[go: up one dir, main page]

RU2139545C1 - Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате - Google Patents

Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате Download PDF

Info

Publication number
RU2139545C1
RU2139545C1 RU97116199A RU97116199A RU2139545C1 RU 2139545 C1 RU2139545 C1 RU 2139545C1 RU 97116199 A RU97116199 A RU 97116199A RU 97116199 A RU97116199 A RU 97116199A RU 2139545 C1 RU2139545 C1 RU 2139545C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pressure sensors
nose
measuring device
heating
housing
Prior art date
Application number
RU97116199A
Other languages
English (en)
Other versions
RU97116199A (ru
Inventor
Вандель Херманн
Йост Михель
Зоммер Хельмут
Фишер-Вильк Роберт
Original Assignee
Норд-Микро Электроник-Файнмеханик АГ
Даймлер-Бенц Эйроспейс АГ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Норд-Микро Электроник-Файнмеханик АГ, Даймлер-Бенц Эйроспейс АГ filed Critical Норд-Микро Электроник-Файнмеханик АГ
Publication of RU97116199A publication Critical patent/RU97116199A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2139545C1 publication Critical patent/RU2139545C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)

Abstract

Устройство предназначено для определения аэродинамических параметров. Устройство содержит множество датчиков давления, которые расположены в носовой части корпуса летательного аппарата. В носовой части корпуса предусмотрено множество воздушных входных отверстий, которые через соединительные каналы соединены с датчиками давления. Обеспечивается повышение точности и надежности даже при больших углах атаки летательного аппарата. 19 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к измерительному устройству для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, в частности на боевом самолете.
В известных измерительных устройствах указанного вначале типа для измерения давлений предусмотрена гидрометрическая трубка, которая в виде внешней детали закреплена, например, на фюзеляже самолета. Измеряемые в гидрометрической трубке давления дают информацию о различных аэродинамических параметрах, как например, высоте и скорости. Угол атаки, соответственно, угол скольжения самолета измеряют обычно с помощью флюгарок. Расположенные снаружи гидрометрические трубки и флюгарки имеют различные недостатки. Возможно, например, что при больших углах атаки самолета измерительное устройство больше не работает надежно или, в крайнем случае, не выполняет своей функции. Причина этого заключается в том, что при больших углах атаки самолета на гидрометрической трубке происходят большие изменения направления обтекания по отношению к ее отверстию для измерения давления. Другой недостаток внешнего расположения состоит в том, что гидрометрическая трубка и флюгарки могут обнаруживаться РЛС. Наконец, они неблагоприятно влияют на аэродинамические потоки вдоль фюзеляжа самолета.
Исходя из указанного уровня техники в основе изобретения лежит задача создать измерительное устройство, в котором устраняются указанные выше недостатки. В частности, необходимо предложить измерительное устройство, которое надежно работает даже при больших углах атаки летательного аппарата.
Для решения этой задачи предлагается для измерительного устройства указанного выше типа предусмотреть, что измерительное устройство содержит множество датчиков давления, которые расположены в носовой части корпуса летательного аппарата, и что в носовой части корпуса предусмотрено множество воздушных входных отверстий, которые через соединительные каналы соединены с датчиками давления.
С помощью выполненного таким способом измерительного устройства достигается, прежде всего возможность отказаться от частей, укрепляемых извне на корпусе летательного аппарата. Согласно настоящему изобретению можно все относящиеся к измерительному устройству части интегрировать в носовой части корпуса летательного аппарата. В результате отпадают преимущественным образом части, которые могут быть обнаружены РЛС. Кроме того, дополнительно улучшаются характеристики обтекания корпуса летательного аппарата, так как неблагополучные в отношении аэродинамики части интегрированы в носовую часть корпуса.
Измерительное устройство согласно изобретению можно применять как в пилотируемых, так и в беспилотных летательных аппаратах.
Предпочтительные варианты выполнения измерительного устройства следуют из зависимых пунктов формулы изобретения.
Воздушные входные отверстия распределены, предпочтительно, по периметру и/или в продольном направлении носовой части корпуса в стенке носовой части корпуса. За счет геометрически целесообразного расположения воздушных входных отверстий на носовой части корпуса достигается возможность уверенно и надежно измерять скоростные и статические давления также при больших изменениях направления обтекания относительно координатных осей воздушных входных отверстий.
Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения датчики давления расположены в круглой шайбообразной кассете. При этом датчики давления могут иметь цилиндрическую форму. В одной круглой шайбообразной кассете располагаются, предпочтительно, одиннадцать датчиков давления.
Согласно изобретению каждый датчик давления через один или несколько соединительных каналов соединен с одним из воздушных входных отверстий. При этом соединительные каналы могут быть выполнены согласно изобретению в виде соединительных трубок и/или высверленных отверстий.
Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения датчики давления содержат основание с, по меньшей мере, одним электродом CR и одним электродом Cp, прокладку, а также мембрану с противоэлектродом. При этом основной корпус, прокладка и мембрана выполнены, предпочтительно, из керамического материала. С помощью датчика давления согласно изобретению давление, действующее на мембрану, преобразуется в электрический сигнал, который может быть соответственно обработан.
Для дальнейшей обработки полученных таким способом сигналов согласно изобретению предусмотрено, что датчики давления соединены с блоком обработки электрических сигналов.
Этот блок обработки электрических сигналов имеет, предпочтительно, структуру с резервированием и может быть выполнен согласно изобретению в форме шайбы и расположен в непосредственной близости от датчиков давления в носовой части корпуса.
Блок обработки электрических сигналов состоит, по меньшей мере, из одного микропроцессора для обработки сигналов, поступающих с датчиков давления, а также соединенного с микропроцессором преобразователем сигналов для преобразования электрических выходных сигналов микропроцессора в оптические сигналы.
За счет выполнения блока обработки электрических сигналов согласно изобретению становится возможным получать из измеряемых скоростных и статических давлений все аэродинамические параметры с помощью работающего в реальном масштабе времени расчетного алгоритма микропроцессора. Этими аэродинамическими параметрами могут быть, например, высота, скорость, число Маха, угол атаки и угол скольжения летательного аппарата. Преобразование электрических сигналов в оптические сигналы внутри блока обработки электрических сигналов имеет то преимущество, что измерительное устройство согласно изобретению не может создавать помех для работы других инструментов, также как другие инструменты не могут создавать помех для него. Так например, в непосредственной близости от измерительного устройства может, например, располагаться система РЛС самолета. Например, возможно, что измерительное устройство расположено в передней области носовой части корпуса, в то время как РЛС установлена в задней области носовой части корпуса. Это означает, что создаваемые в измерительном устройстве сигналы должны проходить мимо системы РЛС. Электрические выходные сигналы измерительного устройства могли бы создавать помехи для работы РЛС.
Согласно другому признаку настоящего изобретения измерительное устройство снабжено нагревательным устройством. Нагревательное устройство состоит, предпочтительно, из нагревательного элемента для подогрева носовой части корпуса и воздушных входных отверстий, а также из, по меньшей мере, одного проводника подогрева, с которым соединен нагревательный элемент.
Проводник подогрева проходит, предпочтительно, через шайбообразную кассету для датчиков давления и через блок обработки электрических сигналов. Для этого в кассете и блоке обработки электрических сигналов предусмотрены соответствующие проходные отверстия.
Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения нагревательное устройство является электрическим нагревательным устройством.
Нагревательное устройство согласно настоящему изобретению имеет задачу предотвращать обледенение носовой части корпуса и воздушных входных отверстий. С помощью нагревательного устройства возможно, предпочтительно, регулировать и контролировать температуру носовой части корпуса.
За счет комбинации различных материалов в носовой части фюзеляжа самолета можно достичь того, что носовая часть фюзеляжа самолета является устойчивой против эрозии. Для металлических материалов можно предотвратить тем самым коррозию носовой части корпуса.
Кроме того, изобретение предусматривает, что носовая часть корпуса соединена с фюзеляжем самолета через тефлоновую втулку. Кроме того, носовая часть корпуса может быть выполнена так, что она в отношении измерительного устройства выполняет роль клетки Фарадея, так что измерительное устройство не чувствительно к высоким частотам. Наконец, носовая часть корпуса может быть, предпочтительно, выполнена так, что возникающие при ударе молнии токи отводятся по носовой части корпуса. Таким образом, измерительное устройство является защищенным от удара молнии.
Согласно настоящему изобретению создается измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, которое работает уверенно и надежно независимо от угла атаки летательного аппарата. За счет интегрированного размещения измерительного устройства внутри носовой части корпуса летательного аппарата достигается возможность отказаться от внешних частей, которые предусмотрены для измерительного устройства в соответствии с уровнем техники. За счет этого снижается далее число частей, которые могут быть обнаружены с помощью РЛС. Так как измерительное устройство согласно изобретению вместе с другими компонентами размещено внутри носовой части корпуса летательного аппарата, то за счет выполнения отдельных компонентов согласно изобретению обеспечивается то, что измерительное устройство, а также другие инструменты не создают взаимных помех. В частности, с помощью изобретения предотвращается создание помех измерительным устройством системе РЛС. Вследствие небольшого пространства внутри носовой части корпуса система РЛС может располагаться в непосредственной близости от измерительного устройства. За счет преобразования электрических сигналов в оптические сигналы предотвращается создание помех сигналами, передаваемыми измерительным устройством чувствительной системе РЛС. Дополнительно к этой мере в измерительное устройство могут быть дополнительно интегрированы абсорбирующие конусы, за счет чего можно еще больше понизить отражения к антенне РЛС.
Оптическая передача создаваемых измерительным устройством данных имеет далее то преимущество, что число необходимых проводников может быть уменьшено. Это следует из того, что оптически разделенные сигналы различной интенсивности можно передавать по одному и тому же проводнику. За счет этого снижаются также конструктивные издержки для измерительного устройства согласно изобретению.
