Датчик температуры торможения, встроенный в крыло - RU2137140C1

Чертежи

Описание

Данное изобретение касается датчиков воздушных параметров, используемых на летательных аппаратах. В частности, данное изобретение относится к датчикам параметров воздушной среды, встроенным в конструкцию крыла, например, такую как стойка датчика данных воздушной среды L-образной формы или часть крыла или профиля схемы "утка" летательного аппарата.

Уменьшение веса и аэродинамического сопротивления продолжают оставаться основной целью проектирования для компонентов, смонтированных снаружи на летательных аппаратах. Однако, датчики воздушных параметров для восприятия и измерения свойств текучей среды вблизи летательного аппарата предпочтительно должны выступать относительно летательного аппарата для восприятия относительно невозмущенного воздушного потока в целях регистрации точных воздушных параметров. Из соображений резервирования и надежности дублированные датчики такой критически важной для полета информации обеспечивают возможность использования резервной системы в случае отказа основной системы. К сожалению, в случае датчиков воздушных параметров, каждый датчик создает дополнительное аэродинамическое сопротивление, вес способствует усложнению электрических и пневматических связей, а также вносит дополнительный вклад в характеристики радиолокационного отражения.

Аэродинамическое сопротивление, обусловленное датчиками воздушных параметров, выступающими в газовый поток, быстро увеличивается при переходе от дозвуковых до околозвуковых скоростей. Фактически, в то время, как скорость летательного аппарата возрастает до околозвуковой, аэродинамическое сопротивление известных датчиков обнаруживает резко выраженную и нежелательную тенденцию движения вверх. Этот компонент аэродинамического сопротивления, увеличенный вследствие наличия резервных датчиков воздушных параметров, может стать значительным. Таким образом, в этой области техники существует потребность в эффективных датчиках воздушных параметров, имеющих аэродинамически приемлемую форму.

Известен датчик параметров воздушного потока (патент США 5025661 (W.H. McCormack), 25.06.91, стр. 1-10), который содержит аэродинамическую стойку, имеющую переднюю кромку и заднюю кромку, по меньшей мере одно впускное отверстие рядом с передней кромкой, основную полость, связанную по меньшей мере с одним впускным отверстием и одним выпускным отверстием, и имеющую также дополнительную полость, связанную с основной полостью; термочувствительный элемент, расположенный в дополнительной полости, для определения температуры газа, проходящего через эту полость, и формирования выходного сигнала.

Сущность изобретения
Изобретение относится к многофункциональному датчику воздушных параметров аэродинамической формы, встроенный в стойку датчика L-образной формы или встроенный в крыло летательного аппарата. Обращенное вперед впускное отверстие пропускает поток в основную полость. Внешние стенки стойки образуют поверхности внутренних стенок первой части основной полости, а вторая часть основной полости содержит удлиненный канал, сообщенный с выпускным отверстием (отверстиями) в области низкого давления ниже по потоку от впускного отверстия. Дополнительная полость связана с основной полостью между первой и второй ее частями. Термочувствительный элемент соответствующим образом изолирован внутри дополнительной полости. Первая группа кондиционирующих текучий поток апертур, проходящих через стойку, связывает поверхности боковой стенки первой части основной полости с внешней частью датчика в области, где на внешнюю часть стойки действует уменьшенное давление. Первая группа апертур стравливает нагретым пограничным слоем поток от боковых внутренних стенок основной полости к внешней части стойки благодаря перепаду давлений между основной полостью и внешней частью стойки. Вторая группа апертур, проходящих через изогнутый, в виде уклона, дефлекторный элемент стенок, разделяющий основную и дополнительную полости, связывает потоком как основную, так и дополнительную полости с областью пониженного давления внутри стойки. Таким образом, благодаря второму перепаду давлений между по меньшей мере частью отклоняющего элемента (дефлектора) и пониженным давлением внутри датчика, распределенный отбор потока пограничного слоя происходит таким образом через вторую группу апертур. Вторая группа апертур может быть образована в пористом материале стенок.

При работе, увлеченные потоком частицы проходят, в основном, линейным путем через основную полость из впускного отверстия к основному выпускному отверстию. В то же время, распределенный отбор потока пограничного слоя из первой части основной полости происходит через боковые стенки стойки, определяющие основную полость, и/или перфорированный отклоняющий элемент. Таким образом, в сущности не содержащее частиц ненагретое ядро (центральная часть) пробы потока доходит до дополнительной полости и протекает через нее.

