Измеритель скорости обтекания несущего винта

Полезная модель относится к области измерительной техники и может найти применение для измерения параметров состояния вертолета в полете. Необходимость контроля угла атаки и тяги лопасти несущего винта связана с требованиями исключения опасных скоростей полета и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально допустимого веса.
Известны аэродинамические устройства измерения воздушных сигналов давления, характеризующих параметры состояния вертолета в полете: продольной и поперечной скоростей полета; тяги несущего винта; угла атаки (коэффициента подъемной силы) сечения лопасти несущего винта (НВ) вертолета. Основным недостатком аэродинамического способа и его реализации является низкая точность измерения, особенно при маневрах вертолета и других динамических процессах, а также относительно высокая стоимость реализации данного способа (Авиационные приборы и измерительные системы - М.: Транспорт, 1981 г. - 391 стр).
Кроме того, измеренные сигналы с помощью датчиков перепадов давления преобразуют с помощью функциональных преобразователей и по заданным функциональным зависимостям в виде математических соотношений вычисляют величины выходных напряжений функциональных преобразователей, пропорциональных искомым параметрам состояния вертолета в полете.
Известны флюгерные преобразователи, которые обладают небольшой чувствительностью, что ограничивает нижний предел их применения по скорости полета до 150-250 км/час.
Кроме того, недостаточная надежность, связанная с возникновением резонансных явлений при колебаниях летательного аппарата, приводит к значительным динамическим погрешностям (Андерсен Дж., Кайтен М. Система сбора, обработки и выдачи воздушных
аэродинамических) данных. - В кн.: Самолетные навигационные системы. - М: 1973, с. 360-377).
Преобразователи классической схемы (перепад давления - перемещение - электрический сигнал) с емкостным, индуктивным и тензометрическим выходами могут эффективно использоваться для значений перепадов давления ΔР от 0.2÷1 мм вод.ст. и выше. При меньшем значении ΔР возникают недопустимые погрешности, обусловленные температурой, вибрациями, перегрузкой, а также гистерезисными явлениями. Все это ограничивает нижний предел по скорости полета до 100÷450 км/ч.
Известны устройства измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета с помощью измерителей, размещенных на фюзеляже, обтекаемые набегающим потоком воздуха при полете. Основным недостатком таких измерителей является необходимость вводить поправки для компенсации методических погрешностей, обусловленных влиянием поля аэродинамического давления вертолета (Козицин В.К. Алгоритмическое обеспечение систем воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2004. №4. с. 52-57).
Наиболее близким устройством определения скоростных режимов полета вертолета, принятого за прототип, является устройство аэромеханического измерения параметров вертолета (RU 2 352 914 С1, 20.04.2009). Недостаток известного устройства состоит в одновременном определении многих параметров вертолета в полете: продольной и поперечной скоростей полета; тяги несущего винта; угла атаки (коэффициента подъемной силы) сечения лопасти несущего винта вертолета. Измерение перечисленных параметров происходит при помощи датчиков перепада давления, расположенных на лопастях несущего винта вертолета, и дальнейшего алгоритмического вычисления по сложным формулам в электронных блоках. Наличие многочисленных электронных связей между блоками и дополнительная передача сигналов в кабину пилотов функциональным преобразователем, выполненный в виде передающего светодиодного блока, усложняет всю схему получения параметров вертолета. Обработку сигналов датчиков перепада давлений осуществляют по математическим зависимостям.
крит
Предложено измерение сигналов об изменении скоростей обтекания профилей лопастей, когда еще нет сил давления и тем более отклонений фюзеляжа вертолета. В этом устройстве ПМ для активного управления срывом лопастей используется информация о поле не сил давления, а поле аэродинамических скоростей для формирования сигнала управления по скорости таким образом, чтобы не происходил срыв потока. Как показывают эксперименты, комбинация срывного и вихревого противодействий, приводящая к внезапному повышению давления подсасывания и изменению процесса обтекания на передней кромке, имеет место, когда лопасть находится в четвертом квадранте, т.е. при ψ=270°÷360°. Скорости обтекания передней кромки в первом квадранте также подходят для распознавания условий, близких к срывным. При известной скорости неустойчивого обтекания профиля лопасти можно вводить цепь с обратной связью с информацией, выраженной в частотной форме для обеспечения условия о величине скорости полета менее критической V<V.
Техническим результатом является повышение точности измерения опасных скоростных скоростей обтекания лопаток несущего винта.
Технический результат достигается тем, что измеритель скорости обтекания несущего винта расположен на лопасти несущего винта в виде приемника воздушной скорости, выполнен струйным генератором в проточном корпусе, питание которого осуществляется через входное сопло, а слив потока - через выходное сопло, при этом частотный сигнал генератора сигнализирует о скорости обтекания лопасти несущего винта.
