СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ ДЛЯ ВЕРТОЛЕТА

Заявляемое устройство относится к системам воздушных сигналов для вертолетов.
E
Известны системы воздушных сигналов, предназначенные главным образом для самолетов, описанные в [1] и [2] как централи скорости и высоты, функционирующие на основе бортовых средств восприятия полного и статического давления и датчика температуры заторможенного потока. Вычислитель с датчиками и преобразователями этой информации на выходе формирует следующую совокупность параметров полета самолета: абсолютную барометрическую высоту, относительную высоту над уровнем аэродрома взлета или посадки, истинную воздушную скорость, число М полета, температуру наружного воздуха, относительную плотность воздуха. В зарубежных системах воздушных сигналов помимо указанных параметров стандартом AS 417 [3] обязательными выходными сигналами являются приборная скорость (названная в стандарте эквивалентной V), вертикальная барометрическая скорость, а также истинный угол атаки, который формируется в вычислителе воздушных параметров на основе сигнала с бортового датчика угла атаки и числа М полета. Потребность в такой совокупности выходных параметров существует и для вертолета. Однако, применение таких систем на вертолете не представляется возможным по ряду причин.
Во-первых, минимальные скорости полета самолета являются максимальными для вертолета.
Во-вторых, самолетные средства восприятия воздушных давлений, установленные на борту вертолета, принципиально могут измерять давления только при его движении вперед и только в ограниченном диапазоне скосов потока и скоростей полета.
По этой же причине из-за скосов потока, обусловленных несущим винтом, практически не возможна установка на борту вертолета также и датчика угла атаки.
Попытки измерить скорость вертолета с помощью бортовых приемников давления ниже 50 км/ч в продольном движении не дали положительных результатов. Важнейшая зона измерения скоростей вертолета ±50 км/ч вперед/назад, лево/право не могла быть обеспечена традиционными самолетными системами воздушных сигналов.
Только с разрешением проблемы измерения вектора малых скоростей полета вертолета путем создания специальных датчиков измерения воздушного потока, способных измерять давления при больших скосах потока, стало возможным построение полноразмерной системы воздушных сигналов для вертолета.
Известен отечественный измеритель скорости по патенту №58719 [4] для всего эксплуатационного диапазона скоростей вертолета, определяющий положение вектора скорости движения вертолета относительно связанной системы координат. Основным недостатком данного измерителя является наличие дополнительных погрешностей измерения составляющих скорости в динамических режимах полета, вызванных изменением углов крена, тангажа и вертикальной скорости.
Известен также усовершенствованный измеритель скорости вертолета по патенту №68701 [5]. Данный измеритель свободен от указанных недостатков, однако его функциональные возможности ограничены в части выдачи потребителям требуемого количества пилотажных параметров полета. Указанный измеритель принят за прототип.
Задачей, на решение которой направлено настоящее техническое решение, является создание полноразмерной системы воздушных сигналов для вертолета, способной функционировать во всех его эксплуатационных диапазонах по скорости и высоте полета.
Технический результат выражается в расширении функциональных возможностей измерителя скорости вертолета в части решения и выдачи потребителям требуемого (стандартного) комплекса сигналов аэрометрических параметров полета.
На фиг.1 представлена структурная схема известного измерителя скорости для вертолета (прототипа).
На фиг.2 показан датчик вектора воздушной скорости, размещенный под несущим винтом, и векторная диаграмма скоростей потока.
п
н
y
х
у
z
Измеритель содержит датчик 1 вектора суммарного воздушного потока от несущего винта и движения вертолета, содержащий приемник 2 полного P и статического P давлений, размещенный на двухстепенном флюгере 3 для его ориентации вдоль суммарного потока, как это показано на фиг.2; два датчика 4 и 5 углового положения флюгера относительно связанных осей вертолета; датчик температуры потока 6; первый преобразователь 7 с датчиками давления (на чертеже не показаны); датчик 8 веса G вертолета; датчик 9 вертикальной перегрузки n; три датчика 10, 11, 12 составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета ω, ω, ω; второй 13, третий 14 и четвертый 15 преобразователи; датчик угла крена 16; датчик угла тангажа 17; датчик вертикальной бароинерциальной скорости 18; пятый преобразователь 19.
п
н
Входы первого преобразователя 7 подключены к выходам датчиков 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, приемнику полного P и статического Pдавлений 2 и датчику температуры потока 6.
н
∑
Входы второго преобразователя 13 подключены к выходам датчика веса вертолета 8, датчика вертикальной перегрузки 9, датчика температуры потока 6, к выходам датчиков 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, и к выходам первого преобразователя 7 по параметрам статического давления P и скорости суммарного потока V.
