RU2341414C1

RU2341414C1 - Method of helicopter rotor icing detection

Info

Publication number: RU2341414C1
Application number: RU2007105414/11A
Authority: RU
Inventors: Константин В чеславович Кобежиков (RU); Константин Вячеславович Кобежиков
Original assignee: Константин Вячеславович Кобежиков
Priority date: 2007-02-13
Filing date: 2007-02-13
Publication date: 2008-12-20
Also published as: RU2007105414A

Abstract

FIELD: transport; heating.

SUBSTANCE: method is based on principle of measuring aerodynamic heating temperature difference on front surfaces of at least two blade sections spread over blade length. Increase of temperature difference evidence of icing on blade section with lesser radius of rotation, decrease of temperature difference evidence of icing of sections with lesser and wider radius of rotation. Optimal quantity of controlled points on blade surface and distance between them is chosen in each specific case depending on helicopter type, rotor diameter, and rated number of revolutions.

EFFECT: registration of icing event immediately on rotor blade and decrease of power consumption.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области средств регистрации обледенения и предназначено для использования на винтокрылых летательных аппаратах.The invention relates to the field of icing registration means and is intended for use on rotary-wing aircraft.

Известен способ обнаружения обледенения, основанный на измерении разности теплосъемов с двух обогреваемых участков поверхности мерного тела с термочувствительными элементами, на одном из которых улавливают и полностью испаряют облачные капли воды, а на втором участке поверхности с термочувствительными элементами поддерживают температуру выше точки замерзания воды (см. патент RU 2005666 С1, МПК 5 В64D 15/20, 15.01.1994).A known method of detecting icing is based on measuring the difference in heat removal from two heated sections of the surface of the measuring body with heat-sensitive elements, on one of which cloudy drops of water are captured and completely evaporated, and on the second surface surface with heat-sensitive elements, the temperature is maintained above the freezing point of water (see patent RU 2005666 C1, IPC 5 B64D 15/20, 01/15/1994).

Недостатком этого способа является необходимость применения нескольких нагревательных элементов, что усложняет конструкцию, снижает надежность, увеличивает габариты и вес датчиков обледенения. Это, в свою очередь, препятствует размещению датчиков обледенения, реализующих описываемый способ, непосредственно на лопасти несущего винта вертолета. А по регистрации обледенения на фонаре кабины или других частях вертолета нельзя судить о степени обледенения несущего винта, поскольку обледенение несущего винта происходит значительно быстрее, чем фюзеляжа.The disadvantage of this method is the need to use several heating elements, which complicates the design, reduces reliability, increases the size and weight of the icing sensors. This, in turn, prevents the placement of icing sensors that implement the described method directly on the rotor blades of the helicopter. And by registering icing on the cockpit lantern or other parts of the helicopter, one cannot judge the degree of icing of the rotor, since the icing of the rotor is much faster than the fuselage.

За прототип принят способ обнаружения льда (см. патент US 5523959 А, G08В 19/02, 04.06.1996), принцип действия которого основан на измерении потокосцепления между электродами, размещенными непосредственно на лопасти винта вертолета. Поскольку потокосцепление зависит от размеров и формы электродов, а также от магнитной проницаемости окружающей среды, то во время полета изменение потокосцепления свидетельствует о повышенной влажности, наличии воды или льда на поверхности в области размещения электродов. Датчик температуры, включенный в состав прототипа, служит для фиксации температуры, равной или ниже точки замерзания, и тем самым позволяет уменьшить вероятность ложных показаний.The prototype adopted a method of detecting ice (see patent US 5523959 A, G08B 19/02, 04.06.1996), the principle of which is based on measuring the flux linkage between the electrodes placed directly on the helicopter rotor blades. Since the flux linkage depends on the size and shape of the electrodes, as well as on the magnetic permeability of the environment, during the flight, a change in flux linkage indicates increased humidity, the presence of water or ice on the surface in the area where the electrodes are located. The temperature sensor included in the prototype serves to fix the temperature equal to or lower than the freezing point, and thereby reduces the likelihood of false readings.

Указанному прототипу присущ недостаток, выражающийся в невозможности достоверно отличить переохлажденные капли воды ото льда, так как наличие температуры, равной или ниже точки замерзания, является необходимым, но недостаточным условием кристаллизации воды. Кроме того, в прототипе для измерения потокосцепления применяется генератор, передающий сигнал возбуждения электродам с частотой от 5 кГц до 40 мГц, что влечет необходимость электромагнитного согласования с другим электронным оборудованием вертолета.The specified prototype has an inherent disadvantage, which is the impossibility to reliably distinguish supercooled water drops from ice, since the presence of a temperature equal to or lower than the freezing point is a necessary but insufficient condition for crystallization of water. In addition, in the prototype for measuring flux linkage, a generator is used that transmits an excitation signal to electrodes with a frequency of 5 kHz to 40 MHz, which entails the need for electromagnetic matching with other electronic equipment of the helicopter.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение достоверности информации об отложении льда непосредственно на лопасти несущего винта вертолета и размерах его распространения по длине лопасти.The technical task of the present invention is to increase the reliability of information about the deposition of ice directly on the rotor blades of the helicopter and the size of its distribution along the length of the blade.

Поставленная техническая задача достигается тем, что в способе обнаружения обледенения несущего винта вертолета, включающем измерение параметров контролируемых поверхностей несущего винта, измеряют температуры аэродинамического нагрева на передних поверхностях, по крайней мере, двух секций лопасти, разнесенных по ее длине, сравнивают их и по увеличению разности температур контролируемых поверхностей секций судят об обледенении секции лопасти с меньшим радиусом вращения, а по уменьшению разности температур - об обледенении секций с меньшим и большим радиусами вращения.The stated technical problem is achieved by the fact that in the method of detecting icing of the rotor of a helicopter, including measuring the parameters of the controlled surfaces of the rotor, measure the temperature of the aerodynamic heating on the front surfaces of at least two sections of the blades spaced along its length, compare them and increase the difference temperature of the controlled surfaces of the sections is judged by the icing of the section of the blade with a smaller radius of rotation, and by reducing the temperature difference - by icing of the sections with enshim and greater than the radius of rotation.

Принцип действия предложенного способа основан на измерении температур аэродинамического нагрева различных участков передней кромки лопасти несущего винта вертолета. Так как участки лопасти с разными радиусами вращения имеют отличающиеся друг от друга линейные скорости, то и температуры поверхности передней кромки лопасти этих участков будут различными.The principle of operation of the proposed method is based on measuring the temperatures of aerodynamic heating of various sections of the leading edge of the rotor blade of a rotor of a helicopter. Since the sections of the blade with different radii of rotation have different linear speeds, the temperatures of the surface of the leading edge of the blade of these sections will be different.

Установившиеся разности температур между комлевой, средней и концевой секциями лопасти будут соответствовать необледеневшему состоянию несущего винта вертолета. Так как обледенение лопасти распространяется в направлении от комлевой секции к концевой, то за счет экранирования пленкой льда от воздействия аэродинамического нагрева разность температур между участками лопасти с различными радиусами вращения будет изменяться со знаком «плюс» или «минус». При контроле двух участков поверхности лопасти изменение разности температур между ними в сторону увеличения говорит об обледенении участка лопасти с меньшим радиусом вращения, а по уменьшению разницы температур судят об отложении льда по всей длине контролируемых участков лопасти.The steady-state temperature differences between the butt, middle and end sections of the blade will correspond to the icy state of the rotor of the helicopter. Since the icing of the blade extends in the direction from the butt section to the end section, due to the screening of the ice film from the effects of aerodynamic heating, the temperature difference between the sections of the blade with different radii of rotation will change with a plus or minus sign. When controlling two sections of the surface of the blade, a change in the temperature difference between them upwards indicates icing of the section of the blade with a smaller radius of rotation, and by reducing the temperature difference, ice is deposited along the entire length of the controlled sections of the blade.

Изложенная сущность изобретения поясняется фиг.1, где схематически изображено одно из возможных устройств для реализации предлагаемого способа обнаружения обледенения лопастей несущего винта вертолета; и фиг.2 - графиками зависимости аэродинамического нагрева от скорости набегающего потока, построенными в соответствии с ГОСТ 5212-74 (ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч - М.: Издательство стандартов, 1974.), на высотах: 1 - 0 м; 2 -1000 м; 3 - 3000 м; 4 - 5000 м.The essence of the invention is illustrated in figure 1, which schematically shows one of the possible devices for implementing the proposed method for detecting icing of the rotor blades of a helicopter; and figure 2 - graphs of the dependence of aerodynamic heating on the speed of the free stream, built in accordance with GOST 5212-74 (GOST 5212-74. Aerodynamic table. Dynamic pressures and temperatures of braking of air for a flight speed of 10 to 4000 km / h - M. : Publishing house of standards, 1974.), at heights: 1 - 0 m; 2 -1000 m; 3 - 3000 m; 4 - 5000 m.

С помощью термочувствительных элементов 1, 2 и 3 (фиг.1) фиксируют величины аэродинамического нагрева передних поверхностей комлевой 4, средней 5 и концевой 6 секций лопасти 7. Затем значения температур торможения воздушного потока комлевой 4 и средней 5 секций, а также средней 5 и концевой 6 секций сравнивают между собой с помощью компараторов 8 и 9.Using heat-sensitive elements 1, 2 and 3 (Fig. 1), the values of aerodynamic heating of the front surfaces of the butt 4, middle 5 and end 6 sections of the blade 7 are fixed. Then, the braking temperatures of the air flow of the butt 4 and the middle 5 sections, as well as the average 5 and end 6 sections are compared with each other using comparators 8 and 9.

Установившиеся величины разности температур, которые практически не зависят от высоты полета (фиг.2), между соседними секциями лопасти 7 будут характеризовать необледеневшее состояние несущего винта вертолета, что после обработки сигналов, поступивших с компараторов 8 и 9 в вычислитель 10, зафиксирует индикатор 11.The steady-state values of the temperature difference, which are practically independent of the flight altitude (Fig. 2), between adjacent sections of the blade 7 will characterize the icy state of the rotor of the helicopter, which, after processing the signals from the comparators 8 and 9 to the calculator 10, will be fixed by indicator 11.

При наличии обледенения комлевой секции 4 пленка льда, отлагающаяся на ней, будет экранировать участок поверхности лопасти 7, контролируемый термочувствительным элементом 1, от воздействия аэродинамического нагрева. Величина разности температур между участком поверхности, контролируемым термочувствительным элементом 2, на который воздействует аэродинамический нагрев, и участком поверхности комлевой секции 1 возрастет, по увеличению которой судят об обледенении комлевой секции 4 лопасти 7.In the presence of icing of the butt section 4, an ice film deposited on it will shield a portion of the surface of the blade 7, controlled by the thermosensitive element 1, from the effects of aerodynamic heating. The magnitude of the temperature difference between the surface area controlled by the thermosensitive element 2, which is affected by aerodynamic heating, and the surface area of the butt section 1 will increase, by the increase of which judge icing of the butt section 4 of the blade 7.

При распространении обледенения вдоль лопасти 7 будет экранирован от воздействия набегающего потока участок поверхности средней секции 5, контролируемый термочувствительным элементом 2, температура которого понизится. Величина разности температур поверхностей комлевой 4 и средней 5 секций снизится практически до нуля, что будет характеризовать обледеневшее состояние двух секций 4 и 5 лопасти 7.With the spread of icing along the blade 7, the surface section of the middle section 5, controlled by the temperature-sensitive element 2, the temperature of which will decrease, will be shielded from the impact of the incoming flow. The temperature difference between the surfaces of the butt 4 and the middle 5 sections will decrease to almost zero, which will characterize the icy state of the two sections 4 and 5 of the blade 7.

Аналогично выявляют обледенение концевой секции 6 при контроле величин разности температур ее поверхности с температурой средней секции 5.Similarly, icing of the end section 6 is detected when controlling the values of the temperature difference of its surface with the temperature of the middle section 5.

Выявлять обледенение лопасти 7 можно и при контроле температур аэродинамического нагрева участков поверхности только концевой 4 и комлевой 6 секций. Однако в этом случае уменьшается точность определения зоны распространения обледенения по длине лопасти 7.The icing of the blade 7 can also be detected when controlling the temperatures of the aerodynamic heating of surface sections of only the end 4 and the butt 6 sections. However, in this case, the accuracy of determining the icing propagation zone along the length of the blade 7 decreases.

Увеличение же количества контролируемых участков лопасти ограничивается только классом точности регистрирующей аппаратуры и погрешностью термочувствительных элементов, так как уменьшается разность температур аэродинамического нагрева близко расположенных участков поверхности лопасти.The increase in the number of controlled sections of the blade is limited only by the accuracy class of the recording equipment and the error of the thermosensitive elements, since the temperature difference of the aerodynamic heating of closely spaced sections of the blade surface decreases.

Количество контролируемых точек поверхности лопасти и расстояние между ними выбирается в каждом конкретном случае в зависимости от типа вертолета, диаметра несущего винта и номинальной скорости его вращения.The number of controlled points on the surface of the blade and the distance between them is selected in each case, depending on the type of helicopter, the diameter of the rotor and the nominal speed of rotation.

Предложенный способ обнаружения обледенения позволяет не только регистрировать факт отложения льда непосредственно на лопасти несущего винта вертолета, но и определять размеры обледеневшей части лопасти, что крайне важно для выбора рациональных режимов работы противообледенительных систем. Кроме того, этот способ более прост и экономичен по сравнению с известными способами обнаружения обледенения.The proposed method for detecting icing allows not only to record the fact of ice deposition directly on the rotor blades of the helicopter, but also to determine the size of the iced part of the blade, which is extremely important for choosing rational operating modes of anti-icing systems. In addition, this method is simpler and more economical in comparison with known methods for detecting icing.

Claims

A method for detecting icing of a rotor of a helicopter, including measuring the parameters of the controlled surfaces of the rotor, characterized in that they measure the temperature of the aerodynamic heating on the front surfaces of at least two sections of the rotor blade spaced along its length, compare them and increase the temperature difference of the controlled the surfaces of the sections are judged by the icing of the section of the blade with a smaller radius of rotation, and by reducing the temperature difference - by the icing of the sections with a smaller and larger the dies of rotation.