Предпочтительно, головка датчика установлена на конце стойки, удаленном от летательного аппарата. Соответствующие пневматические каналы проходят внутри стойки вокруг второй части основной полости для связывания по потоку многочисленных воспринимающих отверстий датчика, образованных в головке датчика, с удаленными чувствительными к давлению компонентами, определяющими многофункциональные возможности определения параметров воздушного потока. Множество стандартных бочкообразных головок датчиков, связанных с такой стойкой, будут обеспечивать многопараметрическое определение данных воздушной среды. Головка датчика также может быть выполнена в форме непрерывно криволинейной стойки, которая сужается до меньшей обращенной вперед цилиндрической части на внешнем конце. Соответствующая трубка Пито и воспринимающие статическое давление отверстия, образованные в части головки датчика, таким образом, обеспечивают возможность определения критических для полета данных воздушной среды единственным сформированным датчиком воздушных параметров аэродинамической формы. Этот вариант изобретения может использовать очень большое число аэродинамических головок датчиков для определения параметров воздушной среды, таких как любая из семейства трубок аэродинамически компенсированного давления, известных из патента США N 4730487. Информацию о критических для полета параметрах воздушной среды получают за счет размещения части головки датчика, предназначенной для восприятия давления потока, таким образом, чтобы можно было вычислить угол атаки и угол бокового скольжения, как известно из патентов США N 4836019 или N 4615213. Кроме того, датчик параметров воздушной среды, соответствующий изобретению, может быть спроектирован как цельный узел датчика, компактный автономный узел, включающий в себя датчик преобразователь, размещаемый непосредственно на поверхности крепления датчика. Преобразователи, воспринимающие параметры воздушной среды и расположенные внутри корпуса датчика, могут функционировать во взаимосвязи с таким устройством. Часть стойки или крыла, ближайшая к воспринимающим поток отверстиям, обычно электрически нагревается для исключения возможности обледенения датчика и обеспечения всепогодного режима его функционирования.

Краткое описание чертежей
На фиг.1 представлен вид сбоку в вертикальной плоскости первого варианта датчика воздушных параметров, соответствующего изобретению.

На фиг. 2 представлен вид спереди в вертикальной плоскости датчика воздушных параметров по линиям 2-2 на фиг. 1;
На фиг. 3 представлен вид сбоку в сечении модифицированного варианта комбинированного датчика воздушных параметров, соответствующего изобретению.

На фиг.4 представлен вид в поперечном сечении датчика воздушных параметров по линиям 4-4 на фиг.2.

Подробное описание предпочтительных вариантов
Как показано на фиг.1, датчик воздушных параметров 100 выступает относительно основания 102, соединенного с опорной поверхностью 104. Полая стойка 106, имеющая аэродинамическую (обтекаемую) форму, прикрепленная к основанию 102 на ближнем конце, поддерживает датчик 100 в положении ввода в текучий поток газа, обозначенный стрелкой 108, что передняя кромка 110 обращена по существу навстречу газовому потоку 108. Боковые поверхности стенок элемента стойки 106 имеют выпуклые формы в боковом разрезе, благодаря чему формируется хорошо известный градиент давления под воздействием газового потока 108, как подробно описано ниже. Впускное отверстие 112 чувствительного элемента рядом с передней кромкой 110 аэродинамической стойки 106, пропускает газ 108 в основную газовую полость 114. Положительное давление газового потока вблизи передней кромки 110 датчика 100 обеспечивает первый перепад давлений на передней кромке 110 относительно внутренней части стойки 106. Внутренность стойки 106 связывается по потоку посредством апертур в боковых стенках стойки с областью пониженного давления на внешней части боковых сторон стойки 106. Второй перепад давлений между основной полостью 114 и внешней частью стойки 106 переносит текучий поток пограничного слоя через первую группу апертур 130. Первый перепад давлений переносит часть потока 108 в основную полость 114 перед выпуском газа из датчика 100 через выпускное отверстие (отверстия) 116, чувствительного элемента датчика, осуществил связь по потоку с областью пониженного давления. Впускное отверстие 112 может содержать более одного входа и может быть размещено на любой боковой поверхности стойки 106 достаточно близко к передней кромке 110. Положение впускного отверстия 112 может быть определено с учетом известных данных распределения давления.

