Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ

Изобретение касается совершенствования систем воздушных сигналов в части точности измерения в области больших высот и скоростей полета летательных аппаратов.

Известны системы измерения воздушных параметров, описанные, например, в [1] (стр.341-356) и [2] (стр.355-374), в основе которых положено восприятие давления полного торможения и статического давления невозмущенного потока, а также температуры торможения. Такие системы в настоящее время установлены на всех классах летательных аппаратов.

Для проектируемых в настоящее время высотных сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов традиционные системы воздушных сигналов могут оказаться непригодными в силу недостаточной точности измерения.

Основанием к этому является неточность восприятия и измерения статического давления, так как с увеличением высоты погрешность восприятия и измерения приближается к измеряемой величине. Это накладывает соответствующие ограничения применимости известных систем воздушных сигналов по высотности.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является расширение возможностей точного измерения систем воздушных сигналов в более широком диапазоне высот и скоростей полета.

Технический результат заключается в том, что в предлагаемой системе используется статистическая связь между статическим давлением и температурой невозмущенного потока, которая установлена стандартными атмосферами ВСА-60 [4], ГОСТ 4401-64 [5] или ГОСТ 4401-73 [6]. На основе этой связи и известных соотношений, увязывающих параметры температур торможения и невозмущепного потока, давлений торможения и невозмущенного потока и числа М, определяется та же совокупность воздушных сигналов, что и у известных систем. Отличие состоит в том, что непосредственное восприятие статического давления невозмущенного потока при известном сочетании высоты и числа М исключается, но при этом также как и у известных систем используются данные о давлении и температуре торможения.

Сущность изобретения поясняется следующими чертежами.

На фиг.1 представлена структурная схема известных систем воздушных сигналов, где

1 - приемник полного давления Р_П,

2 - датчик полного давления Р_П,

3 - приемник температуры торможения Т_П,

4 - датчик температуры торможения Т_П,

5 - приемник статического давления Р_Н,

6 - датчик статического давления Р_Н,

7 - первый преобразователь,

8 - второй преобразователь,

9 - третий преобразователь,

10 - четвертый преобразователь,

11 - пятый преобразователь,

12 - шестой преобразователь,

13 - седьмой преобразователь,

14 - восьмой преобразователь,

q - скоростной напор,

М - число Маха,

V - истинная воздушная скорость,

Т_Н - температура невозмущенного потока,

ρ_Н - плотность воздуха,

Н - барометрическая высота,

V_пр - приборная скорость.

Приемник 1 и датчик 2 полного давления Р_П, приемник 3 и датчик 4 температуры торможения Т_П, приемник 5 и датчик 6 статического давления Р_Н функционально связаны с преобразователями. Первый преобразователь 7 подключен к датчикам полного 2 и статического 6 давления, второй преобразователь 8 подключен к первому преобразователю 7, третий преобразователь 9 подключен к датчику температуры торможения 4 и второму преобразователю 8, четвертый преобразователь 10 подключен к датчикам полного 2 и статического 6 давления, пятый преобразователь 11 подключен ко второму 8 и третьему 9 преобразователям, шестой преобразователь 12 подключен к датчику статического давления 6, седьмой преобразователь 13 подключен к датчику статического давления 6 и третьему преобразователю 9, восьмой преобразователь 14 подключен к датчику статического давления 6 и второму преобразователю 8.

На фиг.2 представлена структурная схема предлагаемой системы воздушных сигналов.

