МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ»

ОТЧЕТ О ПРЕДДИПЛОМНОЙ ПРАКТИКЕ ЗАЩИЩЕНА С ОЦЕНКОЙ

РУКОВОДИТЕЛЬ

должность, уч. степень, звание		подпись, дата		инициалы, фамилия

ОТЧЕТ О ПРЕДДИПЛОМНОЙ ПРАКТИКЕ

ФЛЮГЕРНЫЙ ДАТЧИК АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ УГЛОВ

РАБОТУ ВЫПОЛНИЛ

СТУДЕНТ ГР.	1812Кс				Аблесенов А.Х.
			подпись, дата		инициалы, фамилия

Санкт-Петербург 2013

Содержание:

Введение

1. Измерители аэродинамических углов

   1. Аэродинамические углы (согласно ГОСТ.20058-80)

   2. Особенности измерения аэродинамических углов на

самолетах и вертолетах.

1. Классификация измерителей аэродинамических углов

2. Примеры измерителей аэродинамических углов

   1. Измеритель аэродинамических углов флюгерный

   2. Измеритель аэродинамических углов пневматический

   3. Совмещенный измеритель аэродинамических углов

   4. Сферический измеритель аэродинамических углов

   5. Измеритель аэродинамических углов меточный

   6. Измерители аэродинамических углов электромеханические

3. Измерители истинных аэродинамических углов

1. Разработка функциональной схемы флюгерно-пневматического измерителя аэродинамических углов

Список литературы.

ВВЕДЕНИЕ

Аэродинамический спектр обтекания летательного аппарата определяет устойчивость, управляемость и безопасность полета. Поэтому аэродинамические углы атаки и скольжения подлежат контролю и управлению. Это в первую очередь необходимо для обеспечения безопасности полета, снижения эксплуатационного риска, обусловленного возникновением критических ситуаций при выходе за полетные ограничения углов атаки и скольжения.

Полеты большинства типов летательных аппаратов в атмосфере осуществляются в пределах атмосферы, где выполнение основных полетных задач связано с пилотированием по вектору воздушной скорости. Положение вектора воздушной скорости в связанной и скоростной системах координат определяется аэродинамическими углами - углами атаки и скольжения.

Угол атаки является основным аэродинамическим параметром, определяющим поведение ЛА в воздухе и его пилотажные характеристики. Сигналы по углу атаки используют как основные при предупреждении и предотвращении критических режимов полета, для улучшения устойчивости и управляемости ЛА, при реализации адаптивной аэродинамики крыла и управлении тягой двигателей, при управлении ракетным и стрелковым оружием, при решении ряда оперативно-тактических задач. Информация по углу скольжения играет важную роль при взлете и посадке, отказе двигателей, выполнении пространственных маневров и выводе ЛА из аэроинерциального вращения или штопора, а также при бомбометании и стрельбе. Наличие достоверной информации по аэродинамическим углам позволяет наиболее полно использовать летно-технические возможности ЛА, обеспечить безопасность и эффективность полетов.

Для определения аэродинамических параметров на самолетах применяются измерители в виде датчиков аэродинамических углов. От точности и надежности датчиком аэродинамических углов зависит эффективность применение летательных аппаратов и безопасность полетов. Таким образом, измерители аэродинамических углов занимают важное место в составе бортового оборудования современных летательных аппаратов.

1.Измерители аэродинамических углов

1. Аэродинамические углы (согласно гост.20058-80)

Положение крылатого летательного аппарата (ЛА) относительно воздуха и Земли определяется углом атаки (Angle Of Attack), углом скольжения (Angle Of Sideslip), углом крена (Angle Of Bank или Roll ), углом тангажа (Angle of Pitch), углом наклона траектории (Angle of Climb или flight-path inclination). Расположение этих аэродинамических углов представлено на рис. 1.1.

Угол атаки самолета - это угол между продольной осью ОХ и проекцией скорости самолетаv на плоскость УОХ связанной системы координат.

Угол скольжения самолета- это угол между направлением скорости самолета V и плоскостью УОХ связанной системы координат.

Угол крена - это угол между поперечной осью 07 и осью 02§ нормальной системы координат, смещенной в положение, при котором угол рыскания равен нулю.

Угол тангажа самолета - это угол между продольной осью ОХ и горизонтальной плоскостьюOXgZg нормальной системы координат.

Угол наклона траектории - это угол между направлением земной скорости УК и горизонтальной плоскостьюOXgZg нормальной системы координат. Угол изменяется в пределах:

(1.1)

Земная скорость - это скорость движения центра масс самолета относительно какой-либо из земных систем координат.

Положение летательного аппарата относительно набегающего воздушного потока определяется двумя угловыми координатами вектора воздушной скорости в связанной системе координат - углом атаки и углом скольжения. Относительно земной поверхности положение ЛА определяется дополнительными углами - углом крена, углом тангажа и углом наклона траектории.

Положение летательного аппарата относительно набегающего воздушного потока определяется двумя угловыми координатами вектора воздушной скорости в связанной системе координат - углом атаки и углом скольжения. Относительно земной поверхности положение ЛА определяется дополнительными углами - углом крена, углом тангажа и углом наклона траектории.

Рис. 1.1. Положение летательного аппарата относительно воздушного потока (а) и горизонта Земли (б).

1.2. Особенности измерения аэродинамических углов на самолетах и вертолетах.

Для определения аэродинамических характеристик на самолетах применяются измерители аэродинамических углов. Основными аэродинамическими углами являются угол атаки и скольжения, которые по своей природе являются аэродинамическими параметрами. Различают местный и истинный аэродинамические углы. Под местным (локальным) понимают такой угол, который характеризует отклонение потока воздуха относительно оси ЛА в том месте, где установлен его измеритель. Под истинным углом понимают теоретический аэродинамический угол по основному определению угла атаки и скольжения, которые определяют в целом ориентацию строительной оси ЛА относительно вектора воздушной скорости.

Местный угол отличается от истинного на величину дополнительных искажений воздушного потока в месте установки измерителя на ЛА.

Истинный угол атаки а_и, например, можно представить в виде детерминированной зависимости от местного угла атаки а _м (в дозвуковом диапазоне скоростей):

(1.2)

где а у - начальный угол установки;

М - число Маха;

Uj - конструктивный параметр механизации крыла; п_у - вертикальная перегрузка.

После разложения в ряд Тейлора, ограничиваясь первым приближением, получим:

(1.3)

или

(1.4)

где - коэффициент, учитывающий искажение потока в месте установки измерителя аэродинамических углов;

- коэффициент, учитывающий влияние числа М;

- коэффициент, учитывающий искажение угла скольжения;

- коэффициент конструктивного параметра;

- коэффициент вертикали перегрузки.

Рис. 1.2. Зависимость истинного угла атаки а_и

от местного угла атаки а_м

Как правило, местный угол атаки больше истинного (К_а = 0,4-0,8). Зависимость истинного угла атаки от местного представлены на рис. 1.2.

Все эти коэффициенты определяются в процессе продувок в аэродинамической трубе и подтверждаются в реальных полетах каждого типа Л А в отдельности. Особенно сильная зависимость истинного угла атаки и скольжения от числа Маха и конструктивного параметра механизации крыла.

Требования на разработку измерителей аэродинамических углов вытекают как из функциональных задач, так и задач рационального проектирования, производства и эксплуатации, с учетом возможного экспорта или продажи лицензии на производство, перспектив развития техники и элементной базы, технико-экономических, правовых, психологических и других аспектов. Необходимо также, чтобы структура технических требований уже на этапе НИР позволяла судить о перспективности и эффективности разработки, целесообразности доведения ее до промышленного внедрения и тем самым предопределять выработку и определение в соответствии с ними обобщенного критерия, количественно характеризующего научно-технический уровень (качество) создаваемого изделия.

Следующим потребителем информации об аэродинамических характеристиках является вертолет. Предотвращение срыва потока, имеющего место на лопастях вертолета, является актуальной задачей. Эго обусловлено требованиями маневренности и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально допустимого веса.

В начале семидесятых годов английской фирмой Маркони Авионике (Marconi Avionics) был разработан измеритель малой скорости с приемником давления ПВД на двухстепенном подвесе и получил условное название ЛЭССИ (LASSIE).

Принципиальной особенностью измерителя системы ЛЭССИ является наиболее благоприятные условия для измерения давлений Р_п, Р_ст, Р_д. Кроме того, этот измеритель способен измерять аэродинамические углы (угол атаки местный , угол скольжения). Основу системы составляет ее датчик первичных аэродинамических параметров. Он представляет собой комбинированное устройство, совмещающее в себе ПВД и флюгер, закрепленный на штанге, свободно вращающийся на двухстепенном подвесе [1.3]