За счет изготовления носовой части корпуса из стойкого к эрозии и к коррозии материала достигается, что попадающие в носовую часть корпуса молнии отводятся непосредственно по поверхности носовой части корпуса. Кроме того, возможно выполнение молниеотводящих трубок, которые расположены в корпусе летательного аппарата в области перехода между носовой частью корпуса и корпусом летательного аппарата. Они тотчас отводят энергию попавшей молнии. Тем самым предотвращается повреждение измерительного устройства согласно изобретению при попадании молнии.
Изобретение поясняется ниже на примере выполнения с помощью схематических чертежей. При этом все описанные и/или не изображенные признаки сами по себе или в комбинации представляют предмет изобретения, независимо от их объединения в формуле изобретения или их связей. На чертежах изображено:
фиг. 1 - поперечный разрез носовой части фюзеляжа боевого самолета с измерительным устройством согласно изобретению;
фиг. 2 - носовая часть корпуса в виде спереди и сбоку, в которой выполнено множество воздушных входных отверстий;
фиг. 3 - шайбообразная кассета для размещения датчиков давления в виде сверху;
фиг. 4 - шайбообразный блок обработки электрических сигналов в виде сверху;
фиг. 5 - разнесенное изображение датчика давления.
На фиг. 1 показана носовая часть 10 фюзеляжа боевого самолета, которая на своей внешней стороне через тефлоновую втулку 11 соединена с фюзеляжем 12 боевого самолета. Носовая часть 10 корпуса выполнена, в основном, в виде полого тела, ограниченного стенкой 13. Внутри носовой части 10 корпуса расположено измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений.
Как показано на фиг. 1, измерительное устройство состоит, в основном, из кассеты 20 для датчиков давления, блока 40 обработки электрических сигналов, а также множества воздушных входных отверстий 30, предусмотренных в стенке 13 носовой части 10 корпуса. Воздушные входные отверстия 30 через соединительные каналы 31 соединены с расположенными в шайбообразной кассете 20 датчиками давления 21 (смотри фиг. 3). Для упрощения изображения соединительные каналы 31 изображены на фиг. 1 только штриховыми линиями.
На фиг. 1 показано далее нагревательное устройство 50 с нагревательным элементом 51, который расположен на внутренней стороне стенки 13 носовой части 10 корпуса перед кассетой 20 для датчиков давления. Нагревательный элемент находится в прямом контакте со стенкой 13 носовой части 10 корпуса. Нагревательное устройство 50 должно, в частности, предотвращать обледенение воздушных входных отверстий 30 и соединительных каналов 31.
Наконец, на фиг. 1 показаны молниеотводящие трубки 14 в фюзеляже 12 боевого самолета. Молниеотводящие трубки 14 имеют задачу непосредственно отводить попавшие в носовую часть 10 корпуса молнии. При этом создаваемые попавшей в носовую часть 10 корпуса молнией токи сперва отводятся по поверхности носовой части корпуса. В переходе от носовой части 10 к фюзеляжу самолета эти создаваемые молнией токи передаются затем в молниеотводящие трубки 14. Таким способом предотвращается повреждение попавшими в носовую часть 10 корпуса молниями измерительного устройства, а также других, не изображенных инструментов внутри носовой части корпуса.
На фиг. 2 показано, как в стенке 13 носовой части 10 корпуса расположены воздушные входные отверстия 30. Как показано на фиг. 2, в данном примере выполнения воздушные входные отверстия 30 распределены в стенке 13 носовой части 10 корпуса как по периметру, так и в продольном направлении носовой части 10 корпуса. Следует указать на то, что геометрическое расположение воздушных входных отверстий 30 согласно фиг. 2 показано лишь в качестве примера, и что возможны другие конфигурации. Как показано на фиг. 2, воздушные входные отверстия 30 распределены в большой области носовой части 10 корпуса. Эта конфигурация обеспечивает уверенное и надежное измерение как скоростного давления, так и статического давления при больших углах атаки боевого самолета, т.е. при больших изменениях направления обтекания относительно координатных осей воздушных входных отверстий.
На фиг. 3 и 4 показаны, соответственно, в виде сверху шайбообразная кассета 20 для размещения датчиков давления 21 и выполненный в форме шайбы блок 40 обработки электрических сигналов.
Как показано на фиг. 3, в шайбообразной кассете 20 расположено, в целом, одиннадцать датчиков давления 21.
При этом число датчиков давления следует рассматривать лишь как пример. Внутри шайбообразной кассеты 20 предусмотрены проходные отверстия 28, через которые проходят проводники подогрева 52, 53. Эти проводники подогрева 52, 53 являются составной частью нагревательного устройства 50 и ведут к нагревательному элементу 51 (фиг. 1). Пропускание проводников подогрева 52, 53 через проходные отверстия 28 шайбообразной кассеты 20 имеет то преимущество, что все поперечное сечение носовой части 10 корпуса может быть использовано для расположения шайбообразной кассеты 20. За счет этого достигается оптимальное использование пространства внутри носовой части 10 корпуса для размещения датчиков давления 21.
По этой же причине, как показано на фиг. 4, предусмотрены проходные отверстия 41 внутри блока 40 обработки электрических сигналов. Эти проходные отверстия 41 служат также для пропускания проводников подогрева 52, 53 через блок 40 обработки электрических сигналов. Блок 40 обработки электрических сигналов содержит все части, необходимые для измерения создаваемых датчиками давления 21 сигналов, относящихся к скоростному и статическому давлению, так что по ним можно рассчитать все необходимые аэродинамические параметры. К группе необходимых, однако в настоящем описании не раскрытых подробно частей, принадлежат также микропроцессоры или такие преобразователи сигналов, которые могут преобразовывать электрические сигналы в оптические сигналы. Как в особенности показано на фиг. 1, блок 40 обработки электрических сигналов непосредственно придан кассете 20 для размещения датчиков давления 21. Таким способом создается компактный модуль, в котором полученные параметры давления могут быть сразу обработаны и трансформированы в оптические сигналы. Образованный из блока 40 обработки электрических сигналов и кассеты 20 модуль образует перегородку носовой части 10 корпуса. За счет этого, с одной стороны, уменьшается необходимое для размещения измерительного устройства пространство. С другой стороны, предотвращается возможное взаимодействие отводимых электрических сигналов с другими инструментами и создание ими помех.