Входы третьего преобразователя 14 подключены к выходам датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета относительно связанных осей.
ix
iz
iy
X
y
Z
Входы четвертого преобразователя 15 подключены к выходам первого преобразователя 7, формирующего сигналы составляющих вектора воздушной скорости суммарного потока u, ν и w в связанной системе координат вертолета, а также к выходам второго преобразователя 13, формирующего сигналы составляющих вектора скорости индуктивного потока V, V, V в связанной системе координат; к выходам третьего преобразователя 14, формирующего сигналы составляющих вектора переносной скорости вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета в связанной системе координат ΔV, ΔV, ΔV.
x1
y1
z1
Входы пятого преобразователя 19, формирующего динамические поправки составляющих вектора воздушной скорости ΔV, ΔV, ΔV в связанной системе координат как функции угла крена, угла тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости, подключены к выходам датчика угла крена 16, датчика угла тангажа 17 и датчика вертикальной бароинерциальной скорости 18, а выход преобразователя 19 подключен к входу четвертого преобразователя 15.
x
y
z
С учетов сигналов с пятого преобразователя 19 на выходе четвертого преобразователя 15 формируются сигналы составляющих вектора воздушной скорости движения вертолета в связанной системе координат вертолета XYZ, т.е. V, V, V.
На фиг.3 представлена структурная схема заявляемой системы воздушных сигналов для вертолета (вновь введенные блоки и связи показаны двойными линиями).
п
н
п
н
y
х
у
z
Заявляемая система воздушных сигналов содержит датчик 1 вектора суммарного воздушного потока от несущего винта и движения вертолета, содержащий двухстепенной флюгер 3 и размещенный на нем приемник 2 полного P и статического P давлений, два датчика 4 и 5 углового положения флюгера 3 относительно связанных осей вертолета, датчик температуры 6, первый преобразователь 7 с датчиками полного P и статического P давлений (на чертеже не показаны), датчик 8 веса G вертолета, датчик 9 вертикальной перегрузки n, датчики 10, 11, 12 составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета соответственно ω, ω, ω, второй 13, третий 14 и четвертый 15 преобразователи, датчик угла крена 16, датчик угла тангажа 17, датчик вертикальной бароинерциальной скорости 18, пятый 19, шестой 20, седьмой 21, восьмой 22, девятый 23, десятый 24, одиннадцатый 25 и двенадцатый 26 преобразователи.
Входы первого преобразователя 7 подключены к выходам датчиков 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, приемнику давлений 2 и датчику температуры торможения потока 6.
н
∑
Входы второго преобразователя 13 подключены к выходам датчика веса вертолета 8, датчика вертикальной перегрузки 9, датчика температуры торможения потока 6, к выходам датчиков 4 и 5 двухстепенного флюгера 3 и к выходам первого преобразователя 7 по параметрам статического давления P и скорости суммарного потока V.
х
у
z
Входы третьего преобразователя 14 подключены к выходам датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора вращения вертолета относительно связанных осей, соответственно ω, ω, ω.
ix
iz
iy
X
y
Z
x1
y1
z1
Входы четвертого преобразователя 15 подключены к выходам первого преобразователя 7, формирующего сигналы составляющих вектора воздушной скорости суммарного потока u, ν и w в связанной системе координат вертолета, а также к выходам второго преобразователя 13, формирующего сигналы составляющих вектора скорости индуктивного потока V, V, V в связанной системе координат, к выходам третьего преобразователя 14, формирующего сигналы составляющих вектора переносной скорости вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета в связанной системе координат ΔV, ΔV, ΔV и к выходам пятого преобразователя 19, формирующего динамические поправки составляющих вектора воздушной скорости ΔV, ΔV, ΔV в связанной системе координат как функции угла крена, угла тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости.
Входы пятого преобразователя 19 подключены к выходам датчика угла крена 16, датчика угла тангажа 17 и датчика вертикальной бароинерциальной скорости 18.
x
н
з
абс
з
н
н
x
н
x
y
z
н
Входы шестого преобразователя 20 подключены к выходу датчика температуры торможения потока 6 и выходу четвертого преобразователя 15 по параметру продольной составляющей истинной воздушной скорости V, вход седьмого преобразователя 21 подключен к выходу первого преобразователя 7 по параметру статического давления P, вход восьмого преобразователя 22 связан с задатчиком давления p аэродрома, входы девятого преобразователя 23 подключены к выходам седьмого 21 и восьмого 22 преобразователей по параметрам H и H соответственно, входы десятого преобразователя 24 подключены к выходам первого 7 по параметру статического давления P и шестого преобразователя 20, входы одиннадцатого преобразователя 25 подключены к выходам первого 7, четвертого 15 и шестого 20 преобразователей по параметрам соответственно статического давления P, продольной составляющей истинной воздушной скорости V и температуры наружного воздуха T, входы двенадцатого преобразователя 26 подключены к выходам четвертого преобразователя 15 по параметрам составляющих вектора воздушной скорости движения вертолета в связанной системе координат вертолета XYZ т.е. по V, V, V. Так как температура наружного воздуха T определяется выражением [2].
Т
где T - температура торможения
где М - число Маха,
v - истинная воздушная скорость,
н
a - скорость звука на высоте Н, [6]
то с учетом (3) и (1) точное значение температуры наружного воздуха может быть определено из соотношения
н
Т
X
-5
2
T=T-3,84·10V    (5)
x
где V - продольная составляющая истинной воздушной скорости.
Т
н
Так как максимальная ошибка ΔT=Т-Т достигается на относительно больших скоростях полета, которые для вертолета свойственны только при движении вперед, то для точного измерения температуры наружного воздуха достаточно использовать при расчете только продольную составляющую вектора истинной воздушной скорости. В заявляемом устройстве решение температуры наружного воздуха осуществляется в шестом преобразователе 20.
н
н
Так как приемник воздушных давлений в датчике 1 вектора скорости суммарного воздушного потока устанавливается с помощью флюгера, как это показано на фиг.2, вдоль него, то он точно воспринимает истинное статическое давление p. По давлению p в седьмом преобразователе 21 заявляемого устройства решается абсолютная барометрическая высота полета вертолета по известному соотношению [7]
н
где p - статическое давление.
н
з
з
з
н
з
Вводом давления аэродрома p=p аналогичным образом в восьмом преобразователе 22 решается барометрическая высота относительно аэродрома H=f(p) в соответствии с выражением (6) при p=p, а в девятом преобразователе 23 решается относительная барометрическая высота
отн
абс
з
H=Н-Н   (7)
Плотность воздуха относительно уровня моря находится из соотношения
н
н
где p, T - соответственно статическое давление и температура наружного воздуха
о
T=288,15° К - температура наружного воздуха по стандартной атмосфере на уровне моря
о
P=760 мм рт. ст.- статическое давление на уровне моря по стандартной атмосфере ГОСТ 4401-64 [6].
Относительная плотность воздуха в заявленном устройстве решается в десятом преобразователе 24.
Из известной зависимости [2], стр.317
∂
п
н
где p=p-р - динамическое давление;
M - число Маха.
С учетом (2), (4), (5) динамическое давление равно
x
при V>0
н
н
где p, T - соответственно давление и температура наружного воздуха на высоте Н,
x
V - продольная составляющая вектора истинной скорости вертолета, решаемая в четвертом преобразователе 15.
В одиннадцатом преобразователе 25 решается приборная скорость вертолета в соответствии с соотношением
пр
где V, км/ч - приборная скорость вертолета
о
р=760 мм. рт. ст.- статическое давление на уровне моря
В двенадцатом преобразователе 26 на основании данных по составляющим вектора истинной воздушной скорости на связанные оси координат вертолета Vx, Vy, Vz вычисляется угол атаки и скольжения в соответствии с соотношениями:
0
0
0
1
2
1
1
2
2
т
∑
n
н
Т
Работа заявляемой системы воздушных сигналов осуществляется следующим образом. Датчик 1 вектора скорости, установленный на фюзеляже вертолета относительно его центра масс с координатами Х, Y, Zпод несущим винтом, ориентируется с помощью двухстепенного флюгера вдоль вектора суммарного потока (как это показано на фиг.2), угловое положение которого в связанной с вертолетом системе координат XYZ определяется углами φ и φ. Приемник давлений 2 также устанавливаются вдоль вектора суммарного потока  и воспринимает полное и статическое давление, которые в виде пневматических сигналов поступают к соответствующим датчикам давления (на чертеже не показаны), размещенным в преобразователе 7, на вход которого поступают сигналы с датчиков 4 и 5 углового положения флюгера 3 в виде тригонометрических функций Sinφ, Cosφ, Sinφ, Cosφ и сигнал с датчика 6 температуры торможения Т потока. В первом преобразователе 7, на основе сигналов с датчиков давлений и температуры, в соответствии с известной зависимостью V=f(P;P;T) [7], формируется значение модуля истинной воздушной скорости суммарного потока, а на его выходе составляющие вектора  на связанные оси координат u, ν, w (фиг.2) в соответствие с выражениями:
∑
1
2
u=V·Cosφ·Cosφ
∑
2
ν=V·Sinφ
∑
2
1
w=-V·Cosφ·Sinφ
у
х
у
z
y би
х
у
z
Одновременно с этим в предложенном устройстве (фиг.3) с помощью датчиков 8, 9, 10, 11, 12, 16, 17, 18 измеряются соответственно вес вертолета G, вертикальная перегрузка n, составляющие угловых скоростей вращения вертолета ω, ω, ω относительно его центра масс, угол крена γ, угол тангажа ν и вертикальная бароинерциальная скорость V. Во втором преобразователе 13 на основе сигналов с датчиков 8, 9, 4, 5, 6 по параметрам соответственно веса вертолета, вертикальной перегрузки, углового положения флюгера 3, температуры, и сигналов с первого преобразователя 7 по параметрам статического давления и модуля вектора скорости суммарного потока, формируются опорная величина модуля индуктивной скорости в соответствии с выражением  и поправочные коэффициенты К, К, K, а на его выходе формируются составляющие вектора  индуктивного потока на связанные оси координат в соответствии с выражениями:
;
;
.