Как показано на фиг. 2 и 3, иллюстрирующих модифицированную форму датчика (чувствительного элемента) воздушных параметров и стойки, но с той же внутренней конструкцией, часть потока газа 108 проходит через впускное отверстие 112 и входит в основную полость 114, которая связана с дополнительной полостью 122, ориентированной под углом пересечения относительно основной полости. Дополнительная полость 122 содержит термочувствительный элемент 120 для измерения температуры потока 108. Продольная ось дополнительной полости 122 предпочтительно образует тупой угол с находящимся ниже по потоку (сзади) продолжением продольной оси основной полости 114 в месте их соединения. Продольная ось основной полости параллельна направлению потока газа. Как известно, градиент давления снаружи аэродинамического тела, подобного датчику воздушных параметров 100, начинается с положительного давления на передней кромке 110, и область постепенно снижающегося давления присутствует с увеличением расстояния от передней кромки. Максимальное отрицательное давление имеет место около точки максимума боковой толщины аэродинамического тела. Поскольку измерение общей температуры требует попадания части, а не всего потока газа на термочувствительный элемент 120, впускное отверстие 112 расположено в области положительного давления, а выпускные отверстия 116 расположены в зоне менее положительного или отрицательного давления таким образом, что имеет место соответствующий поток газа через датчик 100. Поэтому одно или несколько выпускных отверстий 116 связывают внутреннюю часть третьей полости 126 с внешней частью стойки 100 в области пониженного давления газа во впускном отверстии для обеспечения прохождения потока газа через него. Таким образом, выпускные отверстия 116 предпочтительно расположены вблизи датчика 100 с наибольшей боковой толщиной, для прохождения ядра (центральной части) пробы газа, протекающего через внутренние полости датчика 100, через выпускные отверстия 116 благодаря наличию перепада давлений газа между внутренней полостью и наружной частью датчика.

На фиг. 2 показана первая группа апертур 130, которая связывает по потоку газа поверхности, определяющие основную полость 114, с областью более низкого давления внешней части стойки 106 для удаления некоторого количества газа пограничного слоя с поверхностей, определяющих впускную область основной полости 114 на внутренней части стойки. Первая группа апертур 130 действует для отбора пограничного слоя газа из области относительно высокого давления газа на впуске в основную полость 114 и для вытеснения пограничного слоя газа в область относительно низкого давления газа на боковой внешней поверхности датчика 100. Вторая группа апертур 132, проходящих через элемент 131 стенки дефлектора, выпускает пограничный слой газа из основной полости 114, а также из впускной области второй полости 122, примыкающей к месту соединения с основной полостью, в третью полость 126, которая поддерживается при относительно пониженном давлении при помощи выпускных отверстий 116. Таким образом, ядро (центральная часть) пробы потока газа 108, попадает на термочувствительный элемент 120, расположенный во второй полости 122. Термочувствительный элемент 120 обеспечивает формирование выходного сигнала в линии 134 для использования соответствующей аппаратурой обработки данных воздушной среды (не показано). Термочувствительный элемент 120 может содержать термометр электрического сопротивления, термистор, оптический пирометр или другой датчик, известный в данной области техники.

Инерционное разделение вовлеченных в поток частиц имеет место, когда газ, входящий в основную полость, протекает через отверстие дополнительной полости, являющейся зоной пониженного давления, которая проходит над частью дефлектора 131. Частицы, обладающие инерцией, не поворачивают при их протекании над углом, где дополнительная полость 122 и основная полость 114 пересекаются. Поэтому вовлеченные в поток частицы продолжают протекать в основном прямолинейно через основную полость 114 и выходят из отверстия 118 для выпуска газа, образованного в области низкого давления, ниже по потоку от входа в дополнительную полость 122. Выпускное отверстие может находиться на конце основной газовой полости 114 датчика 100 или может быть образовано в боковой стенке стойки. Таким образом, капли воды, частицы льда и другой мусор, вовлеченные в поток, проходят только через основную полость 114 и не входят в дополнительную полость 122 и не попадают на чувствительный элемент 120. По существу все такие частицы удаляются в результате прохождения по инерции через отверстие из полости 114 в полость 122 вдоль отклоняющего элемента 131 вследствие угловой ориентации основной полости 114 к дополнительной полости 122.

Отделение пограничного слоя газа происходит в результате распределенного отбора пограничного слоя газа таким образом, что только ядро пробы газа попадает на термочувствительный элемент 120. Таким образом, при работе устройства, в основном только не содержащее частиц ядро (центральная часть) протекает по контуру угла, образованного основной полостью 114 формирует выходной сигнал в линии 134, определяющий общую температуру текучего потока. Окна 116 для выпуска газа чувствительного элемента, проходящие через внешнюю стенку датчика от полости 126, которые могут находиться вблизи конца основания стойки на некотором расстоянии от термочувствительного элемента 120, позволяют ненагретому газу, протекающему над чувствительным элементом 120, проходить изнутри датчика 100 в точке пониженного давления, как описано выше.

Согласно фиг. 1, датчик 100 соединяется с обычной бочкообразной трубкой Пито или головкой датчика 101 со статической трубкой Пито, установленной навстречу потоку газа 108, на конце стойки 106, удаленной от поверхности крепления 104. Датчик с трубкой Пито, статической трубкой Пито или датчик угла атаки соединены со стойкой 106, с некоторыми модификациями, требуемыми для реализации характеристик измерения давления, хорошо известных в данной области техники. Соответствующие трубки или каналы 136,138 предусмотрены по меньшей мере для одного отверстия 142 для определения статического давления и/или для одного отверстия для определения 140 с трубкой Пито, и предусмотрено подходящее нагревательное средство 141 для предотвращения обледенения.

Трубки или каналы 136, 138 взаимосвязаны с приборами 104А или соответственно с приборами для измерения давления трубок Пито Pm1 и для индикации статического давления Pm2, как описано в патенте США N 4,730, 487.

Подходящие нагревательные элементы 141, подключенные к внешнему корпусу датчика 100, обеспечивают всепогодный режим работы датчика 100. Нагревательные элементы 141 могут быть припаянными изнутри твердым припоем в стойке 100 или припаянными извне в канавках на внешней стороне стойки 100 для обеспечения возможности оттаивания, что необходимо для точной работы датчика 100 в условиях обледенения. Дополнительная возможность оттаивания связана с циркуляцией поглощенного газа через различные апертуры 123, связывающие по потоку дополнительную полость 122 с третьей полостью 126 таким образом, что газ течет в третью полость 126 и циркулирует внутри нагретого внутреннего пространства, образующего полость 126 датчика, перед вытеснением газа через выпускные окна 116.Такая внутренняя циркуляция газа уменьшает требуемый термический выход нагревателя 141, что, в свою очередь, уменьшает тепловое воздействие нагревателя на термочувствительный элемент 120. Нагревательный элемент 141 сообщает более высокую температуру третьей полости 126 таким образом, что газ, циркулирующий в третьей полости 126, передает тепло стенкам датчика для эффективного оттаивания датчика 100.Соответствующее защитное экранирование 120А (фигура 3) для чувствительного элемента 120 может быть использовано для экранирования чувствительного элемента 120 от термических и радиационных перепадов, что известно в данной области техники.

На фиг.3 представлен датчик воздушных параметров модифицированной формы, установленный в секции стойки, имеющей внутреннюю полость, идентичную показанной на фиг. 1,2 и 4. Внешний конец секции стойки, показанной на фиг. 3, изгибается от секции стойки вперед по направлению к переднему концу обращенной вверх по потоку, и может иметь трубку Пито и отверстия для определения статического давления как показано для бочкообразного датчика по фиг. 1.

На фиг.4 представлена предпочтительная конфигурация впускного отверстия 112, первой группы выпускающих пограничный слой апертур 130, второй группы апертур 132, причем дефлектор 131 и выпускные отверстия 116 взаимодействуют таким образом, что только необходимое ядро (центральная часть) пробы газа достигает термочувствительного элемента 120. Газ относительно высокого давления, присутствующий в первой части основной полости 114, заставляет газ, находящийся в дополнительной полости 122, вытекать через выпускные окна 116 в область пониженного давления таким образом, что газ свободного потока (в противоположность газу пограничного слоя) воспринимается термочувствительным элементом 120, который генерирует выходной сигнал в линии 134. Удаление газа пограничного слоя путем распределенного отбора газа с поверхностей выше по потоку от впускного отверстия может быть также выполнено путем применения щелей или пористой или надлежащим образом агломерированной поверхности в месте первых апертур 130 и вторых апертур 132.

Хотя данное изобретение было описано со ссылкой на предпочтительные варианты, специалистам должно быть ясно, что могут быть сделаны изменения по форме и в деталях в пределах сущности и объема изобретения.

Реферат

Изобретение касается датчиков воздушных параметров, используемых на летательных аппаратах, в частности к датчикам параметров воздушной среды, встроенным в конструкцию крыла. Датчик воздушных параметров содержит аэродинамическую стойку, основную и дополнительную полости. В дополнительной полости расположен термочувствительный элемент для определения температуры воздушного потока. Дополнительная полость расположена под углом к основной полости так, что вовлеченные в поток частицы направляются в выпускное отверстие. В аэродинамической стойке образованы отверстия для удаления газа пограничного слоя. Датчик воздушных параметров имеет также цилиндрический элемент с отверстиями для определения давления газа. Такое выполнение датчика позволит уменьшить вес и аэродинамическое сопротивление конструкции. 2 с. и 12 з.п ф-лы, 4 ил.

Формула