На фиг. 5 показана принципиальная конструкция датчика давления 21. Датчик давления 21 состоит из основания 22, в котором расположены электрод CR 23 и электрод Cp 24. Основание 22 через прокладку 25 соединено с мембраной 26, которая со своей стороны имеет противоэлектрод 27. В данном примере выполнения основание 22, прокладка 25, а также мембрана 27 изготовлены из керамического материала.
Ниже приведено описание работы и принцип действия измерительного устройства согласно изобретению. Для определения скоростного и статического давления во время полета воздух проникает в воздушные входные отверстия 30, предусмотренные в стенке 13 носовой части 10 корпуса. Поступивший в воздушные входные отверстия 30 воздух через соединительные трубки 31 проходит к датчикам давления 21. При этом соединительные трубки 31 находятся в прямом контакте как с воздушными входными отверстиями 30, так и с датчиками давления 21. Протекающий через соединительные каналы 31 воздух попадает в конце соединительных каналов 31 на мембрану 26 датчика давления 21. За счет этого мембрана 26, расположенная благодаря прокладке 25 на расстоянии от основания 22, изгибается в направлении основания 22. Основание 22 снабжено электродами 23, 24, а мембрана 26 противоэлектродом 27. За счет пространственного разделения электродов прокладкой 25 конструкция датчика давления 21 соответствует конструкции конденсатора. За счет перемещения мембраны 26 в направлении основания 22 и тем самым противоэлектрода 27 в направлении электродов 23, 24 изменяется емкость, определяемая поверхностями электродов. Так как перемещение мембраны зависит от давления воздуха в соединительном канале 31, то изменение емкости между электродами 23, 24 и 27 пропорционально изменению давления воздуха. Таким образом, датчик давления 21 пригоден для преобразования имеющегося давления воздуха в электрический сигнал.
Создаваемые таким способом в датчиках давления 21 электрические сигналы подводятся к блоку 40 обработки электрических сигналов, который имеет структуру с резервированием. Этот блок 40 обработки электрических сигналов расположен сразу после шайбообразной кассеты 20 для датчиков давления 21 и содержит все электрические части, необходимые для измерения и дальнейшего направления этих электрических сигналов. В данном примере выполнения блок 40 обработки электрических сигналов содержит микропроцессор, в котором с помощью алгоритмов расчета в реальном масштабе времени из измеренного скоростного и статического давления рассчитываются все необходимые аэродинамические параметры. Этими релевантными аэродинамическими параметрами являются, в частности, высота, скорость, число Маха, угол атаки и скольжения. Рассчитанные микропроцессором величины в виде цифровых сигналов подают на не изображенный преобразователь сигналов. В этом преобразователе сигналов электрические выходные сигналы микропроцессора преобразуются в оптические сигналы. Эти результирующие оптические сигналы могут быть переданы простым способом по световоду для дальнейшей обработки и использования в компьютер управления полетом боевого самолета.
В описанном выше измерительном устройстве может возникнуть случай, когда стенка 13 носовой части 10 корпуса или воздушные входные отверстия 30 во время полета покрываются льдом. Такое обледенение мешало бы работе измерительного устройства и приводило бы к искажению результатов измерения. По этой причине измерительное устройство снабжено нагревательным устройством 50. Нагревательное устройство 50 состоит из нагревательного элемента 51, который в данном примере выполнения питается от электрической сети. Электрический нагревательный элемент 51 через проводники подогрева 52, 53 соединен с подходящим источником тока (не изображен). Нагревательный элемент 51 расположен на внутренней стороне стенки 13 носовой части 10 корпуса. На основании того, что носовая часть корпуса изготовлена из теплопроводящего материала, создаваемое при включении нагревательного элемента 51 тепло передается на носовую часть 10 корпуса и тем самым на воздушные входные отверстия 30. С помощью нагревательного устройства 50 предотвращается возможное обледенение на носовой части 10 корпуса и в воздушных входных отверстиях 30.
Как показано на фиг. 1, как кассета 20 для датчиков давления 21, так и блок 40 обработки электрических сигналов расположены в той области носовой части 10 корпуса, которая имеет наибольший диаметр. Это обеспечивает размещение возможно большего количества, в данном случае одиннадцати, датчиков давления 21 в кассете 20. За счет этого повышается точность и надежность измерительного устройства согласно изобретению. Для предотвращения потери ценного места для размещения датчиков давления 21 внутри кассеты 20, соотвественно, блока 40 обработки электрических сигналов предусмотрены проходные отверстия 28, 41. При этом в особенности проходные отверстия 28 кассеты 20 расположены в той области, где не размещены датчики давления 21. Так как проходные отверстия 28, 41 служат для пропускания проводников подогрева 52, 53, необходимых для питания нагревательного элемента 51 электрическим током, то за счет указанного расположения проводников подогрева 52, 53 оптимально используется пространство внутри носовой части 10 корпуса.
С помощью настоящего изобретения возможно создание измерительного устройства для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, в частности, боевом самолете, с помощью которого обеспечивается надежная и точная работа также при больших углах атаки.

Claims (20)

1. Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате, в частности боевом самолете, отличающееся тем, что измерительное устройство содержит множество датчиков давления (21), которые расположены в носовой части (10) корпуса летательного аппарата, в носовой части (10) корпуса предусмотрено множество воздушных входных отверстий (30), которые через соединительные каналы (31) соединены с датчиками давления (21).
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что воздушные входные отверстия (30) распределены по периметру и/или в продольном направлении носовой части (10) корпуса в стенке (13) носовой части (10) корпуса.
3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что датчики давления (21) размещены в шайбообразной кассете (20).
4. Устройство по одному из пп. 1 - 3, отличающееся тем, что датчики давления (21) имеют цилиндрическую форму.
5. Устройство по одному из пп. 1 - 4, отличающееся тем, что датчики давления (21) содержат основание (22) с по меньшей мере одним электродом CR и одним электродом Cp, прокладку (25), а также мембрану (26) с противоэлектродом (27), причем основание (22), прокладка (25) и мембрана (26) выполнены предпочтительно из керамического материала.
6. Устройство по одному из пп.1 - 5, отличающееся тем, что каждый датчик давления (21) через один или несколько соединительных каналов (31) соединен с одним из воздушных входных отверстий (30).
7. Устройство по одному из пп.1 - 6, отличающееся тем, что соединительные каналы (31) выполнены в виде соединительных трубок и/или высверленных отверстий.
8. Устройство по одному из пп.1 - 7, отличающееся тем, что предусмотрено одиннадцать датчиков давления (21).
9. Устройство по одному из пп.1 - 8, отличающееся тем, что датчики давления (21) соединены с блоком (40) обработки электрических сигналов.
10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что блок (40) обработки электрических сигналов имеет структуру с резервированием.
11. Устройство по п.9 или 10, отличающееся тем, что блок (40) обработки электрических сигналов выполнен в форме шайбы и расположен в непосредственной близости от датчиков давления (21) в носовой части (10) корпуса.
12. Устройство по одному из пп.9 - 11, отличающееся тем, что блок (40) обработки электрических сигналов содержит по меньшей мере один микропроцессор для обработки сигналов, поступающих с датчиков давления (21), а также соединенный с микропроцессором преобразователь сигналов для преобразования выходных электрических сигналов микропроцессора в оптические сигналы.
13. Устройство по одному из пп.1 - 12, отличающееся тем, что измерительное устройство содержит нагревательное устройство (50).
14. Устройство по п.13, отличающееся тем, что нагревательное устройство (50) содержит нагревательный элемент (51) для подогрева носовой части (10) корпуса и воздушных входных отверстий (30), а также по меньшей мере один проводник подогрева (52, 53), который соединен с нагревательным элементом (51).
15. Устройство по п.14, отличающееся тем, что проводник подогрева (52, 53) проходит через проходные отверстия (28) в шайбообразной кассете (20) для датчиков давления (21) и проходные отверстия (41) в блоке (40) обработки электрических сигналов.
16. Устройство по одному из пп.13 - 15, отличающееся тем, что нагревательное устройство (50) является электрическим нагревательным устройством.
17. Устройство по одному из пп.1 - 16, отличающееся тем, что носовая часть (10) корпуса выполнена из стойкого против эрозии материала.
18. Устройство по одному из пп.1 - 17, отличающееся тем, что носовая часть (10) корпуса через тефлоновую втулку (11) соединена с корпусом (12) летательного аппарата.
19. Устройство по одному из пп.1 - 18, отличающееся тем, что измерительное устройство является не чувствительным к высоким частотам предпочтительно благодаря действующей как клетка Фарадея носовой части (10) корпуса.
20. Устройство по одному из пп.1 - 19, отличающееся тем, что измерительное устройство защищено от молний предпочтительно за счет отвода создаваемого молнией тока через носовую часть (10) корпуса.
RU97116199A 1996-10-01 1997-09-30 Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате RU2139545C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19640606A DE19640606C1 (de) 1996-10-01 1996-10-01 Meßeinrichtung zur Erfassung von Stau- und Statikdrücken bei einem Fluggerät
DE19640606.4 1996-10-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU97116199A RU97116199A (ru) 1999-07-10
RU2139545C1 true RU2139545C1 (ru) 1999-10-10

Family

ID=7807646

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97116199A RU2139545C1 (ru) 1996-10-01 1997-09-30 Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6038932A (ru)
EP (1) EP0834743B1 (ru)
DE (2) DE19640606C1 (ru)
RU (1) RU2139545C1 (ru)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2135971C1 (ru) * 1998-07-06 1999-08-27 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Приемник воздушного давления
FR2784457B1 (fr) * 1998-10-13 2001-01-05 Sextant Avionique Instruments combines de secours pour aeronef
FR2793022B1 (fr) * 1999-04-30 2001-07-13 Sextant Avionique Sonde multifonctions fixe pour aeronef
US6205376B1 (en) * 1999-06-22 2001-03-20 Rockwell Collins, Inc. Blocked pitot-static monitor
DE10001813C2 (de) * 2000-01-18 2003-10-30 Eads Deutschland Gmbh Meßsystem zur Ermittlung von Luftdaten eines Luftfahrzeuges sowie ein Verfahren zur Bestimmung der Luftdaten
RU2165603C1 (ru) * 2000-02-15 2001-04-20 Открытое акционерное общество Пермская научно-производственная приборостроительная компания Приемник давлений
RU2171456C1 (ru) * 2000-02-15 2001-07-27 Открытое акционерное общество Пермская научно-производственная приборостроительная компания Приемник давлений
US6439048B1 (en) 2000-09-28 2002-08-27 National Research Council In-flight calibration of air data systems using a nose-mask sensor
RU2187821C1 (ru) * 2001-01-29 2002-08-20 Открытое акционерное общество "Казанское научно-производственное предприятие "Вертолеты-МИ" Устройство для измерения скоростного напора на лопасти несущего винта вертолета
US6609421B2 (en) * 2001-05-08 2003-08-26 Rosemount Aerospace Inc. Sideslip correction for a multi-function three probe air data system
DE10124530B8 (de) 2001-05-19 2006-01-12 Eads Deutschland Gmbh Sensorstruktur zur Strömungsdatenmessung an einem Strömungskörper
RU2245525C2 (ru) * 2002-05-06 2005-01-27 Открытое акционерное Общество "Аэроприбор-Восход" (ОАО "Аэроприбор-Восход") Приемник воздушных давлений
RU2290646C1 (ru) * 2005-08-26 2006-12-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Система измерения воздушных параметров полета
RU2307357C1 (ru) * 2005-12-07 2007-09-27 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Способ измерения воздушных сигналов вертолета и система для его осуществления
RU2307358C1 (ru) * 2005-12-07 2007-09-27 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Система воздушных сигналов вертолета
US7389686B2 (en) * 2006-03-22 2008-06-24 Honeywell International Inc. Methods and systems for determining air data parameters
US8240331B2 (en) * 2008-10-16 2012-08-14 Honeywell International Inc. Negative pressure relief valve assembly
KR101089989B1 (ko) * 2009-12-24 2011-12-05 한국항공우주연구원 공기 데이터 센서장치
US8924184B2 (en) 2010-01-28 2014-12-30 Analysis And Measurement Services Corporation Pitot tube diagnostic systems and methods
US20110184701A1 (en) * 2010-01-28 2011-07-28 Analysis And Measurement Services Corporation Pitot Tube Diagnostic System
FR2960596B1 (fr) * 2010-05-25 2014-05-02 Turbomeca Dispositif d'acquisition/distribution multipoints de fluide, en particulier sonde de prise de pression dans une entree d'air de turbomachine
US8810448B1 (en) * 2010-11-18 2014-08-19 Raytheon Company Modular architecture for scalable phased array radars
DE102010052905B4 (de) * 2010-12-01 2014-08-28 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Sensoreneinrichtung zur Messung einer Anströmrichtung und Auswerteeinrichtung dafür
US10401376B2 (en) * 2014-03-28 2019-09-03 Honeywell International Inc. Co-location of high-maintenance air data system components into one LRU
EP2998817B1 (en) * 2014-09-16 2017-06-07 Aviovision System for calculating aircraft performance and method for performing the same
FR3057358A1 (fr) * 2016-10-10 2018-04-13 Airbus Operations (S.A.S.) Dispositif de mesure de parametres de vol a capteurs optiques de deformation portes par le radome d'un aeronef
US10323997B2 (en) 2017-07-03 2019-06-18 The Boeing Company Systems and methods for correcting acoustic error in pressure sensors
WO2019224833A1 (en) * 2018-05-22 2019-11-28 Indian Space Research Organization System and method for detecting faulty pressure measurements in flush air data system using pressure patterns among adjacent ports
CN111846192B (zh) * 2020-06-04 2022-06-17 中国人民解放军国防科技大学 一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段
US11579163B1 (en) 2021-07-29 2023-02-14 Rockwell Collins, Inc. Differential pressure angle of attack sensor
EP4124867A1 (en) * 2021-07-29 2023-02-01 Rockwell Collins, Inc. Differential pressure angle of attack sensor

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1579638A (en) * 1977-06-24 1980-11-19 Secr Defence Airstream pressure sensing probes
WO1982003693A1 (en) * 1981-04-09 1982-10-28 Inc Rosemount Passive temperature control arrangement for fluid flow stream sensor heater
EP0236569A1 (de) * 1985-12-13 1987-09-16 Igenwert Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Ermittlung eines Anströmwinkels und/oder der Windgeschwindigkeit an einer ortsfesten oder bewegten Messstelle
SU1364994A1 (ru) * 1985-06-10 1988-01-07 Предприятие П/Я А-3697 Приемник статического давлени
EP0409178A2 (de) * 1989-07-18 1991-01-23 Nord-Micro, Elektronik Feinmechanik Ag Sonde und Verfahren zum Messen der Relativgeschwindigkeit einer transsonisch oder mit Ultraschall anströmenden Luft- oder Gasströmung
GB2274170A (en) * 1993-01-08 1994-07-13 Short Brothers Plc Aerodynamic pressure sensor system
SU1831116A1 (ru) * 1989-08-09 1995-05-10 Казанский Авиационный Институт Им.А.Н.Туполева Устройство для определения скорости и направления потока в плоскости измерения
RU2046344C1 (ru) * 1992-11-26 1995-10-20 Государственный Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA464474A (en) * 1950-04-18 Canadian Westinghouse Company Pitot-static air speed indicator
US3079758A (en) * 1960-02-23 1963-03-05 Northrop Corp Flow direction sensor
US3262316A (en) * 1962-08-28 1966-07-26 Douglas Aircraft Co Inc Static position error compensation system and apparatus
DE1297921B (de) * 1965-03-17 1969-06-19 Smiths Industries Ltd Pitot-Staudrucksonde
GB1092939A (en) * 1965-06-17 1967-11-29 British Aircraft Corp Ltd Improvements relating to lightning conductors for aircraft
US3318146A (en) * 1966-02-14 1967-05-09 Rosemount Eng Co Ltd Pressure sensing instrument for aircraft
DE2138495A1 (de) * 1971-07-31 1973-02-01 Dornier Ag Heizeinrichtung fuer stroemungssonden
US4378696A (en) * 1981-02-23 1983-04-05 Rosemount Inc. Pressure sensor for determining airspeed altitude and angle of attack
US4718273A (en) * 1985-12-31 1988-01-12 The Garrett Corporation Combination alpha, static and total pressure probe
US4836019A (en) * 1987-08-27 1989-06-06 Rosemount Inc. Compact air data sensor
US5025661A (en) * 1989-12-11 1991-06-25 Allied-Signal Inc. Combination air data probe
DE4207951C2 (de) * 1992-03-10 1995-08-31 Mannesmann Ag Kapazitiver Druck- oder Differenzdrucksensor in Glas-Silizium-Technik
US5438880A (en) * 1994-05-17 1995-08-08 United Technologies Corporation Electrostatic linear airspeed transducer

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1579638A (en) * 1977-06-24 1980-11-19 Secr Defence Airstream pressure sensing probes
WO1982003693A1 (en) * 1981-04-09 1982-10-28 Inc Rosemount Passive temperature control arrangement for fluid flow stream sensor heater
SU1364994A1 (ru) * 1985-06-10 1988-01-07 Предприятие П/Я А-3697 Приемник статического давлени
EP0236569A1 (de) * 1985-12-13 1987-09-16 Igenwert Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Ermittlung eines Anströmwinkels und/oder der Windgeschwindigkeit an einer ortsfesten oder bewegten Messstelle
EP0409178A2 (de) * 1989-07-18 1991-01-23 Nord-Micro, Elektronik Feinmechanik Ag Sonde und Verfahren zum Messen der Relativgeschwindigkeit einer transsonisch oder mit Ultraschall anströmenden Luft- oder Gasströmung
SU1831116A1 (ru) * 1989-08-09 1995-05-10 Казанский Авиационный Институт Им.А.Н.Туполева Устройство для определения скорости и направления потока в плоскости измерения
RU2046344C1 (ru) * 1992-11-26 1995-10-20 Государственный Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина Устройство для измерения воздушной скорости сверхлегких летательных аппаратов
GB2274170A (en) * 1993-01-08 1994-07-13 Short Brothers Plc Aerodynamic pressure sensor system

Also Published As

Publication number Publication date
US6038932A (en) 2000-03-21
EP0834743B1 (de) 2002-04-17
DE59707026D1 (de) 2002-05-23
DE19640606C1 (de) 1997-09-11
EP0834743A3 (de) 1998-11-11
EP0834743A2 (de) 1998-04-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2139545C1 (ru) Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате
RU2137140C1 (ru) Датчик температуры торможения, встроенный в крыло
EP0073809B1 (en) Pressure sensor for determining airspeed, altitude and angle of attack
RU2290646C1 (ru) Система измерения воздушных параметров полета
US6010095A (en) Icing detector for aircraft
EP1948330B1 (en) Multi-function air data sensor
US5025661A (en) Combination air data probe
US4718273A (en) Combination alpha, static and total pressure probe
CN1187583C (zh) 具有内装空气温度传感器的飞机探头
US6543298B2 (en) Method of reducing total temperature errors and multi-function probe implementing same
US3646811A (en) Pressure sensor for determining fluid velocities
US7186951B2 (en) Sensor structure and sensor arrangement for measuring flow data on a flow body
EP0287223B1 (en) Air data measurement apparatus
US6250149B1 (en) System and method for generating aircraft flight data using a flush-mounted air data system
US6101429A (en) Broad-range, multi-directional aircraft airspeed measuring system
RU97116199A (ru) Измерительное устройство для измерения скоростных и статических давлений на летательном аппарате
EP0158664A1 (en) APPARATUS FOR CORRECTING BAROMETRIC PRESSURE FOR WIND DIRECTION AND SPEED ERRORS.
IL93554A (en) Water separator for air data emotion
JP3612075B2 (ja) 音響信号を聴取するための航空センサ
US3340727A (en) Ablation probe
RU2307357C1 (ru) Способ измерения воздушных сигналов вертолета и система для его осуществления
SU1144055A1 (ru) Измерительный преобразователь поперечных компонент пульсаций скорости потока
JPS62207961A (ja) 風速測定装置
HK1035772B (en) Improvements to multifunction aircraft probes