На фиг. 1 представлено расположение датчиков приемников воздушной скорости (ПВС) на лопастях НВ с левой стороны на азимутах ψ=90° и с правой стороны на азимутах ψ=300° для обнаружения зоны продольной скорости при пилотировании вертолета.
На фиг. 2 показана схема датчика приемника воздушной скорости, выполненная в виде струйного генератора на одном струйном элементе.
1
2
1
2
x04
1
x07
2
y04
1
y07
2
На лопастях 1 и 2 несущего винта, вращающегося с угловой скоростью со, расположены в двух плоскостях выполненные в виде струйных генераторов A, А и Б, Б приемники воздушной скорости ПВС. С левой стороны фиг. 1 в горизонтальной плоскости - на передней кромке 3 навстречу потоку V находится струйный генератор A на радиусе 0,4R, навстречу потоку V находится струйный генератор А на радиусе 0,7R радиуса НВ. С правой стороны фиг. 1 в вертикальной плоскости на линии 4, отстоящей равной 0,4 хорды профиля лопасти навстречу потоку V находится струйный генератор Б на радиусе 0,4R, навстречу потоку V находится струйный генератор Б на радиусе 0,7R радиуса НВ (рекомендации по патенту RU 2 352 914 С1, 20.04.2009).
В конструкции струйные генераторы можно располагать совмещенными в одних и тех же лопастях.
x
y
Датчик ПВС, построенный на струйном генераторе (фиг. 2), зависит только от скорости набегающего потока в данной точке полета, от скорости входа в датчик ПВС и скорости выхода из него, поскольку датчик является проходным по потоку. На фиг. 2 представлен пример схемного решения датчика ПВС-струйный генератор на одном струйном элементе. Конструкции приемника воздушной скорости (ПВС), который содержит проточный корпус 5, один струйный элемент 6, выходные сопла струйного элемента и сопла управления связаны между собой по кольцевой передаче (отмечено жирной линией) информационного сигнала, образующие автогенераторную схему с частотным выходным сигналом 10 пневматических импульсов. Питание сопла струйного автогенератора осуществляется через входное сопло 8, слив потока - через выходное сопло 9, набегающим потоком скорости V в горизонтальной плоскости в первом квадранте (ψ=90°) и V - в вертикальной плоскости в четвертом квадранте (ψ=270°) по фиг. 1.
x04
y07
В продольном канале скоростной зоны V и V начинается срыв потока в некоторых сечениях лопасти, возникают скачки уплотнения и сопротивление движению лопасти резко возрастает при активном уменьшении подъемной силы, начинаются вибрации лопасти, передающие на весь НВ. С увеличением полетной массы и высоты полета потребные значения общего шага НВ становятся большими, а значит, и срывные явления будут наступать на меньших поступательных скоростях.
Известно, что отстающая лопасть, чтобы создать такую же подъемную силу, как и опережающая, автоматом перекоса переводиться на большие углы атаки. При увеличении скорости полета необходим еще больше угол атаки отстающей допасти и, когда он достигает более 14-15° , на ней также начинается срыв потока из-за выхода на закритические углы атаки.
Два признака опасной скорости полета - первый - приближение к звуковой скорости в зоне ψ=90° и второй - ускоренные, более 150% движения лопастей в вертикальной плоскости, приводящих к тряске, вследствие срыва потока на больших углах атаки, в зоне ψ=270° (увеличение несоразмерной подъемной силы лопасти). При таких явлениях датчики ПВС выдают частотный сигнал в виде разности частот в точках А и Б.
1
180
300
2
180
300
1
1max
2
2max
04
04
07
07
Δƒ=ƒ-ƒ и Δƒ=ƒ-ƒ. Как только выбранный сигнал по приращению разности частот становится Δƒ>Δƒ и Δƒ>Δƒ возникает сигнал (звуковой и световой на табло) о возможной зоне срывных режимов. Частотный сигнал двухполярного пневмопьезопреобразователя 7 передается непосредственно в кабину летчика путем радиопередачи (типа Вай-Фай).
Важно подчеркнуть, что показания измеренной скорости набегающего потока не зависят от плотности воздушной среды, т.е. воспринимаются непосредственно на данный момент вместе с плотностью среды, и соответственно не зависят от высоты полета.
Полезная модель позволяет расширить возможности измерительных средств вертолета. Входным сигналом является поле аэродинамических скоростей. В данном случае ограничено число замеряемых параметров до двух. При этом повышается точность измерения. Полученная с датчиков скорости ПВС информация вырабатывается в частотной форме, обеспечивая получение искомых параметров состояния вертолета.
Дополнительным качеством является автономность измерения, не используя дополнительный источник питания, отсутствие вспомогательных параметров в виде статического давления и скоростного напора потока, упрощения функционального состава, отсутствия мало эффективного аналогового измерения параметра скорости потока. В предложенной модели осуществляется непосредственное преобразование скорости потока в частотный сигнал пропорциональный измеряемой скорости потока без коррекции на плотность потока.