ИЗМЕРИТЕЛЬ СКОРОСТИ ВЕРТОЛЕТА

Заявленная полезная модель относится к системам воздушных сигналов для вертолетов.
Проблема измерения воздушной скорости полета на вертолете, особенно в диапазоне малых скоростей, до сих пор находится в стадии ее разрешения. Существует достаточно большое количество попыток создания измерителей воздушной скорости для вертолетов как отечественными, так и зарубежными фирмами. Наиболее привлекательными техническими решениями можно считать решения о размещении средств восприятия первичных параметров воздушного потока на лопасти несущего винта или на поворотных штангах путем использования опорного потока, создаваемого за счет вращательного движения этих средств и восприятия параметров суммарного воздушного потока от движения вертолета и вращения лопастей или поворотных штанг.
Одно из таких решений описано в патенте США №3373605, 1968 г. кл.73-182, в котором на концах поворотных штанг размещены средства восприятия воздушных давлений. В вычислителе по разности давлений в фиксированных азимутальных положениях штанг относительно связанных осей вертолета определяются продольная и поперечная составляющие вектора воздушной скорости вертолета.
В отечественной практике также можно назвать ряд технических решений, связанных с размещением средств восприятия параметров воздушного потока на лопастях вертолета или поворотных штангах, описанных, например, в авторских свидетельствах №1039344 от 03.05.83 г., №1138744 от 08.10.84 г., №1454088 от 22.09.88 г.
Первая система измерения малых воздушных скоростей Loras в соответствии с патентом США №3373605 была создана фирмой Pacer Systems, Inc. для самолета с вертикальным взлетом Х-22 [1], а в последствии
на этой базе была построена усовершенствованная всенаправленная система воздушных данных OADS-2000 [2].
По результатам испытаний системы на вертолете UH-1C предпочтительным местом размещения является ее вынос над втулкой несущего винта.
Основным техническим недостатком описанных решений является то, что они принципиально не могут измерять вертикальную составляющую вектора воздушной скорости вертолета.
Вместе с этим имеются и другие организационные, технические и эксплуатационные препятствия, например, размещение на лопасти несущего винта средств восприятия первичных параметров, доставка сигналов с вращающей части на фюзеляж, увеличение номенклатуры лопастей со средствами восприятия и без них, которые снижают интерес потребителя к таким техническим решениям.
Размещение же средств восприятия давления на штангах, а всенаправленного датчика над втулкой несущего винта приводит к увеличению габаритов вертолета, что в совокупности с указанным техническим недостатком также ограничивает потребность в таких системах, как Loras и OADS.
Другим заслуживающим внимания техническим решением измерения составляющих вектора воздушной скорости вертолета является размещение приемника воздушного давления на двухстепенном флюгере карданного подвеса под несущим винтом вертолета. Здесь в качестве опорного потока в районе малых скоростей движения вертолета используется индуктивный поток от несущего винта. Приемник воздушного давления свободно вращается вокруг двух осей, при этом продольная ось приемника и флюгер устанавливаются по направлению местного воздушного потока, который является результатом векторного сложения скорости движения вертолета и индуктивного потока от несущего винта.
Фирма Marconi Avionics предложила промышленный образец системы для измерения и индикации малой воздушной скорости Lassie, которая была установлена на вертолете DFVLR ВО-105 для проведения оценочных испытаний.
Результаты испытаний были представлены авиаинженером J.KALETKA в докладе, опубликованном в журнале JOURNAL OF THE AMERICAN HELICOPTER SOCIETY, V 28, №4, 1983 г. В этом докладе описана система и принцип ее действия.
Система включает в себя установленный на фюзеляже под несущим винтом флюгерный датчик направления потока с приемником полного и статического давлений. Угловое положение приемника, установленного на двухстепенном флюгере, измеряется двумя синусно-косинусными трансформаторами (СКТ). Пневматические сигналы давлений подводятся к соответствующим датчикам полного и статического давлений в преобразователе воздушных данных, на вход которого поступают сигналы с СКТ, соответствующие положению приемника ПВД и флюгера относительно координатных осей вертолета. Преобразователь на основе этих данных и сигнала с датчика температуры воздуха вычисляет составляющие вектора воздушной скорости движения вертолета, которые и индицируются на соответствующих индикаторах.
П
Н
1
2
Структурная схема измерителя Lassie представлена на фиг.1. Измеритель включает в себя датчик 1 вектора суммарного воздушного потока от движения вертолета и индуктивного потока от несущего винта, состоящий из приемника 2 полного давления Р и давления невозмущенного потока Р, размещенного на двухстепенном флюгере 3, ориентирующего приемник 2 вдоль суммарного потока, два датчика 4 и 5 углового положения φ и φ флюгера 3. Измеритель содержит также датчик 6 температуры потока, преобразователь 7, формирующий на основе входной информации с датчиков
1 и 6 сигналы о продольной u, поперечной ν и вертикальной w составляющих вектора суммарного потока в соответствии с предложенными алгоритмами:
где:
u, ν, w - соответственно продольная, поперечная и вертикальная составляющие вектора суммарного воздушного потока, вызванного поступательным движением вертолета и индуктивным потоком от несущего винта;
Σ
V - модуль суммарного вектора воздушной скорости, результат сложения вектора индуктивного потока от несущего винта и вектора скорости движения вертолета;
1
2
φ и φ - угловые положения флюгера 3 датчика 1 вектора суммарного воздушного потока относительно связанных осей вертолета.
П
Н
Н
Σ
1
2
Измеритель Lassie работает следующим образом. Приемник воздушного давления 2, устанавливаясь вдоль суммарного воздушного потока , воспринимает давление полного торможения потока Р и давление невозмущенного потока Р, которые в преобразователе 7 совместно с температурой невозмущенного потока Т с датчика 6 обеспечивают вычисление суммарной скорости V в соответствии с известной стандартной зависимостью. С учетом информации с датчиков 4 и 5 углового положения флюгера 3 φ и φ на выходе преобразователя 7 формируются сигналы u, ν и w продольной, поперечной и вертикальной составляющих вектора скорости .
Результаты испытаний системы Lassie на вертолете, представленные в докладе J.KALETKA, показали значительный разброс данных, по сравнению с эталонными средствами измерения, как по продольной, так и по
y
iy
поперечной составляющим вектора скорости. Даже после корректировки данных Lassie и использования линейной регрессии разброс составил порядка 8 м/с (28,8 км/ч). Вертикальная же составляющая скорости оценивалась по изменению статического давления измеренного приемником воздушного давления (составляющая в земной системе координат). В соответствии с предложенным алгоритмом вертикальная составляющая вектора скорости вертолета V не может быть определена только лишь по составляющей w из-за значительной величины вертикальной составляющей вектора индуктивного потока от несущего винта вертолета V.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является создание измерителя скорости для вертолета, свободного от указанных недостатков и обладающего более высокими техническими характеристиками.
Технический результат выражается в повышении точности измерителя.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в известный измеритель скорости для вертолетов, включающий в себя датчик вектора суммарного воздушного потока от несущего винта и движения вертолета, комбинированный приемник полного и статического давлений, размещенный на двухстепенном флюгере, два датчика углового положения флюгера относительно связанных осей вертолета, датчик температуры потока и преобразователь, содержащий датчики полного и статического давлений, введены также датчики веса вертолета и вертикальной перегрузки и датчики составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета в связанной системе координат, второй, третий и четвертый преобразователи.
Второй преобразователь своими входами связан с датчиком веса вертолета, датчиком вертикальной перегрузки, датчиком температуры потока, датчиками углового положения флюгера и первым преобразователем по параметрам статического давления и суммарного потока.
Третий преобразователь связан своими входами с выходами датчиков составляющих вектора угловой скорости, а четвертый преобразователь своими входами связан с выходами первого, второго и третьего преобразователей.
Особенностью заявляемого технического решения является то, что на выходе второго преобразователя формируются составляющие вектора индуктивного потока от несущего винта вертолета.
На выходе третьего преобразователя формируются составляющие вектора переносной скорости от вращения датчика вектора суммарного потока относительно центра масс вертолета, а на выходе четвертого преобразователя формируются искомые проекции вектора воздушной скорости движения вертолета на связанные оси координат.
Более подробно суть предлагаемого технического решения поясняется чертежами.
На фиг.2 показан датчик вектора воздушной скорости, размещенный под несущим винтом, и векторная диаграмма скоростей потока.
На фиг.3 показано расположение датчика вектора воздушной скорости относительно центра масс вертолета.
На фиг.4 показана структурная схема заявляемого измерителя скорости для вертолета.
На фигурах обозначено:
1 - датчик вектора суммарного воздушного потока;
П
Н
2 - комбинированный приемник полного давления Р и давления невозмущенного потока Р;
3 - двухстепенной флюгер;
1
4 - датчика углового положения по углу φ;
2
5 - датчика углового положения по углу φ;
6 - датчик температуры потока;
7 - первый преобразователь.
8 - датчик веса G вертолета;
y
9 - датчик вертикальной перегрузки n;
x
10 - датчик составляющей вектора угловой скорости вращения вертолета ω;
y
11 - датчик составляющей вектора угловой скорости вращения вертолета ω;
z
12 - датчик составляющей вектора угловой скорости вращения вертолета ω;
13 - второй преобразователь;
14 - третий преобразователь;
15 - четвертый преобразователь.
На фиг.2 показано положение суммарного вектора  воздушной скорости, вдоль которого ориентируется датчик 1 по отношению к связанным осям вертолета XYZ. Величина вектора  складывается из двух векторов:
- вектора индуктивного потока и
x
z
y
- вектора воздушной скорости вертолета, составляющими которого являются скорости: продольная V, поперечная V и вертикальная У.
1
2
Положение вектора индуктивного потока относительно осей XYZ определяется углом заклинения вала несущего винта i, углом завала оси конуса несущего винта «а» в плоскости XY и углом завала оси конуса несущего винта «b» в плоскости ZY. Угол φ определяет положение датчика относительно плоскости XZ, а угол φ относительно плоскости XY.
Согласно чертежу на фиг.2 составляющие вектора скорости вертолета могут быть определены из следующих соотношений:
- продольная составляющая:
- поперечная составляющая:
- вертикальная составляющая:
Из этого же чертежа также следует, что:
т.е. те алгоритмы, которые были положены в основу системы Lassie.
Из соотношений (4) и (1) продольная составляющая вектора скорости вертолета равна:
Из соотношений (5) и (2) поперечная составляющая равна
Из соотношений (6) и (3) вертикальная составляющая вектора скорости вертолета равна:
x
y
z
ix
iy
iz
Из выражений (7)-(9) следует, что для точного измерения составляющих V, V, V необходимо учитывать изменение вторых членов правой части выражений (7)-(9), представляющих собой проекции скорости индуктивного потока на связанные оси координат V, V, V, в которых неизвестными
i
являются индуктивная скорость V и завалы оси конуса несущего винта, т.е. углы «а» и «b».
i
Из аэродинамики вертолетов [3] (стр.16-18) для режима висения, исходя из импульсной теории идеального винта, приведено соотношение, увязывающее его тягу Т и индуктивную скорость V:
где:
ρ - плотность;
F - ометаемая площадь несущего винта.
0
0
2
4
Полагая ρ=ρ-Δ и T=G, ρ=0.125 КГС/м - стандартная плотность на уровне моря, индуктивная скорость на режиме висения вертолета равна:
где:
G - масса вертолета;
Δ - относительная плотность воздуха.
В том же источнике [3] (стр.30-31) на режимах вертикального набора и снижения вертолета тяга несущего винта равна:
где:
1
i
y
V=V±V (знак плюс при наборе, знак минус - при вертикальном снижении),
y
n - вертикальная перегрузка.
1
Тогда с учетом V из уравнения (12) имеем:
где:
iнс
V - индуктивная скорость при вертикальном наборе/снижении вертолета;
y
V - вертикальная скорость вертолета.
В том же источнике [3] на стр.41 приведено соотношение для тяги несущего винта на режиме косого обтекания (общий случай):
где:
χ - коэффициент концевых потерь несущего винта, χ=0,9÷0,92;
iк
V - индуктивная скорость при косом обтекании несущего винта.
Из фиг.2 также следует, что в результате сложения векторов  скорости вертолета и  индуктивного потока, вектор  равен вектору суммарного потока .
С учетом этого из (14) следует:
i
Сравнивая соотношения (11); (13) и (16) для рассмотренных случаев полета вертолета можно считать опорной величиной для расчета скорости индуктивного потока V величину:
или
Произведение этой опорной величины (17) на Cosb-Sin(i+a) определяет проекцию вектора индуктивной скорости  на ось X, т.е.
Проекция вектора индуктивной скорости  на ось Z:
Проекция вектора индуктивной скорости  на ось Y:
Величина завала оси конуса, т.е. углы «а» и «b» также являются неизвестными, и также зависят от режимов полета вертолета. Величины углов «а» и «b» в эксплуатационном диапазоне изменяются незначительно и оцениваются «а» = порядка 5÷6°, а величина «b»=2÷3°.
ix
iz
iy
x
z
y
Члены, стоящие перед опорной величиной в выражениях (18)÷(20) для проекций вектора индуктивной скорости V; V; V можно считать составной частью поправочных коэффициентов К; K; K, которые могут быть определены по результатам летных испытаний системы и являются функцией параметров измеряемых датчиком 1 вектора суммарного потока путем линейной или нелинейной регрессии.
Таким образом, выражения для проекций вектора воздушной скорости движения вертолета (7)÷(9) на связанные оси X, Y, Z при установившемся поступательном движении вертолета можно записать:
Выражения (21)÷(23) справедливы, когда вектор угловой скорости вращения вертолета относительно его связанных осей равен нулю, т.е. =0.
0
0
0
Для нормальной работы флюгера датчика вектора воздушной скорости потока, он должен располагаться в зоне максимальной индуктивной скорости несущего винта на оптимальном расстоянии от вала несущего винта составляющем 0.6÷0.7 радиуса несущего винта, и иметь координаты установки на фюзеляже Х, Z, Y от центра масс вертолета.
x
y
z
На фиг.3 показаны расположение датчика 1 относительно центра «0» масс вертолета связанных осей X, Y, Z и составляющие ω; ω; ω вектора угловой скорости  вращения вертолета относительно указанных осей.
Из чертежа на фиг.3 следует, что при ≠0 имеет место появление дополнительных составляющих вектора переносной скорости от вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета.
С учетом (24)÷(26) выражения для проекций вектора воздушной скорости движения вертолета на связанные оси координат будут иметь вид:
y
Н
Н
x
y
z
Таким образом, в отличие от описанной системы Lassie при измерении составляющих вектора воздушной скорости вертолета в соответствии с представленными соотношениями (27)÷(29) необходимо учитывать также и такие параметры как G; n; Δ=f(Т;Р); ω; ω; ω.
П
Н
y
x
y
z
Измеритель скорости, представленный на фиг.4, включает в себя датчик 1 вектора суммарного потока от несущего винта и скорости движения вертолета, содержащий двухстепенной флюгер 3 и размещенный на нем комбинированный приемник 2 полного Р и статического Р давлений. Измеритель также содержит два датчика 4 и 5 углового положения флюгера 3 и приемника 2 относительно связанных осей вертолета; датчик температуры 6; преобразователь 7 с датчиками 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 ω, ω, ω, второй 13, третий 14 и четвертый 15 преобразователи.
Н
Н
Σ
Входы первого преобразователя 7 подключены к выходам датчика 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, приемнику 2 давлений и датчику 6 температуры потока. Входы второго преобразователя 13 подключены к выходам датчика 8 веса вертолета, датчика 9 вертикальной перегрузки, датчикам 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, датчику 6 температуры Т и выходам первого преобразователя по параметрам статического давления Р и суммарного потока V.
x
y
z
Входы третьего преобразователя 14 подключены к выходам датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора вращения вертолета относительно связанных осей, т.е. ω, ω, ω. Входы четвертого преобразователя 15
ix
iz
iy
x
y
z
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 выходам второго преобразователя 13, формирующего сигналы составляющих вектора скорости индуктивного потока V, V, V в связанной системе координат и к выходам третьего преобразователя 15, формирующего сигналы составляющих вектора переносной скорости от вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета в связанной системе координат ΔV, ΔV, ΔV.
x
y
z
На выходе четвертого преобразователя 15 формируются искомые сигналы составляющих вектора воздушной скорости движения вертолета в связанной системе координат вертолета XYZ, т.е. V, V, V.
На чертеже фиг.4 двойными линиями показаны блоки и связи известного измерителя, одинарными показаны вновь введенные блоки и связи.
0
0
0
1
2
Работа предложенного измерителя скорости для вертолета осуществляется следующим образом. Датчик 1 вектора скорости установлен на фюзеляже вертолета относительно его центра масс с координатами Х; Y; Z (как это показано на фиг.3) под несущим винтом 2 (как это показано на фиг.2). С помощью двухстепенного флюгера 3 он ориентируется вдоль вектора суммарного потока , угловое положение которого относительно координат X, Y, Z, связанных с вертолетом, определяется углами φ и φ. Комбинированный приемник 2 давлений вместе с флюгером 3 также устанавливаются вдоль вектора суммарного потока .
Приемник 2 воспринимает полное и статическое давления, которые в виде пневматических сигналов поступают к соответствующим датчикам давления, размещенным в первом преобразователе 7 (на чертеже не
1
1
2
2
Н
Σ
П
Н
Н
y
x
y
z
x
y
z
показаны). На вход этого преобразователя также поступают сигналы с датчиков 4 и 5 углового положения флюгера 3 в виде Sinφ; Cosφ; Sinφ; Cosφ и сигнал с датчика 6 температуры Т потока. В преобразователе 7, на основе сигналов с датчиков давлений и температуры, в соответствии с известной стандартной зависимостью V=f(P;P;T) [4], формируется значение модуля истинной воздушной скорости суммарного потока, а на его выходе составляющие вектора  на связанные оси координат u, ν, w в соответствии с выражением (1)÷(3). Одновременно с этим в предложенном измерителе с помощью датчиков 8, 9, 10, 11, 12 измеряются соответственно вес вертолета G, вертикальная перегрузка n и составляющие угловых скоростей вращения вертолета ω, ω, ω относительно его центра масс. Во втором преобразователе 13 на основе сигналов с датчиков 8, 9, 4, 5, 6 и сигналов с первого преобразователя 7 по параметрам соответственно веса вертолета, вертикальной перегрузки, углового положения флюгера 3, температуры, давления невозмущенного потока и модуля вектора скорости суммарного потока формируются опорная величина модуля индуктивной скорости в соответствии с выражением 17 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
0
0
0
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, формируются составляющие
x
y
z
вектора переносной скорости от вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета ΔV, ΔV, ΔV в соответствии с выражениями (24)÷(26).
В четвертом преобразователе 15, на основе сигналов с первого преобразователя 7, второго преобразователя 13 и третьего преобразователя 14, формируются сигналы проекций вектора воздушной скорости вертолета на связанные оси координат, в соответствии с выражениями (27)÷(29), которые могут быть использованы как для индикации, так и в других системах вертолета.
x
y
z
1
2
Н
Σ
0
0
0
x
y
z
Поправочные коэффициенты К, К, K, зависящие от режимов полета вертолета, определяются во втором преобразователе 13 на основе сигналов с датчика 1 вектора суммарного потока и сигналов с первого преобразователя 7, по параметрам φ, φ углового положения флюгера 3, статического давления Р и модуля вектора суммарной скорости V путем линейной или нелинейной регрессии 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 К, К, K, являются сугубо индивидуальными и могут быть установлены в результате летных испытаний.
Привлечение веса вертолета, вертикальной перегрузки, статического давления, температуры потока, составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета в предложенном измерителе позволяет не только повысить точность измерения продольной и поперечной воздушной скорости вертолета, но и обеспечило возможность измерения вертикальной воздушной скорости вертолета в связанной системе координат.
Проведенные на вертолете Ми-28Н испытания измерителя скорости, выполненного в соответствии с заявляемым техническим решением, показали, что он обладает высокими характеристиками по точности. Погрешность измерения составляющих вектора скорости по всем осям на различных высотах и в режиме висения составляет менее 6 км/ч.
Источники информации
1. Flight Evaluation Pacer Systems, Inc. Loras II Airspeed System Final Report III, March, 1974.
2. Руководство по эксплуатации всенаправленной системы воздушных данных OADS фирмы Pacer Systems. Тех. перевод УВЗ, 1983.
3. Д.И.Базов, Аэродинамика вертолета - М.: Транспорт, 1969.
4. Д.А.Браславский, Авиационные приборы - М.: Машиностроение, 1964.