Патент на изобретение №2234100
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СИСТЕМА ПРИЕМНИКОВ ВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯ
(57) Реферат: Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам измерения давления воздуха за бортом самолета. Система приемников воздушного давления самолета содержит приемники полного и статического давления, в которой приемники статического давления выполнены в виде пластины с отверстиями, установленной на боковой поверхности справа и слева фюзеляжа самолета. На пластине укреплен аэродинамический компенсатор полуцилиндрической формы. Место расположения и размер компенсатора рассчитывается конкретно для каждого самолета. Приемник полного давления установлен на верхней поверхности носовой части фюзеляжа самолета симметрично справа и слева. Конкретно место его размещения подбирается экспериментально для каждого типа самолета. Технический результат – возможность улучшить аэродинамические характеристики самолета и условия работы бортовой радиолокационной станции, а также устранит возможность поломки выступающей штанги. 5 ил. Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам измерения давления воздуха за бортом самолета. Известны системы приемников воздушного давления в виде выносной носовой штанги и установленных на фюзеляже самолета на специальном кронштейне (см., например, патент США №4434668 по кл. 73-212 и патент Великобритании №1118793 по кл. G 01 R). Наиболее близкой конструктивно и по техническим характеристикам, принятой за прототип, является система приемников воздушного давления (ПВД), установленная, например, на самолете МиГ-29 (см. Руководство по технической эксплуатации самолета МиГ-29 № ГК-473. раздел “Система полного и статического давления”, стр. 119) и содержащая приемники полного и статического давления, расположенные на выносных носовых штангах, пневмотракты с влагоотстойниками и потребители воздушного давления. Недостатком указанной системы являются выступающие в носовой части самолета штанги ПВД, легко ломающиеся на земле, а также ухудшающие обтекание самолета воздушным потоком, что приводит к ухудшению аэродинамических характеристик и искажению диаграммы направленности антенны бортовой радиолокационной станции. Цель изобретения – устранение указанных недостатков путем улучшения аэродинамических характеристик самолета и улучшения условий работы бортовой радиолокационной станции, размещенной в носовой части самолета. Эта цель достигается тем, что система приемников воздушного давления содержит приемники полного и статического давления, пневмотракты с влагоотстойниками и потребители воздушного давления, причем каждый приемник статического давления выполнен в виде установленной на боковой поверхности фюзеляжа самолета справа и слева пластины с отверстиями, к которым прикреплены штуцеры со шлангами для соединения с потребителями воздушного давления. На пластинах размещены в заданном месте аэродинамические компенсаторы полуцилиндрической формы. Каждый приемник полного давления установлен на верхней поверхности носовой части фюзеляжа самолета симметрично справа и слева в заданном месте. Сущность изобретения поясняется чертежами: фиг.1 – размещение приемников воздушного давления на самолете; фиг.2 – приемник статического давления; фиг.3 – компенсатор аэродинамических погрешностей; фиг.4 – принципиальная схема системы приемников воздушного давления; фиг.5 – компенсация аэродинамических погрешностей. Приемники полного давления 1 (фиг.1) размещаются симметрично на верхней поверхности фюзеляжа 4 самолета на специальных кронштейнах 2 аэродинамической формы, высота и место расположения которых выбираются из условия минимизации погрешностей восприятия полного давления по результатам продувочных экспериментов в специальных аэродинамических трубах. Приемники статического давления 3 размещаются симметрично на внутренних поверхностях фюзеляжа 4 самолета, имеющих соответствующие отверстия 5. На наружной поверхности фюзеляжа крепятся панели 6 с полированными внешними плоскостями и соответствующими отверстиями 5. На некотором расстоянии от этих отверстий устанавливаются аэродинамические компенсаторы 7. Поверхность панели 6 полируется для того, чтобы исключить влияние шероховатостей поверхности фюзеляжа 4 самолета на обтекание его воздушным потоком. Приемники статического давления (фиг.2) представляют собой пластину 8, на которой закреплены с помощью сварки три штуцера угловой формы 9. Угловая форма штуцеров 9 определяется тем, что их хвостовые части с “елочкой” выходят в зону кабин и к ним крепятся резиновые трубки “дюриты” 10, монтаж которых необходимо вести вдоль внутренней поверхности обшивки фюзеляжа 4 самолета. Компенсатор аэродинамических погрешностей 7 (фиг.3) представляет собой полуцилиндр 11, в тело которого запрессованы шпильки 12. Компенсаторы 7 крепятся к панелям 6 с помощью шпилек 12 и навинчиваемых на них с внутренней стороны фюзеляжа 4 гаек 13. На принципиальной схеме системы приемников воздушного давления (фиг.4) показано соединение приемников полного давления 14 и приемников статического давления 15 через кран ПВД 16 с мембранно-анероидными приборами 1-й кабины 17, 18, 19, 20 и 2-й кабины 21, 22, 23, 24, а также датчиками 25, 26, 27 и системой воздушных сигналов 28 и через осреднитель воздушных давлений 29, выполненный по а.с. №263495, с 4-канальной комплексной системой управления 30. Сущность компенсации аэродинамических погрешностей поясняется фиг.5. При обтекании компенсатора 7, расположенного на расстоянии R от отверстия 5 приемника ПСД, плоскопараллельным потоком 32 компоненты скорости в любой точке потока могут быть определены дифференцированием потенциала скоростей Vп результирующего потока. В полярных координатах потенциал результирующего потока имеет вид:  
где Vп – скорость набегающего потока;
Rк – радиус компенсатора;
R – текущий радиус или расстояние компенсатора от приемного отверстия приемника статического давления;
 – угол, составленный направлением потока и текущим радиусом. Компоненты скорости в любой точке результирующего потока определяются с помощью следующих выражений:
где Vr – проекция скорости на направление текущего радиуса;
Vs – проекция скорости на направление, перпендикулярное к текущему радиусу.