x
y
z
1
2
н
∑
0
0
0
х
у
z
Поправочные коэффициенты K, K, K, зависящие от режимов полета вертолета, определяются на основе сигналов с датчика 1 вектора суммарного потока и первого преобразователя 7, а именно по параметрам φ, φ углового положения флюгера 3, статического давления P и модуля вектора суммарной скорости V для принятого места размещения датчика 1 на вертолете с координатами Х, Y, Z. Для принятого размещения датчика 1 вектора скорости и для данного типа вертолета функциональные зависимости поправочных коэффициентов K, K, K, являются сугубо индивидуальными и могут быть установлены только в результате летных испытаний.
х
у
z
0
0
0
X
y
Z
В третьем преобразователе 14, на основе сигналов с датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета ω; ω; ω, с учетом координат Х; Y; Z размещения датчика 1 вектора скорости на фюзеляже относительно центра масс вертолета, на его выходе формируются составляющие вектора переносной скорости от вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета ΔV, ΔV, ΔV в соответствии с выражениями:
x
y
0
z
0;
ΔV=ω·Z-ω·X
z
x
0
y
0;
ΔV=ω·Y-ω·X
y
z
0
x
0.
ΔV=ω·Z-ω·Z
y би
x1
y1
z1
y б
x1
y1
z1
В пятом преобразователе 19 на основе сигналов с датчика угла крена γ 16, датчика угла тангажа ν 17 и датчика вертикальной бароинерциальной скорости У 18 формируются динамические поправки составляющих вектора воздушной скорости ΔV, ΔV, ΔV как функции γ, ν, V. Функциональные зависимости динамических поправок ΔV, ΔV, ΔV  являются сугубо индивидуальными для данного типа вертолета и могут быть определены только по результатам летных испытаний.
В четвертом преобразователе 15, на основе сигналов с первого, второго, третьего и пятого преобразователей формируются сигналы вектора воздушной скорости вертолета в проекциях на связанные оси координат, в соответствии с выражениями:
;
;
x
Т
В шестом преобразователе 20 в соответствии с соотношением (5) на основе продольной составляющей истинной воздушной скорости V и температуры торможения T формируется точное значение температуры наружного воздуха.
абс
з
отн
В седьмом 21, восьмом 22 и девятом 23 преобразователях соответственно формируются абсолютная барометрическая высота H, заданная высота аэродрома H и относительная высота H на основе соотношений (6) и (7).
н
н
В десятом преобразователе 24 формируется относительная плотность воздуха Δ в соответствии с соотношением (8) на основе точных значений статического давления p и температуры T.
пр
н
н
x
В одиннадцатом преобразователе 25 формируется приборная скорость V в соответствии с соотношениями (10) и (11) на основе точных значений р, Т и V.
В двенадцатом преобразователе 26 формируются в соответствии с соотношениями (12) и (13) истинные углы атаки α и скольжения β.
Таким образом, предложенное устройство позволяет сформировать требуемую для вертолета совокупность выходных параметров и расширить его функциональные возможности, а за счет этого повысить эффективность и безопасность пилотирования вертолета.
1. Д.А.Браславский и др. «Авиационные приборы», М.: Машиностроение, 1964, стр.341-352
2. В.А.Боднер «Авиационные приборы», М.: Машиностроение, 1969, стр.356-357
3. Авиационный стандарт AS 417 «Вычислитель воздушных данных», 1965, Общество инженеров самодвижущегося транспорта, США C29.7.05.07 СВС: 681.3 (083.75) Отдел технической информации и патентов, 1972
4. Измеритель скорости вертолета, патент РФ №58719, МПК G01P 5/00, 2006 г.
5. Измеритель скорости вертолета, патент РФ №68701, МПК G01P 5/00, 2007 г.
6. ГОСТ 4101-64, стр.39 «Таблица стандартной атмосферы»
7. ГОСТ 3295-73, стр.64 «Таблицы гипсометрические...»
8. ГОСТ 5212-74 «Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры».