У статті представлені теоретичні основи виміру висоти і швидкості польоту, математичні моделі приймачів статичного (ПКД) і повного (ППД) тисків в складі системи повітряних сигналів (СВС) Літака, що враховують вплив зовнішніх дестабілізуючих факторів у вигляді спотворення повітряного потоку поблизу фюзеляжу і роботи системи автоматичного регулювання тиску (Сарди) В герметичній кабіні. Для моделювання і проведення інженерних розрахунків зовнішнього обтікання повітрям фюзеляжу літака застосовувався пакет програм ANSYS CFX.

Анотація наукової статті з механіки і машинобудування, автор наукової роботи - Калинів О.Д.


Mathematical Modeling of Air Pressure Probes as Part of Air Data System

The article presents the theoretical foundations of altimetry and measurement of airspeed and mathematical models of air pressure probes as part of air data system. The influence of external destabilizing factors, such as deformation of the flow near the aircraft fuselage due to action of Environmental Control System to functioning of aviation devices is considered. The calculation of the external flow around the fuselage of the aircraft to determine the pressure values ​​at the installations locations of the air pressure probes. Applying the numerical research results and analytical methods, were calculated the values ​​of altitude and registered calibrated airspeed for each air pressure probe. Conclusions are drawn about the effect of Environmental Control System for pressure perception by air pressure probe. ANSYS CFX software was used for modeling and engineering calculations of the external air flow around the aircraft fuselage.


Область наук:
  • Механіка і машинобудування
  • Рік видавництва: 2019
    Журнал: Інженерний вісник Дона

    Наукова стаття на тему 'МАТЕМАТИЧНЕ МОДЕЛЮВАННЯ ЗАСОБІВ ВОСПРИЯТИЯ ТИСКУ У СКЛАДІ СИСТЕМИ ПОВІТРЯНИХ СИГНАЛОВ ЛІТАКА'

    Текст наукової роботи на тему «МАТЕМАТИЧНЕ МОДЕЛЮВАННЯ ЗАСОБІВ ВОСПРИЯТИЯ ТИСКУ У СКЛАДІ СИСТЕМИ ПОВІТРЯНИХ СИГНАЛОВ ЛІТАКА»

    ?Математичне моделювання засобів сприйняття тиску в складі системи повітряних сигналів літака

    Е.Д. Калінов1'2

    1 Ульяновський державний університет 2Ульяновское конструкторське бюро приладобудування

    Анотація: У статті представлені теоретичні основи вимірювання висоти і швидкості польоту, математичні моделі приймачів статичного (ПКД) і повного (ППД) тисків в складі системи повітряних сигналів (СВС) літака, що враховують вплив зовнішніх дестабілізуючих факторів у вигляді спотворення повітряного потоку поблизу фюзеляжу і роботи системи автоматичного регулювання тиску (Сарди) в герметичній кабіні. Для моделювання і проведення інженерних розрахунків зовнішнього обтікання повітрям фюзеляжу літака застосовувався пакет програм АКБУБ СБХ. Ключові слова: приймач повітряних тисків, приймач статичного тиску, приймач повного тиску, математична модель ПВД, система автоматичного регулювання тиску, система повітряних сигналів, Сарди, СВС, аеродинамічний розрахунок фюзеляжу літака, вимірювання висоти польоту, вимірювання швидкості польоту, АКБУБ СБХ.

    Вступ

    З кожним днем ​​все більше компаній використовують програмні продукти інженерного аналізу для поліпшення аеродинаміки літальних апаратів, моделювання роботи двигунів, проектування гідравлічних і механічних систем, розрахунку електромагнітної сумісності обладнання, екологічного контролю та для вирішення інших завдань, критично важливих в галузі авіабудування. Технології інженерного аналізу відіграють ключову роль у розвитку проектів по збільшенню безпеки польотів і призводять до зменшення негативного впливу від таких явищ, як шум, обмерзання, розряди блискавок, удари птахів і інших пошкоджень від сторонніх об'єктів. Використання інструментів і розрахункової платформи математичного моделювання для комплексного міждисциплінарного моделювання дозволяє оптимізувати всі складові повітряних суден, починаючи від роботи окремих компонентів і вузлів до функціонування всієї системи в цілому.

    Звертає на себе увагу скорочення часу на розробку нової продукції. Так, застосування засобів обчислювальної газо-гідродинаміки дозволило скоротити більш ніж в два рази час проектування літака Боїнг-787 на стадіях від ескізного проекту до льотних випробувань [1].

    Система повітряних сигналів літака призначена для видачі основний пілотажної інформації і визначає такі параметри руху, як справжня і приладова швидкість, число Маха, кути атаки і ковзання, температура зовнішнього повітря. Статична і повне тиску, сприймаються приймачами повітряних тисків, є одними з первинних параметрів системи повітряних сигналів [2].

    Система автоматичного регулювання тиску літака призначена для підтримки в герметичній кабіні необхідного тиску, що забезпечує нормальну життєдіяльність пасажирів і екіпажу. Відповідно до норм льотної придатності (Авіаційні правила. Частина 25.), система забезпечує стан «висоти» в кабіні не вище 2400 м (тобто підтримує абсолютна тиск повітря в кабіні не нижче 567 мм рт. Ст.) При висоті польоту до 7600 м включно і не вище 4500 м (що відповідає абсолютному тиску, рівному 432 мм рт. ст.) при висоті польоту понад 7600 м, забезпечуючи експлуатацію літака у всіх очікуваних умовах експлуатації виходячи з фізіологічних можливостей людини. Випускний клапан Сарди призначений для підтримки в герметичній кабіні надлишкового тиску і обмеження розрядження [3].

    Вимірювання висоти польоту

    Для правильного пілотування і для вирішення ряду аеронавігаційних задач екіпажу літака необхідно знати висоту польоту літака. Один з непрямих способів її вимірювання - барометричний спосіб, заснований на залежності між висотою польоту і атмосферних

    J

    (Статичним) тиском в навколишньому літак середовищі [4], яка визначається прийнятої Міжнародної Стандартної Атмосферою.

    Згідно ISO 2533: 1975 Standart Atmosphere, для висот від 0 до 11000м:

    P = P

    1 ст 1 0

    1

    (А \ aR

    1 - H

    T

    \ 10 у

    (1)

    де РСТ - статичний тиск повітря на висоті Н;

    Р0 - статичний тиск повітря на рівні моря;

    а- температурний градієнт висоти;

    Т0 - 288 К;

    Н - будь-яка висота від рівня моря до 11000 м;

    Я - газова постійна, рівна для повітря 29,27м / ° С .

    На підставі цього ж рівняння розрахована таблиця Стандартної Атмосфери ГОСТ 4401-81.

    Для розглянутого діапазону висот можна вивести рівняння абсолютної висоти Н абс:

    - 500м < Набс < 11000м;

    107477,58Па > рт > 22632,01Па

    Н 8,96196 - С31 (2)

    абс 0,000202161 '^'

    Вимірювання швидкості польоту

    Швидкість руху літака щодо повітряного середовища, в якій він летить, вимірюють, використовуючи залежність між швидкістю руху літака і тиском з боку зустрічного потоку повітря. Це тиск складається з двох величин: статичного тиску, що залежить від щільності навколишнього літак повітря, і динамічного тиску, яке залежить від швидкості польоту літака і згаданої щільності

    :

    повітря. Сума цих тисків називається повним тиском. Повний тиск, отже, буде так само:

    Р = Р + Р (3)

    повн ст дин? V у

    де Рполн - повний тиск зустрічного потоку повітря; РСТ - статичний тиск повітря; Рдін - динамічний тиск повітря.

    Статичний тиск залежить від висоти польоту і для висот від 0 до 11000 м визначається рівнянням (1).

    Залежність між динамічним тиском і швидкістю руху літака виражається рівнянням:

    Р = Р

    дин ст

    1 + (до - \) РУ 25.92кР ".

    к-1

    -1

    (4)

    2

    де Рдін - динамічний тиск повітря, кг / м2;

    2

    РСТ - статичний тиск повітря, кг / м;

    до - коефіцієнт, що дорівнює відношенню питомої теплоємності повітря при постійному тиску до питомої теплоємності його при постійному обсязі; для повітря до = 1,4;

    р- масова щільність повітря, кг-с2 / М4; У - повітряна швидкість літака, км / год.

    У рівнянні (4) при різних висотах польоту все величини, крім коефіцієнта до, є змінними. Тому динамічний тиск залежить не тільки від швидкості польоту літака, але також від щільності повітря і від статичного тиску, мінливих в широких межах в залежності від висоти [5].

    При польотах на великих висотах облік висотної поправки, що досягає вельми значної величини, якої не можна нехтувати, пов'язаний з необхідністю обчислень, далеко не завжди здійсненних в

    до

    2

    умовах польоту (наприклад, на літаках без штурмана). Це зажадало виготовлення покажчика швидкості, в якому висотна поправка враховується автоматично (тобто, покажчика приладової швидкості).

    Приладова швидкість? Пр визначається динамічним тиском, і при

    Рдін < 90475,6Па може бути визначена за формулою:

    ГПР = 2739,314.

    1

    (Р Л 3 ~ 5

    -ді + 1 Г-1. (5)

    ^ 101325)

    Крім висотних, в Авіаприлад необхідно враховувати аеродинамічні поправки, величини і характер яких є індивідуальним для кожного типу літального апарату. На сприйняття повного тиску впливає скіс потоку внаслідок особливостей форми головки приймача. Дослідження [6] показали, що циліндрична форма сприймає частини має найкращі кутові характеристики в умовах дозвуковій швидкості. Аеродинамічні поправки намагаються мінімізувати, розташовуючи приймачі в такому місці, де спотворення повітряного потоку буде найменшим. Часто в якості статичного приймача використовуються отвори на бічній поверхні фюзеляжу. На надзвукових літаках приймачі виносять за межі фюзеляжу для виключення впливу головного стрибка ущільнення.

    Математичне моделювання зовнішнього обтікання повітряним потоком передньої частини фюзеляжу літака

    Для проведення математичного моделювання зовнішнього обтікання фюзеляжу літака і оцінки впливу скидається системою Сарди повітря на сприйняття тиску бортовими приладами літака використовувалася САЕ-система АКБУБ СБХ.

    Пакет АКБУБ СБХ є високопродуктивним програмним інструментом для обчислювальної газо-гідродинаміки широкого спектра

    застосування [7], складається з 5 додатків, які обмінюються інформацією, що виникає в процесі постановки і рішення задач гідродинаміки [8] (рис. 1).

    Мал. 1. - Схема постановки і рішення задачі з використанням пакета

    А ^ УБ СБХ

    Розглядалося 4 розрахункових випадку: з урахуванням скидається клапаном Сарди повітря, при 3 варіантах розташування клапана і без нього при 6 режимах польоту.

    На основі даних про справжню швидкості і висоті польоту, згідно ГОСТ 4401-81 (Атмосфера стандартна. Параметри), додатково були визначені необхідні для розрахунку дані (таблиця 1).

    Таблиця № 1

    Характеристика набігаючого потоку повітря

    № п / п Висота, м Т, ° з статичний ське тиску дл е, Па Щільно кг сть, -т н Швидкість а, г р а д у, г р а д

    Справжня, км ч Справжня, м з приладів, км ч

    1 1,524 15 101306,9 1,224823 194,46 54,02 194,44 0 0

    277,8 77,17 277,79

    2 4876,8 -17 54889,77 0,745634 370,4 102,89 290,89 1 5 0

    555,6 154,33 409,3

    3 10058,4 -50 26171,92 0,409276 463 128,61 272,07 0 0

    833,4 231,5 424,96

    Згідно з технічними характеристиками системи автоматичного регулювання тиску, максимальна витрата Р повітря через клапан

    :

    3

    Сарди - 2700 м / ч, температура скидається повітря 20 ° С. За даними геометричній моделі (площа Б скидає частини клапана 0,035665 м) обчислена постійна швидкість У (Бако) скидається клапаном повітря, задана при проведенні моделювання:

    V (блко) = & = 2700

    75704.472171 М I «21,029021 М

    Б 0.035665 V ч) К с)

    На рис. 2 вказані місця установки приймачів повітряних тисків і три варіанти розташування клапана Сарди для проведення математичного моделювання зовнішнього обтікання повітряним потоком передньої частини фюзеляжу літака.

    Мал. 2. - Місця установки приймачів повітряних тисків і варіанти

    розташування клапана Сарди У зв'язку з необхідністю розміщення клапана Сарди серед інших систем і устаткування на поверхні фюзеляжу, конструкція сопла клапана має різну форму в залежності від варіанту розташування клапана.

    Для оцінки впливу місця розташування клапана Сарди на сприйняття тисків в умовах відсутності в геометричній моделі деталізованих (з камерами статичного тиску) приймачів ППД були розглянуті значення статичних тисків в місцях установки приймачів ППД №1-№3 і плиткового приймача ПКД, представлених в моделі. Розрахунок висоти і приладової швидкості проводили по розрахованим в моделі статичним тискам, при цьому приймалося, що повний тиск сприймається без спотворень, і динамічні тиску визначалися відповідно до аеродинамічними таблицями ГОСТ 5212-74.

    При проведенні моделювання обсяг повітря, що обтікає фюзеляж, являє собою прямокутний паралелепіпед зі сторонами 35х17х17 (м) (рис.3).

    Побудова кінцево-елементної моделі розрахункової області проводилося в модулі AnsysMesh. Сітка має понад 67 млн. Елементів і 12 млн. Вузлів. Для проведення більш точного розрахунку параметрів повітря поблизу фюзеляжу було використано подрібнення сітки в пристінкових шарах з використанням опції «Inflation».

    Налаштування аеродинамічного розрахунку задавалися в модулі CFX-Pre. В налаштуваннях типу аналізу був обраний тип SteadyState (статичний -Встановити протягом), в налаштуваннях розрахункової області Domain вказуються значення щільності повітря, статичного тиску, напрямок і величина гравітації.

    На поверхні, що є «входом» розрахункової області ( «Inlet»), вказувалася величина істинної швидкості набігаючого потоку і його температура; на «виході» ( «Outlet») - статичний тиск невозмущенного потоку. Межі області повітря були задані як стінки з вільним ковзанням потоку (FreeSlipWall), поверхня фюзеляжу задана стінкою, яка враховує прилипання повітря (NoSlipWall).

    Мал. 3. - Розрахункова область і напрямок потоку повітря, що обтікає

    фюзеляж

    На поверхні клапана Сарди задавалася швидкість і температура скидається повітря при максимальній витраті.

    Налаштування решателя були задані в SolverControl: вказувалися мінімальну та максимальну кількість ітерацій (Min./Max.Iterations), а також максимальний крок рахунки за часом (MaximumTimescale) в залежності від швидкості повітряного потоку.

    У розроблених розрахункових моделях застосовувалася модель турбулентності SST (Shear Stress Transport) [9], як найбільш універсальна модель турбулентності при виконанні математичного моделювання засобів сприйняття тиску [10,11].

    результати моделювання

    В результаті проведеного моделювання були отримані значення надлишкового тиску і дійсної швидкості в місцях установки приймачів і градієнти зміни цих параметрів по поверхні фюзеляжу літака.

    На рис. 4 представлено розподіл тиску по фюзеляжу і поверхні, утвореної зміщенням частини фюзеляжу в місцях установки

    ППД на відстань 145 мм від вихідного розташування фюзеляжу (відстань від фюзеляжу до носиків ППД). Контур поверхні виділено чорним.

    Мал. 4 - Розподіл тиску в місцях установки приймачів ППД і по фюзеляжу (варіант розташування №1), Уист = 54,02 м / с, а = 0 °, в = 0 ° За результатами математичного моделювання зовнішнього обтікання передньої частини фюзеляжу літака повітряним потоком згідно залежностям (2), (5) були розраховані значення приладової швидкості Упр (таблиця 2) і висоти Нрасч (таблиця 3) для кожного розрахункового випадку.

    Таблиця № 2

    Значення приладової швидкості, отримані за результатами моделювання

    а, в, Vпр, км / год Л ^ ц ,, км / год Л ^ р (попі), км / год

    № п / Приймач г Р г Р Нз, м V ПР_3 'км / год Варіант розташування Варіант розташування Варіант розташування

    п а д а д №1 №2 №3 попі №1 №2 №3 попі №1 №2 №3

    ППД №1 194,44 209,36 209,60 214,79 209,12 14,92 15,16 20,35 14,68 0,24 0,48 5,67

    277,79 290,32 293,1 303,54 285,35 12,53 15,31 25,75 7,56 4,97 7,75 18,19

    1 ППД №2 0 0 1,524 194,44 211,53 214,74 219,18 210,00 17,09 20,3 24,74 15,56 1,53 4,74 9,18

    277,79 310,25 314,44 311,72 310,72 32,46 36,65 33,93 32,93 -0,47 3,72 1

    ППД №3 194,44 210,73 214,70 214,43 211,52 16,29 20,26 19,99 17,08 -0,79 3,18 2,91

    277,79 310,08 307,23 312,94 310,9 32,29 29,44 35,15 33,11 -0,82 -3,67 2,04

    ППД №1 290,89 323,02 325,06 328,62 322,99 32,13 34,17 37,73 32,1 0,03 2,07 5,63

    409,3 436,45 438,04 439,66 435,61 27,15 28,74 30,36 26,31 0,84 2,43 4,05

    2 ППД №2 1 0 4876,8 290,89 306,64 308,03 309,15 305,09 15,75 17,14 18,26 14,2 1,55 2,94 4,06

    5 409,3 436,84 431,38 440,27 436,7 27,54 22,08 30,97 27,4 0,14 -5,32 3,57

    ППД №3 290,89 306,60 307,45 305,61 306,07 15,71 16,56 14,72 15,18 0,53 1,38 -0,46

    409,3 422,98 410,36 432,56 419,96 13,68 1,06 23,26 10,66 3,02 -9,6 12,6

    ППД №1 272,07 308,81 309,01 312,65 307,78 36,74 36,94 40,58 35,71 1,03 1,23 4,87

    424,96 475,41 478,85 477,38 475,3 50,45 53,89 52,42 50,34 0,11 3,55 2,08

    3 ППД №2 0 0 10058,4 272,07 308,50 316,81 308,54 302,31 36,43 44,74 36,47 30,24 6,19 14,5 6,23

    424,96 484,41 489,9 488,6 484,31 59,45 64,94 63,64 59,35 0,1 5,59 4,29

    ППД №3 272,07 315,01 317,17 316,21 310,53 42,94 45,1 44,14 38,46 4,48 6,64 5,68

    424,96 485,01 484,49 485,3 485,12 60,05 59,53 60,34 60,16 -0,11 -0,63 0,18

    Прим.: АУпр = Упр-Упр_з; АУ

    пр (попі) ~

    упр V

    пр (попі)

    Таблиця № 3

    Значення висоти, отримані за результатами моделювання

    № п / Прийом нік а, град в, град Нз, м Уіст_з, км / год Упр з, км / год Нрасч, м

    варіант розташування

    №1 №2 №3 попі

    1 ПКД 0 0 1,524 194,46 194,44 36,32 32,03 29,84 41,91

    277,8 277,79 69,62 87,04 88,25 65,79

    2 15 0 4876,8 370,4 290,89 5009,27 5005,30 5007,39 5009,11

    555,6 409,3 5162,65 5047,81 5201,68 5171,82

    3 0 0 10058,4 463 272,07 10296,23 10310,20 10322,65 10237,43

    833,4 424,96 10994,81 11104,24 11135,37 11042,26

    № п / Прийом нік а, град в, град Нз, м Уіст_з, км / год Упр з, км / год ЛНрасч, м АНрасч (попі), м

    Варіант розташування варіант розташування

    №1 №2 №3 попі №1 №2 №3

    1 ПКД 0 0 1,524 194,46 194,44 34,80 30,51 28,32 40,39 -5,59 -9,88 -12,07

    277,8 277,79 68,09 85,51 86,72 64,27 3,83 21,25 22,46

    2 15 0 4876,8 370,4 290,89 132,47 128,50 130,59 132,31 0,16 -3,81 -1,72

    555,6 409,3 285,85 171,01 324,88 295,02 -9,17 -124,01 29,86

    3 0 0 10058,4 463 272,07 237,83 251,80 264,25 179,03 58,80 72,77 85,22

    833,4 424,96 936,41 1045,84 1076,97 983,86 -47,44 61,98 93,11

    Прим.: АНрасч = Нрасч-Н3; АН,

    ^ Расч (попв) Нрасч Нрасч (попі)

    висновок

    Розроблено математичні моделі приймачів статичного і повного тиску зі складу системи повітряних сигналів літака, що враховують вплив зовнішніх дестабілізуючих факторів у вигляді спотворення повітряного потоку поблизу фюзеляжу і роботи системи автоматичного регулювання тиску (Сарди) в герметичній кабіні.

    За результатами досліджень розроблених моделей були зроблені наступні висновки:

    1) Будь-який з розглянутих варіантів розташування клапана Сарди впливає на сприйняття тиску.

    2) При варіанті розташування № 1 клапана система Сарди чинить найменший вплив на сприйняття статичного тиску приймачами повітряних тисків, виражене в одиницях висоти і швидкості (103% проти 341% і 378% в середньому для висоти і 0,53% проти 1,48 і 15,06% в середньому для швидкості).

    Таким чином, застосування засобів інженерного аналізу, таких як пакет АКБУБ СБХ, дозволяє оцінити вплив різних особливостей конструкції фюзеляжу літака і інших чинників на роботу системи повітряних сигналів і визначити оптимальний варіант розміщення обладнання на борту.

    Подальший розвиток моделей авіаційних приладів і чисельних методів їх розрахунку, що визначає підвищення ефективності і якості проектування, пов'язано не тільки з використанням існуючих комплексів програм типу АКБУБ, але і з застосуванням нових комплексів програм, заснованих на використанні сучасних досягнень обчислювальної математики, викладених, наприклад, в роботах [12,13] та ін.

    література

    1. Contributions of CFD to the 787 - and Future Needs. The Boeing Company / Douglas N. Ball, 2008.

    2. Клюєв Г.І., Макаров Н.Н, Солдаткін В.М., Єфімов І.П.Ізмерітелі аеродинамічних параметрів літальних апаратів / Под ред. Мішина В .А. Ульяновськ: УлГТУ, 2005. 509 с.

    3. Клёміна Л.Г., Петров Ю.В. Системи літаків, вертольотів і двигунів. Частина 5. Системи автоматичного регулювання тиску в герметичній кабіні транспортних літаків. М .: МГТУ ГА, 2014. 48 с.

    4. Прилепський В. А., Яковенко Н.А. Авіаційні прилади // Самара, Самар. держ. аерокосм. ун-т ім. С. П. Корольова (нац. Исслед. Ун-т), 2012. 1 ел. опт. диск (CD-ROM).

    5. Горбачов Ф.А., Мелкобродов Е.А. Фізичні основи пристрою і роботи авіаційних приладів. М .: Державне видавництво оборонної промисловості, 1953. 523 с.

    6. Wind-tunnel investigation of a number of total-pressure tubes at high angles of attack subsonic, transonic and supersonic speeds: NASA Technical Report 1303 / William Gracey, 1956. С. 495-504.

    7. ANSYS CFX URL: ansys.com/products/fluids/ansys-cfx (дата звернення: 20.08.2019).

    8. Денисов М. А. Комп'ютерне проектування. ANSYS. Єкатеринбург: Изд-во Урал. ун-ту, 2014. 77 с.

    9. Langley Research Center. Turbulence Modeling Resource // The Menter

    Shear Stress Transport Turbulence Model URL: turbmodels.larc.nasa.gov/sst.html (дата звернення: 20.08.2019).

    10. Дубініна М.М., Сорокін М.Ю. Вибір моделі турбулентності для математичного моделювання зондових засобів сприйняття тисків // Датчики і системи. 2013. №6 (169). С. 9-13.

    11. Цибіна М.М. Розробка і дослідження приймачів повітряних тисків для систем бортового обладнання вертольота: дис. ... канд. техн. наук: 05.13.05. Ульяновськ, 2017. 185 с.

    12. Леонтьєв В. Л., Риков Е.А. Інтегральні перетворення, пов'язані з ортогональними фінітними функціями, в задачах спектрального аналізу сигналів // Математичне моделювання. 2006. Т. 18. №7. С. 93-100.

    13. Горбунов І.В., Ефременков І.В., Леонтьєв В.Л. Моделювання процесу свердління за допомогою SPH і звичайно-різницевих методів // Известия Самарського наукового центру Російської академії наук. 2014. Т. 16. № 1-5. С. 1346-1351.

    References

    1. Contributions of CFD to the 787 - and Future Needs. The Boeing Company. Douglas N. Ball, 2008.

    2. Klyuyev G.I., Makarov N.N, Soldatkin V.M., Efimov I.P.Izmeriteli aerodinamicheskikh parametrov letatel'nykh apparatov [Measurers of aerodynamic parameters of aircraft]. Pod red. Mishina V.A. Ul'yanovsk: UlGTU, 2005. 509 p.

    3. Klemina L.G., Petrov YU.V. Sistemy samoletov, vertoletov i dvigateley. CHast '5. Sistemy avtomaticheskogo regulirovaniya davleniya v germokabinakh transportnykh samoletov [Aircraft, helicopter and engine systems. Environmental control system for air carrier cockpit]. M .: MGTU GA, 2014. 48 p.

    4. Prilepskiy V. A., YAkovenko N.A. Aviatsionnyye pribory [Aviation instruments]. Samara, Samar. gos. aerokosm. un-t im. S. P. Koroleva (nats. Issled. Un-t), 2012. 1 el. opt. disk (CD-ROM).

    5. Gorbachev F.A., Melkobrodov E.A. Fizicheskiye osnovy ustroystva i raboty aviatsionnykh priborov [Physical fundamentals of aviation instruments design and operation]. M .: Gosudarstvennoye izdatel'stvo oboronnoy promyshlennosti, 1953. 523 p.

    6. Wind-tunnel investigation of a number of total-pressure tubes at high angles of attack subsonic, transonic and supersonic speeds: NASA Technical Report 1303. William Gracey, 1956. pp. 495-504.

    7. ANSYS CFX URL: ansys.com/products/fluids/ansys-cfx (accessed 20/08/2019).

    8. Denisov M. A. Komp'yuternoye proyektirovaniye. ANSYS. [Computer engineering. ANSYS] Ekaterinburg: Izd-vo Ural. un-ta, 2014. 77 p.

    9. Langley Research Center. Turbulence Modeling Resource. The Menter Shear Stress Transport Turbulence Model URL: turbmodels.larc.nasa.gov/sst.html (accessed 20/08/2019).

    10. Dubinina M.M., Sorokin M.YU. Datchiki i sistemy. 2013. №6 (169). pp. 913.

    11. TSybina M.M. Razrabotka i issledovaniye priyemnikov vozdushnykh davleniy dlya sistem bortovogo oborudovaniya vertoleta: dis. ... kand. tekhn. nauk [Development and research air pressure probes for helicopter avionics]: 05.13.05. Ul'yanovsk, 2017. 185 p.

    12. Leontyev V.L., Rikov E.A. Matematicheskoe modelirovanie. 2006. V. 18. №7. pp. 93-100.

    13. Gorbunov I.V., Efremenkov I.V., Leontyev V.L. Izvestia Samarskogo nauchnogo centra Rossiyskoy akademii nauk. 2014. V. 16. № 1-5. pp. 1346-1351.


    Ключові слова: ПРИЙМАЛЬНИК повітряних ТИСКІВ / ПРИЙМАЛЬНИК СТАТИЧНОЇ ТИСКУ / ПРИЙМАЛЬНИК ПОВНОГО ТИСКУ / МАТЕМАТИЧНА МОДЕЛЬ ПВД / СИСТЕМА АВТОМАТИЧНОГО РЕГУЛЮВАННЯ ТИСКУ / СИСТЕМА повітряних сигналів / Сарди / СВС / АЕРОДИНАМІЧНИЙ РОЗРАХУНОК фюзеляж літака / ВИМІР / AIR PRESSURE PROBE / STATIC PRESSURE RECEIVER / ARTIFICIAL FEEL SYSTEM PITOT / MATHEMATICAL MODEL OF THE AIR PRESSURE PROBE / ENVIRONMENTAL CONTROL SYSTEM / AIR DATA SYSTEM / ALTIMETRY / AIRSPEED / ANSYS CFX / AERODYNAMIC CALCULATION

    Завантажити оригінал статті:

    Завантажити