Способ определения паправления потока

ОПИСАНИЕ

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

328359

Союз Советских

Социалистических

Республик

Зависимое от авт. свидетельства №

Заявлено 05.VII.1968 (№ 1253240/40-23) с присоединением заявки №

Приоритет

Опубликовано 02.II.1972. Бюллетень ¹ 6

Дата опубликования описания 24.111.1972.Ч. Кл, G Olm 9/00

Комитет по делам изобретений и открытий ори Совете Министров

СССР

УДК 533.6.071.1 (088,8) Автор изобретения

Заявитель

А. Б. Крымов

Московский ордена Ленина авиационный институг им. Серго Орджоникидзе

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАПРАВЛЕНИЯ ПОТОКА

ОТНОСИТЕЛЬНО СВЯЗАННЪ|Х ОСЕЙ КООРДИНАТ

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к определению направления потока относительно связанных осей координат летательного аппарата.

Известен способ определения направления потока, заключающийся в том, что измеряют давление в заданных точках на поверхности тела вращения с помощью пневматического насадка. Однако при реализации такого способа необходим поворот насадка относительно корпуса летательного аппарата, что требует сложных технических средств.

Предлагаемый способ позволяет непрерывно визуально или автоматически в полете определять направление потока в широком диапазоне скоростей с высокой степенью точности.

Это достигается тем, что измеряют разность давлений между заданными точками поверхности, расположенными в диаметрально перпендикулярных плоскостях, параллельных основным плоскостям летательного аппарата, моделируют для каждой из плоскостей распределения разностей давлений и по нулям распределения сигналов моделей определяют направление потока относительно связанны . осей аппарата.

На фиг. 1 показана структурная схема устройства, реализующего предложенный способ; ча фиг. 2 и 3 — кривые распределения давленияя.

5 Устройство, реализующее предложенный способ, содержит часть сферы 1, снабженную дренажными отверстиями 2 по zz с каждой стороны от оси ХХ, соединенными каналами 3 с дифференциальными датчиками давления 4.

10 Сигналы с датчиков подаются на модель б, воспроизводящую кривую (функцию) распределения разности давлений между парными отверстиями, снабженную устройством 6 поиска нуля распределения разности давления, 1s сигналы с которого подаются на указатель 7 и к другим потребителям 8.

На фиг. 2 показано распределение относительно динамического давления P на части

20 сферы 1, преставляющей собой, например, лобовую поверхность летательного аппарата при различных числах Л1 полета и углах между осью симметрии ХХ сферы, параллельной продольной оси летательного аппарата и век25 тором скорости V. Ha фиг. 2 приняты следующие обозначения: а — угол атаки, P — угол скольжения, 0 — угол между осью симметрии и текущей точкой сферической поверхности, Го — вектор скорости потока для случая, ког30 да направление потока совпадает с осью сим328359 метрни, V — вектор скорости смещенного потока; P — относительное динами lcctLoc давление (частное от деления в текущей точке сферической поверхности на давление в точке, где набегающий поток нормален к поверхности), М вЂ” число Маха, P (Vp) — распределение относительного динамического давления по сферической поверхности при направлении потока Vp, Р (VL) — распределение относительного динамического давления при скошенном потоке.

На фиг. 3 показано распределение давлсния и кряжевые распределения разностей давлений, воспроизводимых моделью при различных направлениях обдува, где 9 — базовая точка модели, Π— абсцисса модели, Х,„— ордината модели, Х„(Vp)» Х., (VL) — функции распределения разности давлений, воспроизводимых моделью соответственно при прямом и скошенном обдуве.

При полете летательного аппарата в атмосфере на каждую точку сферической поверхности, представляющей собои, например, участок лобовой поверхности летательного aïïàрата, действует давление, пмеющсс статическую и динамическую составл>пощис, Величина первой составляющей определяется барометрическим давлением, а величина второй зависит в основном от скоростного напора, числа М, направления обдува. В том случае, если направление потока совпадает с осью симметрии, распределение относительного динамического давления по сферической поверхности в сечении, содержащим ось ХХ, имеет вид Р (Vo) (см. фиг. 2).

При изменении направления обдува максимум давления перемещается на величину угла атаки а, в центральном сечении, параллельном продольной плоскости, и <а величину угла р„в центральном сечении, параллельном продольной плоскости.

Величина динамического давления на сферической поверхности в точках, симметрично располо>кенных относительно точки, где поток нормален к поверхности, одинакова. Измеряя кривые Р (Vp) и P (VL) дифференциальными датчиками 4 давления, соединенными

1р каналами 8 с дренажными отверстиями 2,разности давлений между отверстиями, смещенными на и, по сигналам датчиков с помощью модели 5 можно воспроизвести кривую распределения разности давлений.

15 Положению максимума кривой распределения давления, кривые Р (Vo) и Р (), соответствует ноль кривой распределения разности давления, кривые Х,, (Vp) и X„(V>).

Устройство б поиска нуля выдает сигнал на указатель 7 и потребители 8.

Предмет изобретения

Способ определения направления потока

25 относительно сьязанных осей координат летательного аппарата, заключающ йся в том, ITo в поток помещают тело вращения, например сферический насадок, и измеряют давление в заданных точках поверхности насадка, Зр отли LQloLLLLLLLGB тем, ITQ, с целью повышения точности определения направления потока, измеряют разность давления между заданными точками поверхности, расположенными в диаметрально перпендикулярных плоскостях, 35 параллельных основным плоскостям летательного аппарата, моделируют для каждой из плоскостей распределение разностей давлений и по нулям распределения сигналов моделей определяют направление потока, 328359

Ры2,3

Составитель М. Шумилина

Техред Т. Ускова

Корректор Е. Зимина

Редактор Т. Фадеева

Типография, пр. Сапунова, 2

Заказ 669/13 Изд. Ке 180 Тираж 446 Подписное

ЦНИИПИ Комитета по делам изобретений н открытий при Совете Министров СССР

Москва, К-35, Раушская наб., д. 4, 5