Измерение скорости текучих сред, например воздушных потоков, измерение скорости твердых тел, например судов, самолетов и т.п., относительно текучей среды: ....с определением числа маха – G01P 5/175

Изобретение касается совершенствования систем воздушных сигналов (СВС) и может быть использовано в авиации, ракетной и космической технике при измерении воздушных параметров летательных аппаратов. Система воздушных сигналов содержит приемники и датчики полного и статического давления и температуры торможения, а также восемнадцать преобразователей параметров. При этом на выходах второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого и восьмого преобразователей формируются соответственно число М, температура невозмущенного потока, приборная скорость, истинная воздушная скорость, барометрическая высота, плотность и скоростной напор, а на выходах тринадцатого, четырнадцатого, пятнадцатого, шестнадцатого, семнадцатого, восемнадцатого и двенадцатого преобразователей формируются соответственно число М, барометрическая высота, плотность, истинная воздушная скорость, приборная скорость, скоростной напор и температура невозмущенного потока. Первый и четвертый преобразователи подключены к датчику полного и статического давления, третий преобразователь подключен к датчику температуры торможения, девятый и семнадцатый преобразователи подключены к датчику полного давления, одиннадцатый преобразователь - к датчику температуры торможения. Технический результат изобретения - повышение точности измерения, а также расширение диапазона измеряемых высот и скоростей полета. 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к измерителям высотно-скоростных параметров (ВСП) полета, и может быть использовано в летных испытаниях летательной техники в части определения и оценки погрешностей измерения ВСП. Способ включает операции измерения воздушных параметров, угловых параметров положения самолета в пространстве, траекторных параметров полета, выполнения испытательных режимов полета летательного аппарата (ЛА) в виде горизонтальных площадок с заданными значениями высоты на дозвуковой скорости в эксплуатационном диапазоне, определения изменения атмосферного давления при изменении геометрической высоты полета, определения истинного давления на высоте полета из уравнения статики атмосферы, атмосферных условий на уровне аэродрома или зондирующего режима полета и относительной высоты полета. Далее производятся определение зависимости погрешности восприятия статического давления приемника воздушных давлений (ПВД) от числа Маха (М) и угла атаки на режимах маловысотного полета; определение зависимости погрешности восприятия статического давления ПВД в полном эксплуатационном диапазоне изменения М; определение погрешности восприятия полного давления ПВД в эксплуатационном диапазоне изменения числа М по значениям полного давления, воспринимаемого ПВД, расчетным (истинным) значениям числа М и статического давления в каждом горизонтальном режиме полета на заданных высотах с противоположными курсами с различными фиксированными значениями скорости (числа М) в эксплуатационном диапазоне высот и скоростей. Для чего на малой высоте по данным измерений полного давления, истинных значений статического давления и числа М определяют зависимость погрешности восприятия полного давления от числа М (в диапазоне изменения чисел М маловысотного полета). На больших высотах определяют истинные значения статического давления и температуры в зондирующих горизонтальных режимах полета с противоположными курсами на малой скорости (числе М) по измеряемым значениям полного давления, температуры торможения и траекторным параметрам с исключением погрешности восприятия полного давления по зависимости, полученной на малой высоте. Для определения погрешности восприятия полного и статического давления в полном эксплуатационном диапазоне высот и скоростей ЛА в каждом режиме определяют воздушную скорость - по траекторным измерениям, истинные значения статического давления и температуры - пересчетом от зондирующего режима. Техническим результатом является повышение точности определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений (ПВД). 2 ил.