1 - приемник полного давления Р_П,

2 - датчик полного давления Р_П,

3 - приемник температуры торможения Т_П,

4 - датчик температуры торможения Т_П,

5 - приемник статического давления Р_Н,

6 - датчик статического давления Р_Н,

7 - первый преобразователь,

8 - второй преобразователь,

9 - третий преобразователь,

10 - четвертый преобразователь,

11 - пятый преобразователь,

12 - шестой преобразователь,

13 - седьмой преобразователь,

14 - восьмой преобразователь,

15 - девятый преобразователь,

16 - десятый преобразователь,

17 - одиннадцатый преобразователь,

18 - двенадцатый, преобразователь,

19 - тринадцатый преобразователь,

20 - четырнадцатый преобразователь,

21 - пятнадцатый - преобразователь,

22 - шестнадцатый преобразователь,

23 - семнадцатый преобразователь,

24 - восемнадцатый преобразователь.

q - скоростной напор,

М - число Маха,

V - истинная воздушная скорость,

Т_Н - температура невозмущенного потока,

ρ_Н - плотность воздуха,

Н - барометрическая высота,

V_пр - приборная скорость.

Приемник 1 и датчик 2 полного давления Р_П, приемник 3 и датчик 4 температуры торможения Т_П, приемник 5 и датчик 6 статического давления Р_Н функционально связаны с преобразователями. Первый преобразователь 7 подключен к датчикам полного 2 и статического 6 давления, второй преобразователь 8 подключен к первому преобразователю 7, третий преобразователь 9 подключен к датчику температуры торможения 4 и второму преобразователю 8, четвертый преобразователь 10 подключен к датчикам полного 2 и статического 6 давления, пятый преобразователь 11 подключен ко второму 8 и третьему 9 преобразователям, шестой преобразователь 12 подключен к датчику статического давления 6, седьмой преобразователь 13 подключен к датчику статического давления 6 и третьему преобразователю 9, восьмой преобразователь 14 к датчику статического давления 6 и второму преобразователю 8, девятый преобразователь 15 подключен к датчику полного давления 2 и десятому преобразователю 16, одиннадцатый преобразователь 17 подключен к датчику температуры торможения 4 и двенадцатому преобразователю 18, который подключен к девятому преобразователю 15, тринадцатый преобразователь 19 подключен к десятому преобразователю 16, четырнадцатый преобразователь 20 подключен к девятому преобразователю 15, пятнадцатый преобразователь 21 подключен к девятому 15 и двенадцатому 18 преобразователям, шестнадцатый преобразователь 22 подключен к двенадцатому 18 и тринадцатому 19 преобразователям, семнадцатый преобразователь 23 подключен к датчику полного давления 2 и девятому преобразователю 15, восемнадцатый преобразователь 24 подключен к тринадцатому 19 и девятому 15 преобразователям, при чем на выходах тринадцатого 19, четырнадцатого 20, пятнадцатого 21, шестнадцатого 22, семнадцатого 23, восемнадцатого 24 и двенадцатого 18 преобразователей формируются соответственно число М, барометрическая высота Н, плотность ρ_Н, истинная воздушная скорость V, приборная скорость V_пр, скоростной напор q и температура невозмущенного потока Т_Н.

На фиг.3 в координатах высота Н и число, М показаны границы применимости предлагаемой и известных систем воздушных сигналов. Там же показаны ограничения по минимальному скоростному напору q_min=200 кг/м² и температуре торможения Т_П=2000°К.

Как это следует из фиг.1 у известных систем воздушных параметров, основанных на восприятии и измерении параметров Р_П, Т_П и Р_Н, указанная совокупность выходных сигналов получается следующим образом:

В первом преобразователе 7 решается отношение а во втором преобразователе 8 формируется число М, в третьем преобразователе 9 по числу М и температуре торможения Т_П формируется температура невозмущенного потока как в четвертом преобразователе 10 на основе разности давлений Р_П и Р_Н формируется значение приборной скорости V_пp, в пятом преобразователе 11 на основе числа М и температуры Т_Н формируется значение истинной воздушной скорости V

С - постоянная,

в шестом преобразователе 12 на основе давления Р_Н формируется барометрическая высота Н

Н=f(Р_Н) на основе стандартной атмосферы, в седьмом преобразователе 13 на основе температуры Т_Н и давления Р_Н формируется плотность ρ_Н

, R - газовая постоянная

и наконец в восьмом преобразователе 14 на основе числа М и статического давления Р_Н формируется значение скоростного напора q

.

В предлагаемой системе воздушных сигналов на фиг.2 при определенном соотношении высоты и скорости одновременно с приемником 1 и датчиком 2 полного давления Р_П, приемником 3 и датчиком 4 температуры торможения Т_П начинают функционировать преобразователи с девятого 15 по восемнадцатый 24.

Так в девятом преобразователе 15 на основе известной функции ψ(М) с десятого преобразователя 16 и давления торможения Р_П с датчика 2 формируется статическое давление Р_Н, как

, где

при М≥1.

В двенадцатом преобразователе 18 на основе принятой модели атмосферы, устанавливающей связь Т_Н=f(Р_Н), на выходе формируется температура невозмущенного потока Т_Н, в одиннадцатом преобразователе 17 на основе температуры торможения с датчика 4 и температуры Т_Н с двенадцатого преобразователя 18 формируется функция числа М, вида

являющаяся входной для десятого преобразователя 16, на выходе тринадцатого преобразователя 19 на основе значения функции ψ(М) с выхода десятого преобразователя 16 формируется число М, в четырнадцатом преобразователе 20 на основе давления Р_Н с девятого преобразователя 15 формируется барометрическая высота H=f(Р_Н), в пятнадцатом преобразователе 21 на основе давления Р_Н и температуры Т_Н формируется плотность ρ_H

R - газовая постоянная,

в шестнадцатом преобразователе 22 на основе числа М и температуры Т_Н формируется истинная воздушная скорость

С - постоянная,

в семнадцатом преобразователе 23 на основе давлений Р_П и Р_Н, соответственно с датчика 2 и девятого преобразователя 15 формируется приборная скорость как

,

в восемнадцатом преобразователе 24 на основе числа М и давления Р_Н с тринадцатого 19 и девятого 15 преобразователей формируется скоростной напор q

Для определения ориентировочных границ применимости известных систем воздушных сигналов, элементы которых обозначены на фиг.1 и фиг.2 с 1 по 14, и предлагаемой системы, элементы которой обозначены на фиг.2 с 1 по 4 и с 15 по 24, достаточно провести их сравнение по точности измерения.

Поскольку как известные фиг.1 так и предлагаемая структура системы фиг.2 используют информацию о давлении и температуре торможения, которые измеряются достаточно точно, то при анализе их погрешностями можно пренебречь.

Как было уже указано, основную долю погрешности в известных системах с увеличением высоты полета вносит погрешность восприятия и измерения статического давления невозмущенного потока Р_Н.

Будем считать, что в известном диапазоне углов скоса потока суммарная ошибка восприятия давления Р_Н, а также ошибка измерения Р_Н датчиком давления не превышает 0.5 мм рт.ст. (66.5 Па), что составляет в пересчете на высоту Н на режимах взлета и посадки погрешность ΔН≈5.5 м.

Из [2] для сверхзвуковых скоростей М>1 погрешность измерения числа М от неточности измерения давления невозмущенного потока можно определить по формуле

где Р_Н=f(Н) в мм рт.ст.

Методическую погрешность измерения числа М предложенной системы с элементами 1÷4 и 15÷24 на фиг.2 от возможных отклонений температуры невозмущенного потока Т_Н от стандартной Т_Нст в зависимости от высоты Н можно определить из соотношения

откуда

Для определения возможных отклонений ΔТ_Н от стандартной температуры Т_Нст стандартной атмосферы для северного полушария, можно воспользоваться приложением 1 к «Таблице временной стандартной атмосферы» 1960 г. (ВСЛ-60) [3].

Величины отклонений ±ΔТ_Н в зависимости от высоты Н определим согласно [3] в доверительном интервале 80% вероятности всех возможных значений температуры для всего северного полушария. Для анализа примем предельные значения отклонений температуры от стандартной.

Из соотношений δ₁ и δ₂ видно, что они являются функцией числа М и высоты Н.

