ИЗМЕРИТЕЛЬ СКОРОСТИ ВЕРТОЛЕТА

Заявленная полезная модель относится к системам воздушных сигналов вертолетов.
В отечественной и зарубежной авиации до сих пор актуальными остаются вопросы высокоточного измерения высотно-скоростных параметров вертолетов и других винтокрылых летательных аппаратов. Большое значение в условиях как директорного, так и автоматического режимов пилотирования имеет информация о величине и направлении вектора истинной воздушной скорости.
Измерение параметров вектора воздушной скорости вертолета затрудняется значительными искажениями его аэродинамического поля индуктивными потоками несущей системы, а также пространственным обтеканием приемников воздушных давлений, установленных вблизи фюзеляжа или на выносной штанге. Это ограничивает применение на вертолете традиционных для самолета методов и средств измерения высотно-скоростных параметров.
Возможность вертолета совершать движение как вперед, так и назад, вправо и влево, полеты на предельно малых и около нулевых скоростях обуславливают актуальность задачи по созданию системы всенаправленного измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета. Причем центральное место здесь занимает проблема точного восприятия и измерения малой по модулю (до 70 км/ч) скорости полета. Наибольшие успехи при разрешении этой проблемы достигнуты в тех устройствах и системах, в которых средства восприятия размещены в некотором опорном потоке.
По способу создания опорного потока указанные устройства и системы (как реально существующие на борту вертолета, так и перспективные технические решения) можно условно разделить на 3 группы:
- устройства и системы, в которых опорный поток создается путем введения в измеритель специальной поворотной штанги (например, зарубежная система LORAS, патент США №3373605, 1968 г. кл. 73-182);
- устройства и системы, в которых опорный поток создается посредством размещения средств восприятия на лопастях несущего винта вертолета (например, отечественный измеритель типа КВИС);
- устройства и системы, в которых в качестве опорного потока используется индуктивный поток от несущего винта вертолета (например, зарубежная система LASSIE, результаты испытаний которой были представлены авиаинженером J.KALETKA в докладе, опубликованном в журнале JOURNAL OF THE AMERICAN HELICOPTER SOCIETY, V28, №4, 1983 г., а также отечественный измеритель скорости вертолета, патент №58719, кл. G01P 5/00, 2006 г.).
Последняя группа устройств имеет в своем преимуществе возможность измерять вертикальную составляющую воздушной скорости.
Структурная схема известного измерителя скорости вертолета (патент №58719) представлена на фиг.1.
п
н
y
х
y
z
Известный измеритель включает в себя датчик 1 вектора суммарного потока от несущего винта и скорости движения вертолета, содержащий двухстепенной флюгер 3 и размещенный на нем приемник 2 полного Р и статического Р давлений; два датчика 4 и 5 углового положения флюгера 3 и приемника 2 относительно связанных осей вертолета; датчик температуры 6; преобразователь 7 с датчиками давления (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.
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
н
н
∑
двухстепенного флюгера 3, датчику 6 температуры Т и выходам первого преобразователя 7 по параметрам статического давления Р и суммарного потока V.
ix
iz
iy
x
y
z
Входы третьего преобразователя 14 подключены к выходам датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора вращения вертолета относительно связанных осей. Входы четвертого преобразователя 15 подключены к выходам первого преобразователя 7, формирующего сигналы составляющих вектора воздушной скорости суммарного потока u, v и w в связанной системе координат вертолета, выходам второго преобразователя 13, формирующего сигналы составляющих вектора скорости индуктивного потока V, V, V в связанной системе координат и 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.
x
y
z
На выходе четвертого преобразователя 15 формируются искомые сигналы составляющих вектора воздушной скорости движения вертолета в связанной системе координат вертолета XYZ (V, V, V) в соответствии с выражениями:
x
y
z
1
2
н
∑
где: K, K, K - поправочные коэффициенты, зависящие от режимов полета вертолета, определяются во втором преобразователе 13 на основе сигналов с датчика 1 вектора суммарного потока и с преобразователя 7, а именно 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
0
0
0
координатами X, Y, Z; Δ - относительная плотность воздуха; F - сметаемая площадь несущего винта.
Недостатком известного измерителя скорости вертолета, как показали результаты летных испытаний, является то, что на динамических режимах (вертикальный набор высоты и снижение, пикирование, кабрирование и др.), во-первых, наблюдается зависимость погрешности измерения составляющих вектора воздушной скорости в связанной системе координат (в большей степени погрешности измерения вертикальной составляющей) от значения вертикальной скорости в земной системе координат, во-вторых, наблюдается зависимость погрешности измерения составляющих вектора воздушной скорости (в большей степени погрешности измерения вертикальной и боковой составляющих) от углов ориентации связанной системы координат относительно земной, а именно углов крена и тангажа.
Первая зависимость погрешности измерения объясняется тем, что исходя из импульсной теории идеального винта [2], на режимах вертикального набора высоты и вертикального снижения, а также на режимах косого обтекания винта интегральный индуктивный поток является функцией не только величины , но и вертикальной скорости.