Знак “минус” в формуле (2) указывает на то, что направление скорости потока обратно положительному направлению отсчета угла . Для той точки обшивки фюзеляжа, где находится входное отверстие приемника ПСД (угол =180 ) составляющие вектора скоростей будут иметь вид:
Местная скорость набегающего потока при обтекании приемника уже содержит аэродинамическую ошибку и равна (Vп+ V), следовательно:
Установка компенсатора 7 позволяет скорректировать местную скорость таким образом, что она будет равна скорости набегающего потока Vп, т.е. Vr=Vп, тогда:
Отсюда можно определить расстояние, на котором должен устанавливаться компенсатор, по формуле:
По своим характеристикам аэродинамический компенсатор 7 должен удовлетворять альтернативным требованиям: с одной стороны, радиус его не может быть большим, чтобы не ухудшать аэродинамические характеристики самолета, и, следовательно, нецелесообразно удалять на значительное расстояние компенсатор 7 от приемного отверстия 5 приемника ПСД, с другой стороны, устанавливать его на минимальном расстоянии также нецелесообразно из-за возникающих трудностей при конструктивном выполнении крепления компенсатора 7 при слишком малом его радиусе.
Наиболее оптимальным радиусом для компенсатора является Rк=8 мм, например, для самолета МиГ-АТ. С использованием значений аэродинамических погрешностей приемника ПСД, полученных в летных испытаниях самолета МиГ-АТ, определено расстояние компенсатора от отверстия приемника ПСД, равное R=40 мм.
Сравнивая полученные в летных испытаниях значения аэродинамических погрешностей приемников ПСД с компенсаторами и без компенсаторов с нормами, указанными в ОСТ 00762-75 “Системы статического и полного давлений для питания мембранно-анероидных приборов”, можно сделать вывод об эффективности компенсаторов.
Таким образом, система ПВД самолета может быть построена следующим образом:
– два приемника полного давления, устанавливаемые симметрично на верхней поверхности носовой части фюзеляжа самолета;
– фюзеляжные приемники ПСД, имеющие по 3 приемных отверстия для обеспечения всех потребителей системы ПВД статическим давлением. Причем, пара приемников ПСД, расположенных симметрично в районе 2-й кабины, приемные отверстия которых попарно закольцованы (как того требует ОСТ 00762-75), рассматривается в качестве источника статического давления основной системы ПВД. Пара приемников ПСД, расположенных симметрично в районе 1-й кабины, рассматривается в качестве источника статического давления резервной системы ПВД;
– кран ПВД во 2-й кабине снимается и управление системой ПВД осуществляется только из 1-й кабины.
Предлагаемая конфигурация системы ПВД на самолете таким образом обеспечит оптимальные точностные характеристики погрешностей приемников воздушного давления и позволит улучшить аэродинамические характеристики самолета и разместить антенну бортовой радиолокационной станции в носовой части самолета.
Формула изобретения Система приемников воздушного давления самолета, содержащая приемники полного и статического давления, пневмотракты с влагоотстойниками и потребители воздушного давления, отличающаяся тем, что каждый приемник статического давления выполнен в виде установленной на боковой поверхности справа и слева фюзеляжа самолета пластины с отверстиями, к которой прикреплены штуцеры для соединения с потребителями воздушного давления, причем на пластине размещен аэродинамический компенсатор полуцилиндрической формы, а каждый приемник полного давления установлен на верхней поверхности носовой части справа и слева фюзеляжа самолета. РИСУНКИ
PD4A – Изменение наименования обладателя патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение
(73) Новое наименование патентообладателя:
Адрес для переписки:
Извещение опубликовано: 27.06.2009 БИ: 18/2009
MM4A – Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 25.05.2009
Извещение опубликовано: 20.10.2010 БИ: 29/2010
NF4A Восстановление действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение
Дата, с которой действие патента восстановлено: 27.10.2010
Извещение опубликовано: 27.10.2010 БИ: 30/2010
|
||||||||||||||||||||||||||