Очевидно, что отношение равное единице

определит равноценность с точки зрения точности измерения числа М известной системы воздушных сигналов и предлагаемой системой, показанной на фиг.2 элементами, обозначенными 1-4 и 15-24. Указанное соотношение в координатах М и Н устанавливает ориентировочные границы использования существующих систем воздушных сигналов.

На фиг.3 приведены в координатах М и Н в диапазоне чисел М=2÷6 и высот Н=20÷50 км границы равной точности измерения известных систем воздушных сигналов и предложенной системы с элементами 1÷4 и 15÷24 на фиг.2.

В этих же координатах показаны ограничения по минимальному скоростному напору q=200 кг/м² и температуре торможения Т_П=2000°К.

Заштрихованная область на фиг.3 между зависимостью 1 и зависимостью 2, которые соответствуют положительным и отрицательным максимальным отклонениям температуры Т_Н от стандартной Т_Нст принятой модели атмосферы соответствует равной точности измерения известных систем воздушных сигналов и предложенной со структурой элементов 1÷4 и 15÷24 фиг.2.

Ниже этой области преимущества по точности измерения имеют известные системы, а выше - предложенная структура системы с элементами 1÷4 и 15÷24 на фиг.2. В заштрихованной области на фиг.3 предлагаемая система воздушных сигналов обладает дублированной информацией по выходным сигналам равноценной точности измерения, что расширяет в целом ее функциональные возможности в части контроля работоспособности предложенной системы. В целом же предложенная система существенно расширяет границы точного измерения воздушных сигналов до высот порядка 50 км.

Необходимо подчеркнуть здесь, что при данном сравнении принята модель атмосферы и связь Р_Н=f(Т_Н), которая реализуется на фиг.2 в девятом преобразователе 15 для всего северного полушария по много годичным наблюдениям и отклонениям температуры от стандартной. Однако, если учитывать широтные и сезонные наблюдения (зима, лето…), то следует ожидать, что модели атмосферы могут быть другими и иметь меньшие предельные отклонения Т_Н от стандартной, что может повысить точность измерения предложенной системы с элементами 1÷4 и 15÷24. В этой связи двенадцатый преобразователь 18 на фиг.2 может содержать несколько моделей, учитывающих как сезонные, так и широтные наблюдения.

Как видно из фиг.3, заштрихованная область лежит между двумя кривыми 1 и 2, которые могут быть описаны функциями граничных значений М_Г1=f₁(H) и М_Г2=f₂(H).

Располагая этими зависимостями, функционирование системы в целом может осуществляться следующим образом. Известная система воздушных сигналов с элементами 1÷14 на фиг.1 и фиг.2 измеряет высоту Н и число М, одновременно сравнивая вычисленное значение числа М с граничным М_Г. При М<М_Г1 информацию известных систем воздушных сигналов следует считать более предпочтительной. При М≥М_Г1 и М≤М_Г2 известные системы с элементами 1-14 и система воздушных сигналов с элементами 1÷4 и 15÷24 следует считать равнозначными по точности измерения.

При М>М_Г2 предложенную структуру на фиг.2 с элементами 1÷4 и 15÷24 следует считать более предпочтительной по сравнению с известными системами с элементами 1÷14. При положении летательного аппарата в заштрихованной области на фиг.3 предложенная система воздушных сигналов располагает дублированной информацией о выходных сигналах, равноценной по точности измерения, что позволяет осуществлять контроль ее работоспособности в этих переходных режимах.

Таким образом, предложенная структура системы воздушных сигналов на фиг.2 существенно расширяет область ее использования до высот порядка 50 км и чисел М=2÷6.

Источники информации

1. Д.А. Браславский и др. «Авиационные приборы» Машиностроение. М., 1964 г.

2. В.А. Боднер «Авиационные приборы» Машиностроение. М., 1969 г.

3. Приложение 1 к «Таблице временной стандартной атмосферы» 1960 г. (ВСА-60)

4. «Таблица временной стандартной атмосферы» 1960 г. (ВСА-60).

5. ГОСТ 4401-64.

6. ГОСТ 4401-73.