DE4231303A1 - Vorrichtung zum feststellen der vereisung der rotorblaetter eines luftfahrzeuges - Google Patents
Vorrichtung zum feststellen der vereisung der rotorblaetter eines luftfahrzeugesInfo
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Description
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Feststellen
der Vereisung der Rotorblätter eines Luftfahrzeuges.
Die Vereisung der Rotorblätter eines Luftfahrzeuges wie eines
Hubschraubers ist ein schwerwiegendes Phänomen, wodurch eine Destabilisierung
bis zum Verlust der Kontrolle eintreten kann. Es
ist daher wichtig, eine Vereisung rechtzeitig festzustellen, um
die Enteisungsvorrichtung in Betrieb zu setzen.
Die Feststellung der Blattvereisung kann z. B. mit Hilfe spezifischer
Erfassungsgeräte erfolgen, die unmittelbar auf diesen Blättern
installiert sind. Diese direkte Mothode hat allerdings den
Nachteil, daß die Aufnehmer harten Umgebungsbedingungen ausgesetzt
sind und daß es schwierig ist, die Information zu den
feststehenden Teilen des Luftfahrzeugs zu übertragen.
In der GB-A 20 46 690 ist zur Feststellung von Blattvereisung auch
vorgeschlagen worden, das zum Rotor übertragene Drehmoment zu
benutzen. Dieses Verfahren erfordert allerdings eine beträchtliche
Anzahl von Rechnungen, selbst wenn die erforderliche Genauigkeit
relativ gering ist.
Die vorliegende Erfindung zielt darauf ab, diese Nachteile zu
überwinden.
Zu diesem Zweck ist das Ziel der vorliegenden Erfindung eine Vorrichtung
für die Feststellung der Vereisung der Rotorblätter eines
Luftfahrzeuges, dadurch gekennzeichnet, daß sie einen Zugkraftaufnehmer
und einen Drehmomentaufnehmer zur Messung der Axialkraft F
und des Drehmomentes M umfaßt, welche auf die Rotorwelle wirken,
Mittel zur Berechnung des Verhältnisses zwischen diesen beiden
Größen, Mittel zur Bestimmung des Sollwerts dieses Verhältnisses
ohne Vereisung in Abhängigkeit der Flugbedingungen, und Mittel zum
Vergleich des berechneten Verhältnisses mit dem Sollverhältnis.
Die Verwendung des Verhältnisses zwischen der auf die Antriebswelle
wirkenden Axialkraft und des Drehmoments als Kriterium erlaubt
im allgemeinen, wie man weiter unten sehen wird, eine große Vereinfachung
der Rechnungen unter Beibehaltung einer guten Genauigkeit.
Insbesondere kann man in bestimmten Fällen die Flugbedingungen
aus dem Blattverstellwinkel allein ableiten.
Der Sollwert des oben bezeichneten Verhältnisses kann entweder in
Realzeit in Abhängigkeit der Flugbedingungen berechnet werden oder
vorab gespeichert werden.
In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind die besagten
Aufnehmer zur Messung der in einem Torsionsrohr auftretenden
Belastungen angeordnet, welches zwischen der Antriebswelle und der
Rotorwelle sitzt.
Diese Aufnehmer können insbesondere in einem ringförmigen Raum
zwischen dem Torsionsrohr und einem zentralen Rohr untergebracht
sein.
Vorteilhaft werden umlaufende Transformatoren zur Übermittlung der
Drehmoment- und Zugbelastungssignale eingesetzt, die in Form von
Wicklungen einander gegenüberstehend auf dem Torsionsrohr und auf
einem um besagtes Rohr herum angeordneten Stator gehalten sind.
Als in keiner Weise beschränkendes Beispiel wird nun eine bevorzugte
Ausführungsform der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügte
Zeichnungen beschrieben, in denen:
Fig. 1 eine Schemadarstellung eines Helikopters mit einer erfindungsgemäßen
Vorrichtung ist,
Fig. 2 ein Blockschema dieser Vorrichtung ist und
Fig. 3 eine axiale Schnittansicht der Aufnehmer dieser Vorrichtung
ist.
Der Helikopter in Fig. 1 hat einen Motor 1, der in seine Zelle 2
eingebaut und mit einer Ausgangswelle 3 versehen ist. Selbstverständlich
ist ein Untersetzungsgetriebe (nicht dargestellt) zwischen
Motor und Ausgangswelle vorgesehen.
Die Ausgangswelle 3 bildet ein ringförmiges Widerlager 4, das mit
einem Widerlager 5 zusammenarbeitet, welches fest mit der Zelle 2
verbunden ist, um die vom Rotor 6 ausgeübte Axialkraft aufzunehmen.
Die Welle 7 dieses Rotors ist mit der Antriebswelle 3 über den
Rotor 8 des Aufnehmers verbunden, der nachstehend weiter im Detail
beschrieben wird, wobei der Stator 9 des Aufnehmers um den Rotor 8
herum fest mit der Zelle 2 verbunden ist.
Wie Fig. 2 zeigt, setzt sich der Aufnehmer 8, 9 aus einem Axialkraftaufnehmer
10, der die in Längsrichtung der Welle 7 des Rotors
6 wirkende Belastung mißt, und einem Drehmomentaufnehmer 11, der
das auf die Welle 7 wirkende Drehmoment mißt, zusammen.
Die Messungen der Aufnehmer 10 und 11 werden an einen Rechner 12
geleitet, der feststellt, ob eine Vereisung eingetreten ist oder
nicht und dessen Ausgang 13 z. B. mit einer Alarmvorrichtung in
der Pilotenkanzel verbunden sein kann, oder auch unmittelbar mit
Enteisungsvorrichtungen.
Unter Bezug auf Fig. 3 ist ersichtlich, daß der Rotor 8 des Aufnehmers
einen Hauptteil 14 umfaßt, der im wesentlichen aus einem
Torsionsrohr besteht, dessen Längsenden Flansche 15 zur Befestigung
am unteren Abschnitt der Rotorwelle 7 und am oberen Abschnitt
der Antriebswelle 3 bilden.
Auf diese Weise werden die Kräfte zwichen der Rotorwelle 7 und
der Antriebswelle 3 über das Torsionsrohr übertragen. Unter der
Wirkung des zu messenden Drehmoments M erfährt das Rohr eine Torsionsverformung,
und unter der Wirkung der zu messenden Zugkräfte
F erfährt das Rohr eine Dehnung.
Im Innern des Torsionsrohrs 14 ist der kapazitive Mikrowegaufnehmer
11 angeordnet, der die Messung von Torsionsverformungen gestattet.
Ein für diese Messung geeigneter Aufnehmer ist z. B. in
der französischen Patentanmeldung Nr. 89 04 402 beschrieben und
wird daher hier nicht weiter im Detail beschrieben.
Wenn die geometrischen und mechanischen Eigenschaften des Torsionsrohres
14 bekannt sind, kann aus den Torsionsverformungen unmittelbar
das übertragene Drehmoment abgeleitet werden.
Der Dehnungsaufnehmer 10 ist gleichfalls im Innern des Torsionsrohrs
8 angeordnet.
Dieser Aufnehmer besteht im wesentlichen aus einem elastischen
Stab 18, der mit seinen beiden Längsenden starr mit den beiden
Flanschen 15 des Torsionsrohrs verbunden ist, so daß er der gleichen
Dehnung wie letzteres unterworfen ist. Die auf diese Weise im
Stab 18 erzeugten Spannungen werden mittels einer auf dem Stab
angebrachten Spannungsmeßbrücke 19 gemessen. Die Meßstreifen können
insbesondere als dünne metallische Schicht aufgrund der
großen Genauigkeit und der geringen Abweichungen dieser Technologie
ausgeführt werden. Eine fachgerechte Montage der Meßstreifen
19 erlaubt eine von der Torsion unabhängige Dehnungsmessung.
In Fig. 3 sind auch 3 umlaufende Transformatoren 20 ersichtlich,
die jeweils aus zwei Magnetkreisen 21 und zwei Wicklungen 22 gebildet
sind, wobei einer der Magnetkreise und eine der Wicklungen
auf dem Stator 9 jeweils dem auf dem Rotor 8 montierten anderen
Magnetkreis und der anderen Wicklung gegenüberliegend angebracht
ist.
Einer der Transformatoren gestattet die Übertragung einer elektrischen
Versorgung zum Rotor 8 des Aufnehmers, der zweite die Übertragung
von Informationen der Drehmomentmessung und der dritte die
Übertragung von Informationen der Zugkraftmessung.
Aus Fig. 3 ist auch ersichtlich, daß die Meßvorrichtung den zentralen
Raum in der Nähe der Rotorachse nicht benutzt. Auf diese
Weise ist es möglich, diesen Raum auf der gesamten Länge des Aufnehmers
freizulassen.
Ein zentrales Rohr 23 und ein Verschluß 24 gestatten, die Meßelemente
von der äußeren Umgebung abzuschotten.
Diese Anordnung ist besonders interessant bei Helikoptern mit
hohler Rotorwelle, da der zentrale Teil für die Übertragung zugehöriger
Steuerungen zum Rotor benutzt wird, z. B. der Steuerung der
Blattverstellung. Die erfindungsgemäße Vorrichtung erlaubt daher
die Übertragung dieser Steuerungen.
Schließlich kann der zwischen dem Torsionsrohr 14 und dem Verschlußrohr
23 noch verbleibende ringförmige Raum 25 zur Installation
elektrischer Versorgungs- und Aufbereitungsschaltungen verwendet
werden.
Es ist bekannt, daß die dynamischen Kräfte F und M, die auf der
Rotorwelle 7 durch die Rotation der Blätter erzeugt werden, im
wesentlichen eine Funktion folgender Parameter sind:
- - Der Geometrie der Blätter und insbesondere deren Profil,
- - des Anstellwinkels der Blätter und ihrer Rotationsgeschwindigkeit Ω,
- - der Luftdichte ϕ, und
- - der Geschwindigkeit des Helikopters bezüglich der Luft ν.
Ohne Blattvereisung ist das Verhältnis M/F eine Funktion diese
Parameter, also:
M/F = f (ρ, Ω, ϕ, ν),
welche berechnet oder experimentell bestimmt und gespeichert werden
kann.
Die Bildung eines Eisansatzes auf den Blättern verschlechtert
schnell deren dynamisches Profil und kommt, wenn die übrigen Bedingungen
gleichbleiben, in einer Vergrößerung des Widerstandsmomentes
auf Grund einer Zunahme des Widerstands der Blätter und in
einer Verminderung des Auftriebs, d. h. letztendlich in einer Vergrößerung
des Verhältnisses M/F zum Ausdruck.
Der Vergleich zwischen den erhaltenen Werten des Verhältnisses
M/F:
- - auf der einen Seite auf Grund der Berechnung der Funktion f (ρ, Ω, ϕ, ν)
- - auf der anderen Seite auf Grund der mit dem vorstehend beschriebenen Lastaufnehmer gemessenen Werte von M/F
erlaubt festzustellen, ob eine Blattvereisung eingetreten ist
oder nicht.
Der Rechner 12 erhält demgemäß an seinem Eingang auf der einen
Seite die wie vorstehend beschrieben gemessenen Werte von F und M
und auf der anderen Seite die von spezifischen Aufnehmern gemessenen
Werte von ρ, Ω, ϕ und ν.
Der Rechner 12 verfügt in seinem Speicher über ein mathematisches
Modell, über welches er in der Lage ist, den Wert der Funktion f
(ρ, Ω, ϕ , ν) zu berechnen, und vergleicht diesen Wert mit dem des
Verhältnisses M/F, den er gleichfalls bestimmt.
Der erhaltene Unterschied, oberhalb einer bestimmten Unsicherheitsschwelle,
die an die Meßunsicherheit der verschiedenen Aufnehmer
und an die Geschwindigkeit des mathematischen Modells zur Berechnung
von f gebunden ist, erlaubt es, eine Blattvereisung festzustellen
und sie dem Piloten mitzuteilen.
Die Größe des Abstandes gibt eine Vorstellung davon, wie schwerwiegend
die Vereisung ist.
Es ist möglich, dieses Modell zu vereinfachen, wenn man berücksichtigt,
daß die auf ein Profil wirkenden dynamischen Kräfte
proportional zum Quadrat seiner Geschwindigkeit in der Luft (also
zu Ω², wobei der Vektor der Geschwindigkeit ν nur als Korrekturterm
eine Rolle spielt) und zur Dichte der Luft ϕ ist. Folglich
ist die Funktion f (ρ, Ω, ϕ, ν) ohne Vereisung weitgehend unabhängig
von den Parametern Ω und ϕ.
Der Vektor der Geschwindigkeit ν des Hubschraubers gegenüber der
Luft spielt ebenfalls nur als Korrekturterm bezüglich des Anstellwinkels
jedes Blattelements eine Rolle, ein Parameter, der global
durch den Blattverstellwinkel ρ dargestellt wird. Man wird daher
häufig mit ausreichender Genauigkeit mit einer Funktion f (ρ)
arbeiten können, wobei lediglich der Blattverstellwinkel ρ einen
Einfluß hat.
Die Erfindung ist selbstverständlich nicht auf die vorstehend beschriebene
Ausführungsform beschränkt.
Beispielsweise könnte die Messung der Axialkraft nicht auf der
Rotorwelle, sondern auf der Höhe des Widerlagers 5 erfolgen.
Ebenso könnte die Messung des Drehmoments am Ausgang oder sogar im
inneren des Antriebs erfolgen, in dem Maße, wie die zwischengeschalteten
mechanischen Teile, die bis zur Rotorwelle führen (Untersetzungsgetriebe,
Lager, Abzweigungen von Antrieben . . .) keine
bedeutenden Fehler verursachen.
Ebenso könnte der Rechner 12 nicht die Berechnung der Funktion f
ausführen, sondern die Werte dieser Funktion, die vorab in Funktion
der verschiedenen Parameter abgespeichert wurden, einfach aus
einem Speicher lesen.
Die in der vorstehenden Beschreibung sowie in den Ansprüchen und
den Zeichnungen offenbarten Merkmale der Erfindung können sowohl
einzeln als auch in beliebiger Kombination für die Verwirklichung
der Erfindung in ihren verschiedenen Ausführungsformen wesentlich
sein.
Claims (7)
1. Vorrichtung zum Feststellen der Vereisung der Rotorblätter
eines Luftfahrzeuges, gekennzeichnet durch einen
Zugkraftaufnehmer (10) und einen Drehmomentaufnehmer (11) zur
Messung der Axialkraft und des Drehmoments, die auf die
Rotorwelle wirken, Mittel (12) zur Berechnung des Verhältnisses
zwischen diesen beiden Größen, Mittel (12) zur
Bestimmung des Sollwerts dieses Verhältnisses ohne Vereisung
in Funktion der Flugbedingungen, und Mittel (12) zum Vergleich
des berechneten Verhältnisses zum Sollverhältnis.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Mittel
zur Berechnung des Sollwertes des Verhältnisses in Abhängigkeit
der Flugbedingungen.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Mittel
zur Speicherung des Sollwertes des Verhältnisses in Abhängigkeit
der Flugbedingungen.
4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch
gekennzeichnet, daß die Flugbedingungen durch den Blattverstellwinkel
festgelegt sind.
5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch
gekennzeichnet, daß die besagten Aufnehmer zur Messung der
Kräfte bestimmt und angeordnet sind, welche in einem zwischen
der Antriebswelle (3) und der Rotorwelle (7) angeordneten
Torsionsrohr (14) wirken.
6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß
die besagten Aufnehmer in einem ringförmigen Raum (25)
zwischen dem Torsionsrohr und einem zentralen Rohr (23)
untergebracht sind.
7. Vorrichtung nach Anspruch 5 oder 6, gekennzeichnet durch
umlaufende Transformatoren (20) zur Übertragung der Drehmoment-
und Zugkraftsignale, bestehend aus einander gegenüberliegend
auf dem Torsionsrohr und auf einem um besagtes
Rohr herum angeordneten Stator (9) angebrachten Wicklungen.
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US11897619B2 (en) * | 2021-11-22 | 2024-02-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Heating prognostics system for ice protection system |
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US4573351A (en) * | 1984-02-13 | 1986-03-04 | Litton Systems, Inc. | Hub moment sensor for a horizontal rotor aircraft |
US4780838A (en) * | 1985-01-03 | 1988-10-25 | The Boeing Company | Helicopter weight and torque advisory system |
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