Вторая зависимость погрешности измерения объясняется тем, что углы завала оси конуса вращения несущего винта «а» в плоскостях XY и «b» в плоскостях ZY связанной системы координат (фиг.2) зависят не только от режимов полета, но и от центровки вертолета, т.е. одни и те же режимы полета один и тот же вертолет с разной центровкой будет выполнять при различных углах крена и тангажа.
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 измерения составляющих вектора воздушной скорости вертолета.
Это достигается тем, что в известный измеритель по патенту №58719 дополнительно вводятся датчики угла крена, тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости, а также пятый преобразователь, в котором осуществляется дополнительная коррекция составляющих вектора воздушной скорости вертолета, причем выходы датчиков угла крена, тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости соединены со входами пятого преобразователя, выходы которого подключены к четвертому преобразователю.
На фиг.3 представлена структурная схема заявляемого измерителя скорости для вертолета, вновь введенные блоки и связи показаны двойными линиями.
п
н
y
х
y
z
Заявляемый измеритель скорости для вертолета содержит датчик 1 вектора суммарного потока от несущего винта и скорости движения вертолета, содержащий двухстепенной флюгер 3 и размещенный на нем приемник 2 полного Р и статического Р давлений; два датчика 4 и 5 углового положения флюгера 3 относительно связанных осей вертолета; датчик температуры 6; преобразователь 7 с датчиками давления (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; датчик угла крена 16; датчик угла тангажа 17; датчик вертикальной бароинерциальной скорости 18; пятый преобразователь 19.
Входы первого преобразователя 7 подключены к выходам датчиков 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, приемнику давлений 2 и датчику температуры потока 6.
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
н
∑
первого преобразователя 7 по параметрам статического давления Р и суммарного потока V.
Входы третьего преобразователя 14 подключены к выходам датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора вращения вертолета относительно связанных осей.
Входы пятого преобразователя 19 подключены к выходам датчика угла крена 16, датчика угла тангажа 17 и датчика вертикальной бароинерциальной скорости 18.
ix
iz
iy
х
y
z
x1
y1
z1
Входы четвертого преобразователя 15 подключены к выходам первого преобразователя 7, формирующего сигналы составляющих вектора воздушной скорости суммарного потока u, v 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 ΔY, 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.
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.
0
0
0
Работа предложенного измерителя скорости вертолета осуществляется следующим образом. Датчик 1 вектора скорости, установленный на фюзеляже вертолета относительно его центра масс с координатами Х; Y; Z под несущим винтом 2, 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
1
2
1
1
2
2
н
∑
п
н
н
определяется углами φ и φ. Приемник 2 давлений вместе с флюгером 3 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 преобразователе 7, на основе сигналов с датчиков давлений и температуры, в соответствии с известной зависимостью V=f(P; P; T) [3], формируется значение модуля истинной воздушной скорости суммарного потока, а на его выходе составляющие вектора  на связанные оси координат u, v, w в соответствие с выражениями (фиг.2):
y
х
y
z
у би
х
y
Одновременно с этим в предложенном измерителе (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 υ и вертикальная бароинерциальная скорость V. 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, статического давления и модуля вектора скорости суммарного потока, формируются опорная величина модуля индуктивной скорости в соответствии с выражением  и поправочные коэффициенты К, К,
z
K, а на его выходе формируются составляющие вектора  индуктивного потока на связанные оси координат в соответствии с выражениями:
х
y
z
1
2
н
∑
0
0
0
х
y
z
Поправочные коэффициенты К, К, 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 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 только в результате летных испытаний.
х
y
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:
у би
x1
y1
z1
у б
x1
y1
z1
В пятом преобразователе 19 на основе сигналов с датчика угла крена γ 16, датчика угла тангажа υ 17 и датчика вертикальной бароинерциальной скорости V 18 формируются динамические поправки составляющих вектора воздушной скорости ΔV, ΔV, ΔV как функции γ, υ, V. Функциональные зависимости динамических поправок ΔV, ΔV, ΔV являются сугубо индивидуальными для данного типа вертолета и могут быть определены только по результатам летных испытаний методом регрессионного анализа.
В четвертом преобразователе 15, на основе сигналов с первого 7, второго 13, третьего 14 и пятого 19 преобразователей формируются на его выходе искомые сигналы вектора воздушной скорости вертолета в проекциях на связанные оси координат, в соответствии с выражениями:
которые могут быть использованы как для индикации, так и в других системах вертолета.
Привлечение угла крена, угла тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости в измерение составляющих вектора воздушной скорости вертолета в предложенном измерителе позволило, как показали испытания на вертолете Ми28Н, повысить его точность на динамических режимах, таких как вертикальный набор высоты и снижение, пикирование, кабрирование и др.
Источники информации
1. Измеритель скорости вертолета, патент №58719, кл. G01P 5/00, 2006 г.
2. Д.И.Базов «Аэродинамика вертолета», Транспорт, М., 1969 г.
3. ГОСТ 5212-74 «Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры».