Вихровий датчик аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості

 

Винахід відноситься до галузі вимірювань параметрів рухомого об'єкта, зокрема до пристроїв для вимірювання величини (модуля), кута напряму (аеродинамічного кута) вектора швидкості та інших параметрів руху рухомого об'єкта щодо навколишнього повітряного середовища, і може бути використано в якості датчика аеродинамічного кута (кута атаки або ковзання), істинної повітряної швидкості та інших висотно-швидкісних параметрів дозвукового літального апарату, зокрема літака, малорозмірних і надлегких літальних апаратів, інших об'єктів малої авіації.

Відомі пристрої для вимірювання аеродинамічного кута літального апарату флюгерного типу - флюгерні датчики аеродинамічних кутів (Солдаткін В. М. Методи і засоби вимірювання аеродинамічних кутів літального апаратів. Казань: Вид-во Казан., держ. техн. ун-ту, 2001. - 448 с. - [1]; Клюєв Р. В., Макаров Н.Н., Солдаткін В. М., Єфімов В. П. Вимірювачі аеродинамічних параметрів літальних апаратів / Під ред. Ст. А. Мішина. Ульяновська: Вид-во Ульяновськ, держ. техн. ун-ту, 2005. - 509 с. - [2]).

Такий датчик аеродинамічних кутів представляє собою вимірювальний пристрій точної механіки, чутливий елемент ничного шару літального апарату. Під дією аеродинамічних сил флюгер орієнтується за напрямом набігаючого повітряного потоку і кутове положення флюгера щодо напрямку поздовжньої осі літального апарату визначає величину і знак аеродинамічного кута в місці установки датчика.

З-за наявності в набегающем повітряному потоці рухомого елемента у вигляді вільно орієнтується флюгера флюгерний датчик аеродинамічних кутів критичний до навантаження рухомої системи, її незбалансованості, схильний аеродинамічним збурень набігаючого повітряного потоку, що пов'язані з турбулентністю атмосфери та пульсаціями потоку, усунення впливу яких призводить до ускладнення конструкції датчика. З за малості встановлює моменту флюгера при швидкостях польоту менше 70...100 км/год, а також на несталих режимах, пов'язаних з виконанням просторових маневрів літального апарату, флюгерні датчики аеродинамічних кутів мають значні похибки ([1], стор 45, стор 63-70).

При визначенні істинної повітряної швидкості літального апарата використовується аэрометрический метод, для реалізації якого за допомогою приймача повітряних тисків і температури приймача сприймаю інформації: Підручник для авіаційних вузів. М: Машинобудування, 1981. - 344 с. - [3]; Браславський Д. А., Логунов С. С, Пельпор Д. С. Авіаційні прилади та автомати: Підручник для авіаційних вузів. М: Машинобудування, 1978. - 432 с. - [4]). Значення вказаних первинних інформативних сигналів перетворюються в електричні сигнали, які обробляються у відповідності з відомими алгоритмами ([3], стор 319-321) в вичислителе, де визначається величина істинної повітряної швидкості. При цьому сприйняття, передачі, перетворення та обробка амплітудних інформативних сигналів пов'язані з появою методичних та інструментальних похибок ([3], стор 321-322).

Для одночасного вимірювання аеродинамічного кута, істинної повітряної швидкості та інших висотно-швидкісних параметрів на сучасних літальних апаратах приймач повітряних тисків встановлюється на рухомому флюгері, як це реалізовано у флюгерне датчику аеродинамічних параметрів ДАП-3 (Макаров Н.Н. Системи забезпечення безпеки функціонування бортового эргатического комплексу: теорія, проектування, застосування / Під ред. доктора техн.. наук В. М. Солдаткіна. М.: Машинобудування / Машинобудування - Політ, 209. 760 с. - [4], стор 426-433). Така комбінація флюгерного датчика аеродинамічних кутів і пнедостатки використовуваних елементів і реалізованих методів.

Відомі пристрої для вимірювання величини кута напрямку вектора швидкості газового (повітряного) потоку, що реалізують аеродинамічний метод (спосіб) вимірювання (Петунін А. Н. Методи і техніка вимірювань параметрів газового потоку (приймачі тиску і швидкісного напору). М: Машинобудування, 1972. - 332 с. - [5]; Горлин С. М., Слезингер В. І. Аэромеханические вимірювання. Методи і прилади. М.: Наука, 1964. - 636 с. - [6]). У таких пристроях в контрольований набігаючий повітряний потік вноситься багатоканальний приймач тиску, наприклад, у вигляді сферичного тіла з циліндричною основою, який сприймає повне і статичну тиску набігаючого повітряного потоку, за яким визначається величина (модуль) вектора швидкості набігаючого повітряного потоку. Цей же приймач сприймає тиску, що несуть інформацію про кутовому положенні вектора швидкості набігаючого повітряного потоку відносно осей приймача, за якими визначаються кути напрямку вектора швидкості набігаючого повітряного потоку.

Застосування таких пристроїв для вимірювання величини (модуля) і аеродинамічного кута (кута атаки і ковзання) вектора істинної повітряної швидкості літального апарату, зокрема літака,аботки амплітудних пневматичних інформативних сигналів, обумовлених умовами обтікання приймача, зміною стану навколишнього повітряного середовища (густини, температури, атмосферного тиску, вологості, забруднення тощо), а також дрейфом нуля, зміною чутливості, нестабільністю та іншими інструментальними похибками амплітудних вимірювань використовуваних датчиків тисків, перепадів тиску і температури.

Відомо (Навицкий П. В., Кнорринг В. Р., Гутників Ст. Ст. Цифрові прилади з частотними датчиками. - Л.: Енергія, 1970. - 423 с. - [7]), що з енергетичної точки зору найважчим ділянкою вимірювальної ланцюга будь-якого вимірювального пристрою є ділянка від джерела вимірювальної інформації до входу первинного вимірювального перетворювача, де вимірювальна інформація передається самим малим по потужності потоком енергії. Виникаючі на цій ділянці втрати інформації вже не можуть бути заповнені ніякими подальшими перетвореннями. З цієї точки зору значно менші втрати інформації мають місце при сприйнятті, перетворення, передачі і обробці частотно-часових періодичних інформативних сигналів, у тому числі пневматичних.

Відомі пристрої для вимірювання витрати (швидкості) газових (возенними своїми перерізами поперек контрольованого потоку. При цьому періодичний зрив вихрів породжує періодичні імпульси тиску поблизу тіл, які поширюються вдалину від тіла, утворюючи так звані вихрові доріжки Кишені (Киясбели А. Ш., Перельштейн М. Е. Вихрові вимірювальні прилади. М: Машинобудування, 1972. - 152 с. - [8]).

Відомий датчик кута напрямку набігаючого повітряного потоку, побудований на основі використання вихрових доріжок Кармана ([1], стор 35-37). Таке пристрій призначений для вимірювання аеродинамічного кута літального апарату і містить два тіла пластинчастої форми, наприклад клиновидних, встановлені своїми підставами зустрічно набігаючого повітряного потоку, два пристрої реєстрації частот вихреобразования за тілами або у вихрових доріжках за ними і пристрій обробки, на виході якої формується вихідний сигнал по вимірюваному аеродинамічному кутку.

Однак такий пристрій - вихровий датчик аеродинамічного кута, має ряд недоліків. Вимірюваний аеродинамічний кут α пов'язаний з вимірюваними частотами f1, f2неявній залежністю, що ускладнює його тарування. Крім того, на виході датчика не видається вихідний сигнал по істинної повітряної швидкості, що обмежує опції�ихревой датчик аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості, в якому одночасно визначаються аеродинамічний кут і дійсна повітряна швидкість, які визначаються по частотах вихреобразования за клиноподібними тілами за досить простим аналітичним рівнянням (Патент РФ на винахід №2506596, МПК G01P 5/00. Вихровий датчик аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості / Солдаткін В. М., Солдаткіна Е. С. Заявл. 16.07.2012. Опубл. 10.02.2014. Бюл. №4. - 13 с. - [9]).

Таке пристрій - прототип, призначене для одночасного вимірювання аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості і містить два клиновидних тіла, встановлені своїми підставами зустрічно набігаючого потоку, два пристрої реєстрації частот вихреобразования за тілами і пристрій обробки, при цьому підстави клиновидних тіл мають однакові розміри і розташовані ортогонально один до одного, на верхніх і нижніх підставах обох клиновидних тіл встановлені струевипрямители у вигляді тонких плоских пластин, виділяють зони вихреобразования клиновидних тіл в набегающем потоці повітря, а пристрій обробки інформації виконано у вигляді обчислювача, на виході якого формується значення вимірюваного аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості у соответствиржит два клиновидних тіла 1, розташовані своїми підставами ортогонально один до одного і зустрічно набігаючого повітряного потоку. На тильних поверхнях клиновидних тіл 1 розташовані пристрої реєстрації частот вихреобразования за тілами, що включають приймачі 2 пульсацій тисків на тильних поверхнях клиновидних тіл і пневмоэлектрические перетворювачі 3, встановлені поблизу або на поверхні клиновидних тіл і пов'язані з пристроями реєстрації частот 4, які вимірюють частоту f1і f2вихреобразования за клиноподібними тілами. Виходи пристроїв 4 підключені до входу пристрою обробки 5, виконаного у вигляді обчислювача, на виході якого формуються значення аеродинамічного кута α і істинної повітряної швидкості VBзгідно з рівняннями:

;,

де f1і f2- частоти вихреобразования за клиноподібними тілами; Sh - число Струхаля; α і VB- вимірюваний аеродинамічний кут і дійсна повітряна швидкість.

При конструктивній реалізації датчика вихрового аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості клиноподібні тіла розташовуються на одній осі друг над іншому, як показано на фіг.2. З метою �літального апарату, перпендикулярно загальної осі клиновидних тіл встановлені струевипрямители, виконані у вигляді тонких дисків 6, розташованих на верхніх і нижніх підставах обох клиновидних тіл 1 і виділяють в набегающем повітряному потоці зони вихреобразования клиновидних тел.

Вихровий датчик аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості працює наступним чином.

Вихровий датчик аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості встановлюється на літальному апараті таким чином, щоб вісь симетрії клиновидних тіл збігалася з напрямком поздовжньої осі літального апарату, а їх перетину знаходилися в площині зміни визначається аеродинамічного кута.

При зміні аеродинамічного кута α клиноподібні тіла 1 перебуватимуть до напрямку набігаючого повітряного потоку зі швидкістю V під різними кутами φ10+α і φ20-α, що призводить до зміни частот f1і f2вихреобразования.

Приймачі 2, розташовані за клиноподібними тілами, сприймають пульсації тиску на тильних поверхнях клиновидних тіл, які реєструються пневмоэлектрическими перетворювачами 3, встановленими всередині клиновидних тіл 1 або непоустройства реєстрації частот 4, які вимірюють частоту f1і f2вихреобразования за клиноподібними тілами 1.

Частоти f1і f2вихреобразования за клиноподібними тілами, підстави яких розташовані ортогонально один до одного під кутом 2φ0=90°, будуть визначатися співвідношенням виду

Виміряні частоти f1і f2надходять на вхід пристрою обробки, виконаного у вигляді обчислювача 5, вихідні сигнали якого визначаються у відповідності з наступними рівняннями

Обчислювач реалізує алгоритми визначення аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості відповідно до рівнянь (2) і (3) та видає вихідні сигнали за вимірюваними параметрами в цифровій формі, зручній для використання в системах відображення інформації в каналах автоматичного керування літального апарату.

При цьому з метою забезпечення вимірювання в тривимірному набегающем потоці та усунення впливу іншого аеродинамічного кута β вектора істинної повітряної швидкості літального апарату перпендикулярно загальної осі клиновидних тіл встановлюються струевипрямители, виконані у вигляді тонких �шному потоці зони вихреобразования клиновидних тел.

При цьому за рахунок струевипрямителя просторовий набігаючий повітряний потік трансформується в плоскі потоки, оточуючі робочі поверхні клиновидних тіл 1. Так як в реалізованих обчислювачем 5 алгоритмах для визначення аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості використовуються різниці і відносини частот, то така трансформація просторового набігаючого повітряного потоку дозволяє істотно знизити вплив скосу набігаючого потоку в площині, перпендикулярній площині вимірювання, і, отже, зменшити похибки, зумовлені цим скосом потоку.

Однак пристрій-прототип має ряд недоліків, пов'язаних з обмеженими функціональними можливостями за визначенням інших висотно-швидкісних параметрів, що визначають рух літального апарата відносно навколишнього повітряного середовища. Це обмежує застосування вихрового датчика на літаках, малорозмірних і надлегких літальних апаратах, в тому числі безпілотних і дистанційно-пілотованих.

Технічний результат винаходу полягає в підвищенні ефективності застосування вихрового датчика, а саме:

1) розширення функціональних можливостей за рахунок одноврем�ьно навколишнього повітряного середовища;

2) вимірювання висотно-швидкісних параметрів руху за допомогою одного багатофункціонального сенсора;

3) розширення функціональних можливостей одного інтегрованого датчика вихрового практично без ускладнення його конструктивної схеми.

Технічний результат досягається наступним.

У вихровому датчику аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості, що містить два клиновидних тіла, два пристрої реєстрації частот вихреобразования за клиноподібними тілами і пристрій обробки, при цьому клиноподібні тіла мають однакові розміри підстав, встановлених зустрічно набігаючого потоку і ортогонально один до одного, і розташовані на одній осі один над одним, при цьому на верхніх і нижніх підставах клиновидних тіл встановлені струевипрямители у вигляді тонких плоских пластин, виділяють зони вихреобразования клиновидних тіл в набегающем повітряному потоці, новим є те, що на одному, наприклад верхньому, струевипрямителе верхнього або нижнього клиновидного тіла встановлений отвір-приймач для забору статичного тиску набігаючого повітряного потоку, яке пневмоканалом пов'язано з входом пневмоэлектрического перетворювача (датчика) абсолютного тиск як алгоритми визначення аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості, так і алгоритми визначення інших висотно-швидкісних параметрів, що визначають рух літального апарата відносно навколишнього повітряного середовища - барометричної висоти, температури зовнішнього повітря, щільності повітря на даній висоті польоту, приладової швидкості і числа Маха, згідно рівнянням:

де f1і f2- частоти вихреобразования за клиноподібними тілами; Sh - число Струхаля; α і VB- вимірюваний аеродинамічний кут і дійсна повітряна швидкість; Н - барометрична висота польоту; PHі TH- абсолютний тиск і абсолютна температура на висоті H; Vnpі M - приладова швидкість і число Маха; P0=101325 Па = 760 мм рт.ст. і T0=288,15 К - середнє абсолютне тиск і середня абсолютна температура стандартної атмосфери при H=0; τ=0,0065 К/м - температурний градієнт, що визначає зміна абсолютної температури повітря THпри зміні висоти H; R=29,27125 м/К - газова постійна; k=1,4 - показник адіабати повітря; ρ0=0,125 Нс24- щільність повітря на висоті H=0.

На фіг.3 наведена функціональна схема датчика вихрового аэродинамичес�ві тіла; 2 - приймач пульсацій тисків; 4 - пристрої реєстрації частот вихреобразования; 5 - пристрій обробки; 6 - струевипрямители; 7 - отвір-приймач статичного тиску набігаючого повітряного потоку; 8 - пневмопровод; 9 - пневмоэлектрический перетворювач (датчик) абсолютного тиску.

Функціональна схема датчика вихрового аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості з розширеними функціональними можливостями (фіг.3) містить два клиновидних тіла 1, розташованих ортогонально один до одного і своїми підставами зустрічно набігаючого повітряного потоку, вектор швидкості V якого дорівнює за величиною і протилежний за знаком вектору VBістинної повітряної швидкості, тобто V=-VB. На тильних поверхнях клиновидних тіл розташовані приймачі 2 пульсацій тисків, виходи яких підключені до пристроїв 4 реєстрації частот f1і f2вихреобразования за клиноподібними тілами.

Виходи пристроїв 4 реєстрації частот вихреобразования підключені до входу пристрою обробки 5.

Клиновидні тіла 1 розташовуються на одній осі друг над іншому. На верхніх і нижніх сторонах обох клиновидних тіл 1 перпендикулярно їх осі встановлені струевипрямители 6, виполненнижающих вплив скосу набігаючого потоку в площині, перпендикулярній площині виміру, а отже, зменшують похибки, обумовлені цим скосом потоку.

Для розширення функціональних можливостей датчика вихрового аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості і забезпечення вимірювання інших висотно-швидкісних параметрів, що визначають рух літального апарата щодо визначальною повітряного середовища - барометричної висоти H, температури THзовнішнього повітря на висоті польоту H, щільності повітря ρHна висоті H, приладової швидкості Vnpчисла Маха М і інших пов'язаних з ними параметрів, на верхній або нижній поверхні одного струевипрямителя 6, наприклад верхнього, встановлений отвір-приймач 7 статичного тиску PHнабігаючого повітряного потоку, який через пневмопровод 8 пов'язаний з входом пневмоэлектрического перетворювача (датчика) 9 абсолютного тиску переважно з частотним вихідним сигналом. Вихід пневмоэлектрического перетворювача (датчика) 9 переважно у вигляді частотиfPH, пропорційної статичному тиску PHнабігаючого воздуѵализующего відповідні алгоритми визначення всіх висотно-швидкісних параметрів руху літального апарату щодо навколишнього повітряного середовища, у тому числі:

1. По приймається статичному тиску PHнабігаючого повітряного потоку у відповідності зі стандартними залежностями, відповідними ГОСТ 4401-81 (ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартна. Параметри. - М: Изд-во Стандартів. - 1981. - 179 с. - [10]) абсолютна висота польоту в діапазоні [-200 м < H < 11000 м] визначається за формулою

2. Використовуючи ГОСТ 5212-74 (ГОСТ 5212-74. Таблиця аеродинамічна. Динамічний тиск і температура гальмування повітря для швидкості польоту від 10 до 4000 км/ч. Параметри. - М: Изд-во Стандартів. - 1974. - 239 с. - [11]), справжню повітряну швидкість VB, виміряну вихровим датчиком, можна представити у вигляді

де g=9,80665 м/с2- прискорення сили тяжіння; PП=PH+Pдін- повний тиск набігаючого повітряного потоку;- динамічний тиск (швидкісний напір) набігаючого повітряного потоку.

3. Щільність повітря ρHна висоті H можна представити (Залманзон Л. А. Проточні елементи пневматичних приладів контролю і управління. - М: Изд-во АН СРСР. - 1961. - 249 с. - [12])

де ρ0=0,125 Нс/мч - щільність повітря на висоті Н=0.<� співвідношення виду

яке встановлює неявную, але однозначний зв'язок вимірюваної вихровим датчиком істинної повітряної швидкості VBз абсолютною температурою THна висоті Н.

5. Визначаючи співвідношення (8) абсолютну температуру THпо залежності (7), можна визначити щільність повітря ρHна висоті H.

6. Тоді у відповідності з ГОСТ 5212-74 [11] можна визначити (обчислити) приладову швидкість польоту, тобто справжню повітряну швидкість VB, приведене до нормальних умов на рівні H=0, за формулою

7. Число Маха М, що характеризує відношення істинної повітряної швидкості VBі швидкості звукуна висоті H, для дозвукових швидкостей польоту буде визначатися рівнянням

Таким чином, сприймаючи і вимірюючи частоти f1і f2вихреобразования за клиноподібними тілами і абсолютна статичний тиск PHнабігаючого повітряного потоку, по залежностях(5), (8), (7), (9) і (10) в вичислителе датчика вихрового визначаються усі висотно-швидкісні параметри польоту літального апарату, істотно розширюючи функціональні можливості вихрового д�стинной повітряної швидкості встановлюється на літальному апараті таким чином, щоб загальна вісь клиновидних тіл 1 була перпендикулярна площині зміни вимірюваного аеродинамічного кута α, а робочі перерізу клиновидних тіл, з ортогонально розташованими підставами, знаходилися в площині вимірювання визначається аеродинамічного кута α.

При зміні аеродинамічного кута α клиноподібні тіла 1 перебуватимуть до напрямку вектора швидкості V набігаючого повітряного потоку під різними кутами φ10+α і φ20-α, де 2φ0- кут встановлення підстав для клиновидних тіл, що призводить до зміни частот f1і f2вихреобразования за тілами.

Приймачі 2 сприймають частоти f1і f2пульсацій тисків клиновидних тіл, які реєструються (вимірюються) пристроями 4 реєстрації частот вихреобразования. Виміряні частоти f1і f2надходять на вхід пристрою обробки 5.

Отвір-приймач 7, встановлене на одному з струевипрямителей, наприклад, на верхній поверхні верхнього струевипрямителя 6, сприймає абсолютна статичний тиск PHнабігаючого повітряного потоку, яке через пневмопровод 8 надходить на вхід пневмоэлектрического перетворювача (датчика) 9 абсолютн� H, пропорційним статичному тиску PH. Вимірювана частотаfPH, пропорційна тиску PH, надходить на вхід пристрою обробки.

Пристрій обробки, виконане у вигляді обчислювача 5, реалізує алгоритми визначення аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості, відповідно до рівнянь (2) і (3), та видає вихідні сигнали по аеродинамічному кутку і істинної повітряної швидкості літального апарату. Згідно рівнянням(5), (8), (7), (9), (10) обчислювач 5 визначає абсолютну барометрическую висоту Н, абсолютну температуру зовнішнього повітря THна висоті польоту Н, щільність повітря ρHна висоті H, приладову швидкість Vпрчисла Маха M, істотно розширюючи функціональні можливості та область застосування такого датчика вихрового висотно-швидкісних параметрів повітряних сигналів літального апарату.

Таким чином, у порівнянні з відомими датчиками аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості датчика вихрового аеродинамічного кута і істинної повітряної скороствременное вимірювання всіх висотно-швидкісних параметрів, визначають рух літального апарата відносно навколишнього середовища, тобто є багатофункціональним датчиком.

2. Вимірювання всіх висотно-швидкісних параметрів руху літального апарата здійснюється за допомогою одного нерухомого малогабаритного приймача потоку, практично не спотворює аеродинаміку літального апарату і не впливає на його аеродинамічні характеристики.

3. Вимірювання всіх висотно-швидкісних параметрів, тобто розширення функціональних можливостей вихрового датчика, забезпечується без істотного ускладнення його конструктивної схеми, а отже, підвищення собівартості його виробництва.

4. Використання частотно-часових інформативних сигналів дозволяє зменшити похибки, зумовлені дрейфом нуля і зміною чутливості пристроїв сприйняття, перетворення, передачі і обробки інформації.

5. Отримання вихідних сигналів по всіх висотно-швидкісних параметрів літального апарату безпосередньо в цифровій формі, що спрощує їх використання в сучасних системах цифрового відображення інформації, системах управління та інших технічних системах.

Слід зазначити, що діапазон робочих сЃковими швидкостями польоту.

Застосування багатофункціонального датчика аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості на різних класах дозвукових літальних апаратах, зокрема на літаках, малорозмірних і надлегких літальних апаратах, в тому числі безпілотних і дистанційно-пілотованих літальних апаратах, а також на экранопланах, інших наземних і надводних транспортних засобах, що дозволяє розширити нижню межу робочих швидкостей, підвищити точність вимірювання висотно-швидкісних параметрів, поліпшити якість пілотування і ефективність рішення тактико-технічних завдань польоту.

Вихровий датчик аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості, яка містить два клиновидних тіла, два пристрої реєстрації частот вихреобразования за клиноподібними тілами і пристрій обробки, при цьому клиноподібні тіла розташовані на одній осі, зустрічно набігаючого потоку, ортогонально один до одного, на верхніх і нижніх підставах клиновидних тіл встановлені струевипрямители у вигляді тонких плоских пластин, виділяють зони вихреобразования клиновидних тіл в набегающем повітряному потоці, який відрізняється тим, що на струевипрямителе одного з клиновидних тіл встановлений отвір-приемневмоэлектрического перетворювачі абсолютного тиску, вихід якого підключений до входу пристрою обробки, яке виконано у вигляді обчислювача, що реалізує алгоритми визначення аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості та алгоритми визначення інших висотно-швидкісних параметрів - барометричної висоти H, температури зовнішнього повітря THна висоті польоту H, щільності повітря ρH, приладової швидкості Vпрчисла Маха M, згідно рівнянням:




;
,
де f1і f2- частоти вихреобразования за клиноподібними тілами; Sh - число Струхаля; α, V, H, ρ, Vпр, M - визначаються висотно-швидкісні параметри; P0=101325 Па=760 мм рт. ст. і T0=288,15 К - середнє абсолютне тиск і середня абсолютна температура стандартної атмосфери при H=0; τ=0,0065 К/м - температурний градієнт, що визначає зміна абсолютної температури повітря THпри зміні висоти H; R=29,27125 м/К - газова постійна; k=1,4 - показник адіабати повітря; ρ0=0,125 Нс24- щільність повітря на висоті H=0.



 

Схожі патенти:

Спосіб і пристрій для вимірювання швидкості течій і хвильових процесів в океані

Винахід відноситься до області для реєстрації мікропереміщень морської води. Пристрій для реалізації заявленого способу для вимірювання швидкості течій і хвильових процесів в океані виконано у вигляді прямокутного відрізка, відкритого з торців для води, на одній стороні відрізка знаходиться плоский оптичний випромінювач, а на протилежному боці виконані отвори різного діаметру для оптичних датчиків. При цьому отвори різного діаметру для частинок одного розміру розташовані на паралельних лініях, перпендикулярних торцях відрізка. Крім того, при реалізації заявленого способу реєструють період проходження однієї частинки між трьома точками, які знаходяться на одній лінії напрямку течії на рівній відстані один від одного, і при їх рівності роблять відлік швидкості. Технічний результат - реєстрація инфранизкочастотних коливань на будь-яких глибинах і водах будь солоності. 2 н. і 4 з.п. ф-ли, 5 іл.

Спосіб визначення дійсного об'ємного вмісту пари і швидкостей фаз потоку вологого пара в паропроводе після вузла змішування потоків перегрітої пари і води

Винахід відноситься до технічної фізики і може бути використане для дослідження вимірювачів потоку насиченого вологого пара. Заявлений спосіб визначення дійсного об'ємного вмісту пари і швидкостей фаз потоку вологого пара в паропроводе після вузла змішування потоків перегрітої пари і води, що включає вимірювання витрати, статичного тиску і температури входить у вузол змішування потоку перегрітої пари, вимір витрати, статичного тиску і температури входить у вузол змішування потоку води, вимірювання статичного тиску і температури в паропроводе після вузла змішування потоків перегрітої пари і води. Спосіб також включає вимірювання динамічного розрідження в паропроводе після вузла змішування потоків перегрітої пари і води, зміна режиму течії вологого пара з параметрами теплового та/або масового витрат при збереженні значення статичного тиску, або пасивне очікування моменту виникнення такої обставини або вибір з пам'яті контролера параметрів течії вологого пара в минулий момент часу з необхідним значенням статичного тиску, теплового і масового витрат, визначення у вибраному режимі всіх вимірюваних параметрів, в исверности одержуваних даних. 1 іл.

Спосіб дистанційного визначення швидкості приводного вітру

Винахід відноситься до області океанографічних вимірювань і переважно призначений для визначення швидкості вітру над морською поверхнею. Технічний результат - забезпечення можливості враховувати внесок поверхневого течії в рівень відображених водною поверхнею радіосигналів, що підвищує точність визначення швидкості вітру. Сутність: встановленими на космічному апараті радиоальтиметром опромінюють водну поверхню, реєструють відбитий назад сигнал, по фронту радіоімпульсу визначають значну висоту поверхневих хвиль, по часу проходження сигналу до поверхні і назад визначають великомасштабний рельєф поверхні, на нього розраховують поле поверхневого течії, і визначають швидкість вітру за величиною відбитого тому сигналу з урахуванням значущою висоти хвиль і впливу поля течії на величину відбитого тому сигналу.

Спосіб розрахунку режимних характеристик висот вітрових хвиль і швидкості вітру

Винахід відноситься до методів розрахунку екстремальних значень гідрометеорологічних параметрів навколишнього середовища, які використовуються при оцінках ризику індустріальної діяльності людини. Перший варіант запропонованого способу визначення режимних характеристик висот вітрових хвиль включає в себе побудова ймовірнісної функції забезпеченості F(W0) по гістограмі H(Wi), отриманої за даними багаторічного тимчасового ряду висот хвиль Wi, і подальшу екстраполяцію функції F(W0) за межі максимальних величин використовуваного ряду. При цьому екстраполяцію функції F(W0) здійснюють шляхом побудови оптимальної аналітичної апроксимації для гістограми H(Wi), яку задають у вигляді відомої функції щільності розподілу імовірності P(W), а в якості критерію оптимальності вибору функції P(W) накладають умова, що відносне відміну нижчих статистичних моментів функції Р(W) від відповідних моментів гістограми H(Wi) не перевищує середню відносну помилку вимірювань самих значень ряду висот хвиль. Другий варіант запропонованого способу визначення режимних характеристик швидкості вітру включає в себе побудова ймовірнісної функції забезпеченості F(W0) за відомою двс�функції F(W0) за межі максимальних величин використовуваного ряду. При цьому екстраполяцію функції F(W0) здійснюють шляхом побудови оптимальної аналітичної апроксимації для гістограми Η(Wi), яку задають у вигляді відомої функції щільності розподілу імовірності P(W), а в якості критерію оптимальності вибору функції P(W) накладають умова, що відносне відміну нижчих статистичних моментів функції P(W) від відповідних моментів гістограми H(Wi) не перевищує середню відносну помилку вимірювань самих значень ряду швидкості вітру. Заявлений винахід дозволяє підвищити достовірність і прискорити процедуру визначення режимних характеристик висот вітрових хвиль. 2 н. і 2 з.п. ф-ли, 2 іл.

Пристрій для вимірювання швидкості потоку текучого середовища

Даний винахід відноситься до галузі вимірювання параметрів потоку текучого середовища, що протікає по трубопроводу. Вимірювальний пристрій для вимірювання швидкості потоку текучого середовища, протікає в трубопроводі в основному напрямку потоку, що містить з'єднаний з трубопроводом відхиляє вузол, виконаний з можливістю відхилення потоку текучого середовища від осі основного напрямку потоку трубопроводу і напряму потоку в вимірювальний ділянку, при цьому відхиляє вузол представляє собою герметичний резервуар, що має вхідну частину, з'єднану з вхідним трубопроводом, вихідну частину, з'єднану з вихідним трубопроводом, і відхиляючу частина, з'єднану з вхідною частиною і вихідний частиною, і містить трубчастий елемент, розташований, щонайменше частково, у відхиляючої частини і вихідний частини, причому трубчастий елемент має вимірювальний ділянку, забезпечений засобами вимірювання швидкості потоку текучого середовища, і з'єднувальний ділянку, що з'єднує елемент трубчастий з вихідним трубопроводом, причому відношення площі поперечного перерізу кожної вхідної частини, вихідний частини та відхиляючої частини до площі поперечного перерізу трубопроводу становить від 1:1 до 4:�жность усунення впливу низькочастотних періодичних коливань. 22 з.п. ф-ли, 12 іл.

Пристрій для вимірювання швидкості текучого середовища в трубі

Винахід відноситься до пристрою для вимірювання швидкості текучого середовища в трубі. Пристрій для вимірювання швидкості текучого середовища в трубі містить турбіну і гідродинамічний підшипник, що містить рухливий порожній стакан (30), один кінець якого є глухим і який з'єднаний з лопатями (10.1, 10.2, 10.3), і зафіксований щодо труби стовбур (32), розташований в підлогою склянці і містить, щонайменше, один перший канал (320), званий каналом для впуску мастильної рідини, і, щонайменше, один другий канал (325), званий каналом для відводу мастильної рідини. При цьому перший канал (320) і другий канал (325) утворюють ділянку гідравлічного контуру, який виконаний з можливістю забезпечення одночасної циркуляції мастильної рідини між зовнішньою бічною поверхнею ствола (32) і порожнистим склянкою (30), а також між торцем (321) стовбура і підставою (300) полого склянки (30), коли підводиться до труби мастильна рідина подається під тиском у впускний канал (канали) (320). Технічний результат - розширення діапазону вимірювання швидкостей текучих середовищ і підвищення точності. 2 н. і 9 з.п. ф-ли, 4 іл.

Ультразвуковий вимірювач швидкостей потоку

Використання: в приладобудуванні, а саме, в техніці вимірювання параметрів вітру, зокрема для вимірювання горизонтальних швидкостей та напрямку вітру, для вертикальної компоненти швидкості вітру, а також в аеропортах для забезпечення безпеки польотів повітряних суден. Ультразвуковий вимірювач швидкостей потоку доповнено шістьма нагрівачами, розташованими по два в кожній вимірювальної бази, що мають безпосередній тепловий контакт зі своїм електроакустичним перетворювачем і підключені через другий комутатор до джерела живлення і контролера температури, також трьома пристроями АБО, пристроєм управління і другим лічильником, вихід якого підключений до першого входу пристрою управління, до другого входу якого підключений вихід контролера температури, а його перший вихід підключений до керуючого входу другого комутатора, при цьому другий вихід одночасно з'єднаний з установочними (додатковими) входами пристрої синхронізації і обчислювального пристрою і першими входами трьох пристроїв АБО, причому другі входи першого і третього пристроїв АБО підключені до виходу вузла виділення третього періоду синусоїди, вихід першого пристрою АБО одновременЎчен до другого входу другого тригера, другий вхід другого пристрою АБО підключений до виходу першого тригера, а його вихід - до другого входу другого лічильника, перший вхід якого підключений до виходу третього компаратора. Технічний результат - підвищення надійності та розширення температурного діапазону функціонування. 3 іл.

Пристрій для вимірювання емісії парникових газів з грунту і рослин

Винахід відноситься до галузі сільського господарства, а саме до ґрунтознавства та екології, зокрема до способів вимірювання емісії парникових газів з грунту і рослин з використанням камер для відбору проб. Пристрій для вимірювання емісії парникових газів з грунту і рослин виконано роз'ємним і складається з циліндричних камери і підстави. Камера кріпиться до основи за допомогою двох горизонтальних пластин з затискачами. Пластини змонтовані у верхній частині основи і нижній частині камери. По центру пластин виконані отвори, діаметром рівні діаметру циліндра. Нижня частина підстави виконана зі скосами, а у верхній частині камери герметично встановлена кришка з еластичною пробкою. Камера містить пристосування для вентилювання в ній повітря. Камера може бути виконана, наприклад, з непрозорого пластику. Технічним результатом є розширення функціональних можливостей пристрою. 1 з.п.ф-ли, 3 іл.

Система повітряних сигналів вертольота

Винахід відноситься до пристроїв для вимірювання повітряних сигналів вертольота. Система повітряних сигналів вертольота містить багатоканальний аэрометрический приймач, що має 2n трубок повного тиску і 2n приймальних отворів статичного тиску, виходи 2n трубок повного тиску повідомлені пневмопроводу з входами пневмоелектричних перетворювачів з електровимірювальними схемами, які підключені до мультиплексору, вихід якого через послідовно з'єднані АЦП і мікропроцесор підключений до системи відображення інформації, вихід якого є виходом системи з висотно-швидкісних параметрів. Система повітряних сигналів вертольота додатково містить блок пневмокоммутации каналів повного тиску, який повідомлений на входах пневмопроводу з трубками повного тиску, і блок формування первинних інформативних сигналів з висотно-швидкісних параметрів і сигналу управління періодичністю автокорекції, повідомлений на пневматичному вході пневмопроводом з 2n приймальними отворами статичного тиску, перший і другий виходи якого з'єднані з мультиплексором, третій вихід - з входом системи відображення інформації, а четвертий - з электрическпогрешности вимірювання висотно-швидкісних параметрів вертольота, що особливо важливо в області малих швидкостей польоту. 5 з.п. ф-ли, 3 іл.

Вихровий датчик аеродинамічного кута і істинної повітряної швидкості

Винахід відноситься до вимірювальної техніки, зокрема до пристроїв для вимірювання величини (модуля) і кута напряму (аеродинамічного кута) вектора істинної повітряної швидкості літального апарату. Пристрій містить два клиновидних тіла, встановлені своїми підставами зустрічно набігаючого повітряного потоку ортогонально один до одного, два пристрої реєстрації частот вихреобразования за тілами і пристрій обробки, яке виконано у вигляді обчислювача з допомогою відповідних алгоритмів, що враховують частоти вихреобразования за клиноподібними тілами, число Струхаля, вимірюваний аеродинамічний кут і справжню повітряну швидкість летательною апарату. При цьому клиноподібні тіла розташовані на одній осі один над одним, а перпендикулярно до загальної осі клиновидних тіл встановлені струевипрямители у вигляді тонких пластин, розташованих на верхньому і нижньому підставах обох клиновидних тіл і виділяють їх зони вихреобразования. Технічний результат полягає в розширенні функціональних можливостей пристрою, підвищення точності вимірювання та завадостійкості, отриманні вихідних сигналів у цифровій формі. 1 з.п. ф-ли, 4 іл.
Up!