SU295371A1 - AIR PRESSURE RECEIVER FLOW - Google Patents
AIR PRESSURE RECEIVER FLOWInfo
- Publication number
- SU295371A1 SU295371A1 SU1395303A SU1395303A SU295371A1 SU 295371 A1 SU295371 A1 SU 295371A1 SU 1395303 A SU1395303 A SU 1395303A SU 1395303 A SU1395303 A SU 1395303A SU 295371 A1 SU295371 A1 SU 295371A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- air pressure
- pressure receiver
- pressure
- receiver flow
- aircraft
- Prior art date
Links
- 230000003068 static Effects 0.000 description 10
- 210000001331 Nose Anatomy 0.000 description 2
- 210000003128 Head Anatomy 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
Description
Изобретение относитс к области конструировани самолетных приемников воздушного давлени и может использоватьс на вертолетах и самолетах с дозвуковой скоростью полета дл воспри ти и передачи к приборам давлени воздуха, обтекающето самолет.The invention relates to the field of designing aircraft air pressure receivers and can be used on helicopters and airplanes with subsonic flight speed for sensing and transmitting to air pressure devices flowing around an aircraft.
Известны приемники воздушного давлени потока дозвуковой скорости, обтекаюи.,его самолет , состо нию из накоиечника с отБсрстием в носовой части, воспринимающим иолньи напор, и систе.мой отверсти на цилиндрической части, восиринимающих статическое да. ление .Receivers of air pressure flow of subsonic speed, streamlined, are known. Its aircraft, the state of the core with an arm in the forward part, receiving a wave, and a system of aperture on the cylindrical part, imitating a static yes. Lenie.
В предлагаемом приемнике, с целью компенсации вли ни самолета на воспри тие статического давлени , на наконечиик обычной цнлиндрической формы в зоне расположени отверстий статического давлени установлено корректирующее кольцо, создающее возмущение потока воздуха, ко: тенсирующее вли ние летательного аппарата «а нзмерение статического давлени .In the proposed receiver, in order to compensate for the effect of the aircraft on the static pressure perception, a correction ring was installed at the tips of the usual cylindrical shape in the location of the static pressure holes, creating an air flow disturbance that measured the static pressure.
Это упрощает конструкцию и экспериментальный подбор аэродинамического компенсатора .This simplifies the design and experimental selection of the aerodynamic compensator.
На чертеже дана принципиальна с.чема предлагаемого приемника. Приемник представл ет собой цилиндрический наконечник 1 с отверстием 2 в носовой части дл воспр ти полного давлени обтекающего самолет In the drawing, the principle of the proposed receiver is given. The receiver is a cylindrical tip 1 with a hole 2 in the nose to reproduce the total pressure flowing around the aircraft.
воздуха и систему отверстий ,9 иа цилиндрической части дл воспри ти статического давлени . В зоне расположени отверстий дл воспри ти статического давлени симметрично продольной оси наконечника установлено корректирующее кольцо 4. Месторасположение , размеры и профиль кольца в зависимости от места установки приемника воздушного давлени на самолете подбирают зкспериментально такими, чтобы создаваемое кольцом воз.мущеиие потока воздуха компеисировало ошибку измерени статического давлени .air and a system of openings, 9 and a cylindrical part for the perception of static pressure. A correction ring 4 is installed in the location of the holes for sensing static pressure symmetrically to the longitudinal axis of the tip. The location, dimensions and profile of the ring depending on the location of the air pressure receiver on the aircraft are chosen experimentally so that the air flow generated by the ring is compensated for the static measurement error pressure.
П ) е д м е т и з о б р е т е н и P) e d eme and z ober
Приемник воздупнюго давлени потока дозвуковой скоростн, обтекающего самолет, состо щий из иаконечника с отверстием в носовой части, воспринимающим полиый напор, и системой отверстий на цилиндрической части, воспринимающих статическое давление, OT.HJчающийс тем, что, с целью компенсации вли ни самолета на воспри тие статического давлени , на наружной цилиндрической части наконечника в зоне располол-:ени отверстий статического давлени установлено корректирующее кольцо, месторасположение, размеры и профиль которого в зависимости от места установки приемника на са.молете подбирают экспериментально.The receiver of airflow pressure subsonic speed, flowing around the plane, consisting of the tip with a hole in the nose, receiving a poly head, and a system of holes on the cylindrical part, receiving static pressure, OT.HJ due to the fact that static pressure, on the outer cylindrical part of the tip in the zone of the openings: the static pressure holes have a correction ring, the location, dimensions and profile of which are determined From the place of installation of the receiver on the airplane, it is selected experimentally.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US103133A US3673866A (en) | 1970-01-15 | 1970-12-31 | Pitot tube probe for taking total head and static pressure of air flow |
FR7100323A FR2075281A5 (en) | 1970-01-15 | 1971-01-07 | |
DE19712101155 DE2101155C3 (en) | 1970-01-15 | 1971-01-12 | Pitot tube to record the total pressure and the static pressure of the air flow |
SE00415/71A SE357260B (en) | 1970-01-15 | 1971-01-14 | |
GB215271A GB1311631A (en) | 1970-01-15 | 1971-01-15 | Pilot tube probe |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU295371A1 true SU295371A1 (en) |
Family
ID=
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8155794B2 (en) | System and method for control of aeroelasticity effects | |
US8256284B2 (en) | System for acquiring air data during flight | |
EP2434296B1 (en) | Airspeed sensing system for an aircraft | |
US4821566A (en) | Air data measurement apparatus | |
US8695412B2 (en) | Probe for measuring a local angle of attack and method implementing same | |
US2662402A (en) | Flight test head | |
US20120298801A1 (en) | Aircraft wing and sensor | |
US3400583A (en) | Pitot-static probes | |
SU295371A1 (en) | AIR PRESSURE RECEIVER FLOW | |
Crawford et al. | Aircraft wind measurement considering lift-induced upwash | |
US10807703B2 (en) | Control system for an aircraft | |
US20200023942A1 (en) | Control system for an aircraft | |
Trefny et al. | Performance of a Supersonic Over-Wing Inlet with Application to a Low-Sonic-Boom Aircraft | |
CN114353777B (en) | Piezoelectric synthesis jet gyroscope for balancing aircraft | |
CN105424971A (en) | Static pressure probe used for gyroplane low speed measurement | |
US4061028A (en) | Aircraft total energy sensor | |
Matayoshi et al. | Development of airborne ultrasonic velocimeter and its application to helicopters | |
EP0039731B1 (en) | Flow device for sensors | |
US3824853A (en) | Aircraft instrument shroud | |
EP3179253B1 (en) | Air data probe with elliptical cross section | |
Khatir et al. | Experimental and numerical investigation of flutter phenomenon of an aitcraft wing (NACA 0012) | |
US9994297B2 (en) | Panel for controlling the aerodynamic phenomena on a body | |
Ellingson et al. | A combined experimental and numerical analysis of UAV Pitot-static system error at low Reynolds number | |
US3348412A (en) | Altitude measurement | |
US10520523B2 (en) | Fluid movement sensor with instrumented centerbody |