SU1679387A1 - Датчик аэродинамических углов - Google Patents

Abstract

Использование: авиационное приборостроение с преимущественным применена ем в легкомоторной авиации. Сущность изобретени  : датчик содержит цилиндрический корпус с двум , смещенными в разных направлени х относительно плоскости симметрии , вырезами, два чувствительных элемента в виде зубчатых шестерен, в тела которых запрессованы посто нные магниты , и катушек, намотанных на ферромагнитные сердечники, жестко закрепленных напротив посто нных магнитов в иилиидри- ческом корпусе. 3 ил.

Description

Изобретение относитс  к авиационному приборостроению и может быть исполь- зовано на летательных аппаратах различного класса с преимущественным применением в легкомоторной авиации.

Цель изобретени  - упрощение конструкции датчика.

На фиг.1 приведена конструкци  датчика аэродинамических углов, разрез; на фиг. 2 - то же, общий вид; на фиг. 3 - установка датчика на летательном аппарате.

Датчик аэродинамических углов содержит корпус 1 цилиндрической формы, имеющий два выреза 2 и 3 на противоположных сторонах, причем передние кромки обоих вырезов смещены в разных направлени х относительно плоскости симметрии на величину максимально измер емого этим датчиком аэродинамического угла, а задние кромки вырезов расположены по одной линии . Такое расположение вырезов 2 и 3 обеспечивает разделение встречного потока на две составл ющие, воздействующие

на первый 4 и второй 5 чувствительные элементы , которые меют форму,например, зубчатой шестерни из легкого и прочного материала.

В тело каждого чувствительного элемента 4 и 5 запрессованы посто нные магниты 6 и 7. Электромагнитные катушки 8 и 9, внутри которых наход тс  сердечники 10 и 11 из мэгнитом гкого материала, размещены в магнитопроводах 12 и 13, расположенных на неподвижной оси 14 и жестко зафиксированных относительно корпуса 1. Изол ционна  прокладка 15 раздел ет магнитные цепи узлов преобразовани . Чувствительные элементы 4 и 5 с подшипниками 16 и 17 установлены на оси 14. Фланец 18 предназначен дл  креплени  датчика к корпусу летательного аппарата. Выводы 19 и 20 узлов преобразовани  соедин ютс  с входами измерител  аэродинамических углов.

Передние кромки 21 и 22 вырезов в корпусе 1 (фиг.2) смещены в противоположные стороны от плоскости симметрии. Это смеил

о

si

ю со с

4

щение беретс  равным максимальному аэродинамичесому углу, измер емому данным датчиком. Например, если максимально допустимый угол атаки дл  летательного аппарата составл ет 20°, то и -смещение кромки выреза должно соответствовать 20°, если максимально допустимый угол атаки дл  другого типа летательного аппарата со- ставл ект 30°, то и смещение должно соответствовать 30° Задние кромки вмоезов расположены по одной линии.

Датчик работает следующим образом.

В процессе полета летательного аппарата скоростной напор встречного потока за счет вырезов 2 и 3 в корпусе 1 датчика раздел етс  на две составл ющие потока, которые воздействуют на чувствительные элементы 4 и 5 и привод т их во вращение в противоположные стороны. При вращении чувствительных элементов 4 и 5 посто-  нные магниты 6 и 7 взаимодействуют с электромагнитными катушками 8 и 9 и навод т в них импульсы ЭДС, частота которых пр мо пропорциональна скорости вращени  каждого чувствительного элемента. Со- единив выводы 19 и 20 с входами измерител , на входах последнего получают импульсы напр жени .с частотой, пропорциональной скорости вращени  чувствительных элементов 4 и 5. При этом принимают допущение, что конструктивные размеры чувствительных элементов, вырезов в корпусе совпадают, трение в подшипниках одинаково, коэффициенты сцеплени  воздушного потока с поверхност ми чувст- вительных элементов равны и т.д. В этом случае основными факторами, определ ющими скорости вращени  каждого чувствительного элемента, будут  вл тьс  скорость движени  встречного потока и направление вектора скоростного напора,

Численное значение каждой составл ющей потока зависит от скорости летательного аппарата от направлени  вектора потока, от площади чувствительных элемен-

тов и других факторов. Если положение оси чувствительности датчика совпадает с направлением вектора скоростного напора, то значени  составл ющих потока (при вышеперечисленных допущенных) будут равны, вращение обоих чувствительных элементов 4 и 5 будет происходить с одинаковой угловой скоростью, с выходов 19 и 20 преобразователей на входы измерител  будут поступать импульсы с равной частотой f h и разность этих частот будет равна нулю, что соответствует нулевому отклонению аэродинамического угла. При изменении направлени  вектора скоростного напора будет измен тьс  положение точки приложени  его равнодействующей к поверхности датчика и, значит, воздействие составл ющих воздушного потока на чувствительные элементы будет мен тьс , вследствие чего скорость вращени  одного чувствительного элемента будет возрастать , а другого уменьшатьс , и с выходов 19 и 20 на измеритель будут поступать импульсы с разной частотой, разность которых будет пропорциональна измер емому аэродинамическому углу летательного аппарата.

Claims (1)

1. Формула изобретени  Датчик аэродинамических углов, содержащий первый и второй чувствительные элементы, первый и второй узлы сьема сигнала , отличающийс  тем, что, с целью упрощени , чувствительные элементы выполнены в виде зубчатых шестерен, установленных с возможностью вращени  на оси, жестко закрепленной в полом цилиндрическом корпусе, в котором над зубчатыми шестерн ми выполнены два диаметрально расположенных выреза, при этом каждый из узлов съема сигнала состоит из посто нного магнита, запрессованного в зубчатую шестерню , и катушки, намотанной на ферромаг- нитный сердечник, закрепленный на неподвижной оси напротив посто нного магнита.

   / 8 П 2

   лг /д/д/г-А

   фиг. 2

   Датчик угла скольжени 

   Датчик уела ctma/tu

   Фиг.З