, которая параллельна указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника и ортогональна указанной продольной оси воздушного судна;

первое средство для поворота указанного приемника вокруг указанной первой оси поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник принимать конкретное наклонное положение, в котором измерения, обеспечиваемые указанными датчиками эксцентрического направления средней плоскости, равны; и

первое средство для измерения конкретного угла наклона, который получается в этом конкретном наклонном положении между указанной горизонтальной средней плоскостью приемника и продольной осью,

отличается:

тем, что указанный приемник обеспечен на его переднем конце в дополнение к указанному датчику центрального направления и указанным датчикам эксцентрического направления средней плоскости по меньшей мере двумя датчиками бокового направления, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной вертикальной средней плоскости указанного приемника; и

тем, что указанное устройство дополнительно содержит

второе средство для соединения указанного приемника с указанным воздушным судном с возможностью поворота вокруг второй оси поворота, которая параллельна указанной продольной оси воздушного судна;

второе средство для поворота указанного приемника и указанной первой оси поворота вокруг указанной второй оси поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник принимать конкретное комбинированное наклонное положение, в котором равны не только измерения, обеспечиваемые указанными датчиками эксцентрического направления средней плоскости, но и измерения, обеспечиваемые указанными датчиками бокового направления; и

второе средство для измерения конкретного значения угла поворота указанной второй оси поворота в указанном конкретном комбинированном наклонном положении приемника, причем указанный угол поворота представляет собой скольжение указанного воздушного судна.

Настоящее изобретение дополнительно относится к воздушному судну, содержащему устройство для измерения угла атаки и скольжения, как описано выше.

Сопровождающие чертежи дадут лучшее понимание того, как изобретение может быть осуществлено. На этих чертежах одинаковые ссылочные позиции обозначают одинаковые элементы.

Фиг.1 представляет собой схематический вид известного устройства для измерения угла атаки воздушного судна.

Фиг.2 представляет собой вид с торца переднего конца приемника устройства на Фиг.1, на которой горизонтальная H-H и вертикальная V-V средние плоскости указанного приемника были изображены.

Фиг.3 представляет собой схематический вид варианта выполнения устройства для осуществления настоящего изобретения.

Фиг.4 представляет собой вид с торца переднего конца приемника устройства на Фиг.3, на которой горизонтальная H-H и вертикальная V-V средние плоскости указанного приемника также были изображены.

Известное устройство, показанное схематически на Фиг.1 и 2, содержит приемник 1, который обеспечен на его профилированном переднем конце 2 датчиком 3 центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной H-H и вертикальной V-V средних плоскостей указанного приемника, и двумя датчиками 4 и 5 эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику 3 центрального направления, размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от горизонтальной средней плоскости H-H указанного приемника и являются чувствительными к направлению воздушного потока.

Указанный приемник 1 соединен с возможностью поворота его задним концом с воздушным судном (показанным только посредством его продольной оси L-L и участком фюзеляжа 6) посредством шарнирного устройства 7, ось 8 поворота которого параллельна горизонтальной средней плоскости H-H приемника 1 и ортогональна продольной оси L-L воздушного судна.

Привод 9, например приводной цилиндр, который обеспечен подвижным приводным элементом 9A, например поршнем, может поворачивать приемник 1 в обоих направлениях вокруг оси 8 поворота, как показано двунаправленной стрелкой f. Привод 9 управляется блоком 10 управления, который принимает измерения, выполняемые датчиками 4 и 5 эксцентрического направления средней плоскости, и заставляет привод 9 управлять наклоном приемника 1 вокруг оси 8 поворота таким образом, что указанные измерения от датчиков 4 и 5 эксцентрического направления средней плоскости равны. В этом положении приемник 1 выровнен с относительным воздушным потоком так, что угол α наклона указанного приемника относительно продольной оси L-L воздушного судна представляет собой угол атаки воздушного судна. Соответствующее положение подвижного приводного элемента 9A привода 9 представляет собой практическое и простое измерение указанного угла α наклона и в связи с этим угла атаки. Более того, для этого наклонного положения приемника 1, измеряющего угол атаки воздушного судна, датчик 3 центрального направления обеспечивает надежное измерение величины, которую он обнаруживает. Если указанный датчик 3 центрального направления представляет собой трубку Пито, надежное измерение, которое он обеспечивает, представляет собой полное давление.

Во время полета воздушного судна привод 9 и блок 10 управления предпочтительно работают непрерывно так, что в каждый момент приемник 1 измеряет посредством его наклона α угол атаки воздушного судна.

В варианте выполнения устройства в соответствии с настоящим изобретением, показанного схематически на Фиг.3 и 4, приемник 1 заменен приемником 11, который является подобным, но который обеспечен на его переднем конце 2 в дополнение к датчику 3 центрального направления и датчикам 4 и 5 эксцентрического направления средней плоскости двумя датчиками 12 и 13 бокового направления одного типа, которые параллельны указанному датчику 3 центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от вертикальной средней плоскости приемника 11.

Заднее шарнирное устройство 7 приемника 11 соединено для совместного поворота со стержнем 14, который установлен с возможностью поворота вокруг оси X-X поворота, которая параллельна продольной оси L-L воздушного судна, которое показано на Фиг.3, подшипниками 15 для стержня 14. Таким образом, в устройстве на Фиг.3 приемник 11 может поворачиваться комбинированным образом и вокруг линии 8, которая ортогональна продольной оси L-L воздушного судна, и вокруг линии X-X, которая параллельна указанной продольной оси L-L.

Привод 16, например приводной цилиндр, который обеспечен подвижным приводным элементом 16A, например поршнем, может поворачивать приемник 11 и ось 8 поворота в обоих направлениях вокруг оси X-X поворота, как показано двунаправленной стрелкой R-R. Приводы 9 и 16 соответственно управляются блоком 17 управления, который принимает измерения, выполняемые датчиками 4 и 5 эксцентрического направления средней плоскости, и измерения, выполняемые датчиками 12 и 13 бокового направления. Блок 17 управления заставляет приводы 9 и 16 управлять наклоном приемника 11 вокруг осей 8 и X-X поворота соответственно таким образом, что измерения от датчиков 4 и 5 эксцентрического направления средней плоскости равны и измерения от датчиков 12 и 13 бокового направления также равны.

Таким образом, в случае скольжения воздушного судна приемник 11 может быть полностью выровнен с относительным воздушным потоком. В этом комбинированном положении, выровненном с относительным воздушным потоком, значение наклона приемника 11 вокруг оси 8 (указанное, например, положением подвижного приводного элемента 9A) представляет собой угол атаки, тогда как значение наклона приемника 11 вокруг линии X-X (указанное, например, положением подвижного приводного элемента 16А) представляет собой скольжение воздушного судна.

Разумеется, во время полета воздушного судна возможно непрерывно определять значения угла атаки и скольжения воздушного судна способом, описанным выше.

1. Способ измерения угла атаки продольной оси (L-L) воздушного судна по отношению к относительному воздушному потоку, причем в способе используют приемник (11), установленный на его переднем конце датчик (3) центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной (H-H) и вертикальной (V-V) средних плоскостей указанного приемника, и по меньшей мере два датчика (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику (3) центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости (H-H) указанного приемника, причем согласно способу:

указанный приемник соединяют с указанным воздушным судном с возможностью поворота вокруг оси (8) поворота, которая параллельна указанной горизонтальной средней плоскости (H-H) указанного приемника и ортогональна указанной продольной оси (L-L) воздушного судна;

указанный приемник (11) поворачивают вокруг указанной первой оси (8) поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник принимать конкретное наклонное положение, в котором измерения, обеспечиваемые указанными датчиками (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости, равны; и

измеряют конкретный угол (α) наклона, который получают в этом конкретном наклонном положении между указанной горизонтальной средней плоскостью (H-H) приемника и продольной осью (L-L) воздушного судна,

причем указанный приемник (11) размещают на его переднем конце и в дополнение к указанному датчику (3) центрального направления и указанным датчикам (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости - по меньшей мере два датчика (12, 13) бокового направления, которые параллельны указанному датчику (3) центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной вертикальной средней плоскости (V-V) указанного приемника (11), и причем для обеспечения измерения скольжения воздушного судна:

указанный приемник (11) дополнительно соединяют с указанным воздушным судном с возможностью поворота вокруг второй оси (X-X) поворота, которая параллельна указанной продольной оси (L-L) воздушного судна;

указанный приемник (11) и указанную первую ось (8) поворота поворачивают вокруг указанной второй оси (X-X) поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник (11) принимать конкретное комбинированное наклонное положение, в котором равны не только измерения, обеспечиваемые указанными датчиками (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости, но и измерения, обеспечиваемые указанными датчиками (13, 14) бокового направления; и

измеряют конкретное значение угла поворота указанной второй оси поворота в указанном конкретном комбинированном наклонном положении приемника (11).

2. Способ по п.1,

в котором во время полета воздушного судна непрерывно определяют указанный конкретный угол наклона, который получается между горизонтальной средней плоскостью (H-H) приемника и продольной осью (L-L) воздушного судна, и указанное конкретное значение угла поворота указанной второй оси поворота.

3. Способ по п.1,

в котором указанный датчик (3) центрального направления, указанные датчики (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости и указанные датчики (12, 13) бокового направления относятся к одному типу.

4. Способ по п.3,

в котором указанный датчик (3) центрального направления, указанные датчики (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости и указанные датчики (12, 13) бокового направления являются датчиками давления.

5. Способ по п.3,

в котором указанный датчик (3) центрального направления, указанные датчики (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости и указанные датчики (12, 13) бокового направления являются датчиками температуры, такими как термопары.

6. Способ по п.1,

в котором:

для того чтобы поворачивать указанный приемник (11) вокруг указанной первой оси (8) поворота, используют привод (9), обеспеченный подвижным приводным элементом (9A), и указанный конкретный угол (α) наклона измеряют с помощью соответствующего положения указанного подвижного приводного элемента (9A) привода (9); и

для того чтобы поворачивать указанный приемник (11) и указанную первую ось (8) поворота вокруг указанной второй оси (X-X) поворота, используют привод (16), обеспеченный подвижным приводным элементом (16A), и указанное значение угла поворота указанной второй оси (X-X) поворота измеряют с помощью соответствующего положения указанного подвижного приводного элемента (16А) указанного привода (16).

7. Устройство для измерения угла (α) атаки продольной оси (L-L) воздушного судна по отношению к относительному воздушному потоку, содержащее приемник (11), который предусмотрен на его переднем конце (2), датчик (3) центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной (H-H) и вертикальной (V-V) средних плоскостей указанного приемника (11), и по меньшей мере два датчика (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику (3) центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости (H-H) указанного приемника, причем указанное устройство содержит:

первое средство (7) для соединения указанного приемника (11) с указанным воздушным судном с возможностью поворота вокруг первой оси (8) поворота, которая параллельна указанной горизонтальной средней плоскости (H-H) указанного приемника и ортогональна указанной продольной оси (L-L) воздушного судна;

первое средство (9) для поворота указанного приемника (11) вокруг указанной первой оси (8) поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник принимать конкретное наклонное положение, в котором измерения, обеспечиваемые указанными датчиками (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости, равны; и

первое средство (9A) для измерения конкретного угла наклона, который получается в этом конкретном наклонном положении между указанной горизонтальной средней плоскостью (H-H) приемника и продольной осью (L-L) воздушного судна,

причем указанный приемник (11) размещают на его переднем конце и в дополнение к указанному датчику (3) центрального направления и указанным датчикам (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости - по меньшей мере два датчика (13, 14) бокового направления, которые параллельны указанному датчику (3) центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной вертикальной средней плоскости (V-V) указанного приемника; а указанное устройство дополнительно содержит:

второе средство для соединения указанного приемника (11) с указанным воздушным судном с возможностью вращения вокруг второй оси (X-X) поворота, которая параллельна указанной продольной оси (L-L) воздушного судна;

второе средство (16) для поворота указанного приемника (11) и указанной первой оси (8) поворота вокруг указанной второй оси (X-X) поворота, для того чтобы заставлять указанный приемник (11) принимать конкретное комбинированное наклонное положение, в котором равны не только измерения, обеспечиваемые указанными датчиками (4, 5) эксцентрического направления средней плоскости, но и измерения, обеспечиваемые указанными датчиками (13, 14) бокового направления; и

второе средство (16А) для измерения конкретного значения угла поворота указанной второй оси поворота в указанном конкретном комбинированном наклонном положении приемника, причем указанный угол поворота представляет собой скольжение указанного воздушного судна.

8. Воздушное судно, содержащее устройство для измерения угла атаки и скольжения, относящееся к типу, указанному в п.7.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системе измерения давления системы воздушных сигналов. Система содержит набор крестообразно расположенных отверстий для отбора давления, смонтированных заподлицо на носовом обтекателе летательного аппарата.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах мониторинга анемобароклинометрических параметров в летательном аппарате. .

Изобретение относится к области измерения аэродинамических углов атаки и скольжения. .

Изобретение относится к области авиации и, в частности, к определению воздушных параметров полета летательных аппаратов. .

Изобретение относится к промысловому рыболовству и может быть использовано для тралового рыболовства на океанских акваториях в районах морских течений. .

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для измерения величины и направления составляющей вектора скорости потока в выбранной плоскости. .

Изобретение относится к гидрометеорологическому приборостроению и может быть использовано при определении характеристик течений на автономных стационарных пунктах наблюдений.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения направления и контроля перемещения объекта в различных системах автоматики Целью изобретения является упрощение и повышение надежности устройства .

Изобретение относится к области океанографических исследований. .

Изобретение относится к океанографической измерительной технике. .

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для измерения угла атаки воздушного судна, а в более общем случае способно измерять информацию о воздушных параметрах указанного воздушного судна и выявлять нечувствительные к числу Маха, температуре и ошибкам из-за ухода параметров и отклонения. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого используется приемник, обеспеченный центральным датчиком, датчиками, смещенными относительно центра, и боковыми датчиками, и указанный приемник соединен с воздушным судном с возможностью поворота вокруг двух ортогональных осей. При этом предложен способ измерения угла атаки продольной оси воздушного судна по отношению к относительному воздушному потоку, причем согласно этому способу используют приемник, который обеспечен на его переднем конце датчиком центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной и вертикальной средних плоскостей указанного приемника, и по меньшей мере двумя датчиками эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх