RU100279U1 - HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM - Google Patents
HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM Download PDFInfo
- Publication number
- RU100279U1 RU100279U1 RU2010108830/22U RU2010108830U RU100279U1 RU 100279 U1 RU100279 U1 RU 100279U1 RU 2010108830/22 U RU2010108830/22 U RU 2010108830/22U RU 2010108830 U RU2010108830 U RU 2010108830U RU 100279 U1 RU100279 U1 RU 100279U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- helicopter
- receiver
- pressure
- axisymmetric
- rotor
- Prior art date
Links
Landscapes
- Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета.The utility model relates to devices for measuring altitude and speed parameters of a helicopter.
Полезная модель направлена на достижение технического результата, который заключается в упрощении конструкции, снижении массы и габаритов аэрометрического блока, снижении стоимости и повышении точности системы воздушных сигналов вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета за счет использования одного неподвижного комбинированного аэрометрического приемника, выполненным осесимметричным относительно направления вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета.The utility model is aimed at achieving a technical result, which consists in simplifying the design, reducing the mass and dimensions of the aerometric unit, reducing the cost and improving the accuracy of the helicopter air signal system in the region of low and near-zero flight speeds by using one fixed combined aerometric receiver made axisymmetric with respect to the direction the vector of the speed of the resulting incident air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter but.
Система воздушных сигналов вертолета, содержитHelicopter airborne signal system, contains
неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник в виде разнесенных по высоте экранирующих дисков, между которыми в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления, а на внутренних проточных профилированных поверхностях экранирующих дисков расположены отверстия, являющимися приемниками дросселированного статического давления. Трубки полного давления и приемник дросселированного статического давления подключены ко входам пневмоэлектрических преобразователей, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета. На внешней поверхности верхнего экранирующего диска неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника на цилиндрическом основании дополнительно установлен осесимметричный приемник, на верхней поверхности которого на оси симметрии расположено отверстие, являющееся приемником для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, симметрично оси симметрии дополнительного осесимметричного приемника в плоскостях, параллельной оси симметрии вертолета и ортогональной ей, расположены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны относительно оси симметрии дополнительного осесимметричного приемника в указанных ортогональных друг другу плоскостях, на поверхности дополнительного осесимметричного приемника в плоскости, ортогональной указанным плоскостям, расположены отверстия, являющиеся приемником для забора статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, при этом, приемники для забора полного и статического давлений и давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, соединены с дополнительными пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору.a fixed multichannel flow-through aerometric receiver in the form of shielded disks spaced in height, between which full pressure tubes are located in the azimuthal plane at equal angles, and holes are located on the internal flow-through profiled surfaces of the shielding disks, which are receivers of throttled static pressure. The full pressure tubes and the throttle static pressure receiver are connected to the inputs of the pneumatic-electric converters, the outputs of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor, the output of which is the system output according to the helicopter’s high-speed and speed parameters. An axisymmetric receiver is additionally installed on the outer surface of the upper shielding disk of the stationary multichannel flow-through aerometric receiver on a cylindrical base, on the upper surface of which there is an opening on the symmetry axis, which is a receiver for taking the total pressure of the resulting incident air flow of the rotor column of the helicopter rotor, symmetrical to the axis of symmetry of the additional axisymmetric receiver in planes parallel to the axis of symmetry of the helicopter and orthogonal to it, holes are located that are receivers for pressure collection that determine the angular position of the velocity vector of the resulting incident air flow of the vortex column relative to the axis of symmetry of the additional axisymmetric receiver in the indicated planes orthogonal to each other, on the surface of the additional axisymmetric receiver in a plane orthogonal to the indicated planes openings, which are a receiver for collecting the static pressure of the resulting incident the vortex column air flow, at the same time, receivers for sampling the total and static pressures and pressures that determine the angular position of the resulting incident air flow of the vortex column are connected to additional pneumatic-electric converters, the outputs of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to the microprocessor.
В диапазоне скоростей полета когда неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник находится в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета алгоритмы вычисления микропроцессора выполнены согласно уравнениямIn the range of flight speeds when a stationary multichannel flow-through aerometric receiver is located in the area of the rotor column of the rotor of the helicopter, the microprocessor calculation algorithms are performed according to the equations
где P1, P2 - давления в симметричных точках осесимметричного приемника в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета; Р3, Р4 - давления в симметричных точках осесимметричного приемника в плоскости, ортогональной плоскости симметрии вертолета; РΠΣ - полное давление результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; РCTΣ - статическое давление результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета; ρΣ - плотность результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; TTΣ - температура торможения результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, воспринимаемая датчиком, например, встроенным в приемник полного давления результирующего набегающего потока вихревой колонны; VΣ - величина (модуль) вектора скорости результирующего набегающего потока вихревой колонны; φ01 и φ02 - углы установки на осесимметричном приемнике отверстий для забора давлений Р1, Р2 и Р3, Р4; ωx, ωy, ωz - угловые скорости вращения вертолета относительно осей связанной системы координат; VB Vx, Vy, Vz - величина (модуль) и составляющие вектора истинной воздушной скорости вертолета; α и β - угол атаки и скольжения вертолета; РH, ТH и ρH - абсолютное давление, температура и плотность воздуха на высоте полета H; H и Vпр - барометрическая высота и приборная скорость; Кix, Kiy, Kiz, КP - коэффициенты, зависящие от координат х, у, z места установки неподвижного комбинированного аэрометрического приемника, определяемые по результатам летных испытаний на вертолете. 5 з.п. ф-лы, 6 илл. where P 1 , P 2 - pressure at the symmetric points of the axisymmetric receiver in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter; P 3 , P 4 - pressure at the symmetric points of the axisymmetric receiver in a plane orthogonal to the plane of symmetry of the helicopter; P ΠΣ is the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column; P CTΣ is the static pressure of the resulting air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter; ρ Σ is the density of the resulting incident air flow of the vortex column; T TΣ is the braking temperature of the resulting incident air flow of the vortex column, sensed by a sensor, for example, integrated into the total pressure receiver of the resulting incident air flow of the vortex column; V Σ is the magnitude (modulus) of the velocity vector of the resulting incident flow of the vortex column; φ 01 and φ 02 - installation angles on an axisymmetric receiver of openings for pressure sampling Р 1 , Р 2 and Р 3 , Р 4 ; ω x , ω y , ω z - the angular velocity of rotation of the helicopter relative to the axes of the associated coordinate system; V B V x , V y , V z - value (module) and components of the true airspeed vector of the helicopter; α and β are the angle of attack and slip of the helicopter; P H , T H and ρ H - absolute pressure, temperature and air density at flight altitude H; H and V ol - barometric altitude and instrument speed; K ix , K iy , K iz , K P are the coefficients depending on the coordinates x, y, z of the installation location of the fixed combined aerometric receiver, determined by the results of flight tests on a helicopter. 5 cp f-ly, 6 ill.
Description
Полезная модель относится к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета.The utility model relates to devices for measuring altitude and speed parameters of a helicopter.
Известны устройства для измерения высотно-скоростных параметров самолета, реализующие аэрометрический способ измерения. В таких устройствах приемник воздушного давления, установленный в набегающем на самолет воздушном потоке, воспринимает статическое и полное давление набегающего воздушного потока, по которым определяют барометрическую высоту, приборную и воздушную скорость и, используя информацию о температуре наружного воздуха - истинную воздушную скорость (Браславский Д.А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1970, 392 с.) - [1]. С помощью установленных в набегающем потоке - аэрометрических приемников также воспринимают давления, по которым определяют угловое положение вектора истинной воздушной скорости в связанной скоростной системе координат - углы атаки и скольжения (Петунии А.Н. Методы и техника измерения параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972, 392 с.) - [2]. Однако применение таких устройств на вертолете позволяет достаточно точно измерить барометрическую высоту, приборную скорость и истинную воздушную скорость только при скоростях полета более 70…90 км/час, когда приемники потока выходят за пределы вихревой колонны, создаваемой несущим винтом вертолета и когда обеспечивается помехоустойчивое восприятие и преобразование воспринимаемых воздушных давлений. Диапазон измерения углов атаки и скольжения указанных устройств также ограничен значениями ±30°, в то время как для вертолета рабочими являются полеты вперед-назад, вправо-влево, в ином другом направлении в плоскости рыскания и тангажа, а также полеты в области малых и околонулевых скоростей, и даже на режиме висения.Known devices for measuring altitude and speed parameters of an aircraft that implement an aerometric method of measurement. In such devices, an air pressure receiver installed in the air stream rushing onto the aircraft senses the static and total pressure of the air flow, which determine the barometric altitude, instrument and air speed and, using information about the temperature of the outside air, the true air speed (D. Braslavsky A. Instruments and sensors of aircraft. M: Mechanical Engineering, 1970, 392 p.) - [1]. Using aerodynamic receivers installed in the oncoming flow, pressure is also perceived, which determines the angular position of the true airspeed vector in a connected velocity coordinate system — the angles of attack and slip (Petunia A.N. Methods and techniques for measuring gas flow parameters. M .: Mechanical Engineering , 1972, 392 pp.) - [2]. However, the use of such devices in a helicopter makes it possible to accurately measure the barometric altitude, instrument speed and true airspeed only at flight speeds of more than 70 ... 90 km / h, when the flow receivers go beyond the vortex column created by the rotor of the helicopter and when noise-tolerance is provided and conversion of perceived air pressures. The range of measurement of the angles of attack and slip of these devices is also limited to ± 30 °, while for a helicopter the workers are flying back and forth, left and right, in another other direction in the yaw and pitch planes, as well as flights in the region of small and near-zero speeds, and even in hover mode.
Для получения информации о высотно-скоростных параметрах в области малых скоростей полета вертолета в известных системах воздушных сигналов (СВС) применяют несколько проточных приемников давления, размещаемых в носовой части фюзеляжа симметрично относительно продольной оси вертолета (Козицин В.К., Макаров Н.Н., Порунов А.А., Солдаткин В.М. Анализ принципов построения систем воздушных сигналов вертолета // Авиакосмическое приборостроение, 2003, №10, С.2-13) - [3]. Экспериментальные исследования такой СВС, разработанной МПКБ "Восход", показали, что при скоростях полета менее 30 км/час погрешность измерения угла скольжения достигает около ±2°, а при скоростях более 70…90 км/час, когда носовая часть фюзеляжа вертолета, где установлены проточные приемники, выходит из зоны вихревой колонны, погрешность уменьшается до значений ±0,4°, приемлемых для решения задач управления и пилотирования. Однако, одним из основных недостатков такой СВС и способа, реализованного в ней, является ограниченный диапазон измерения по углу скольжения значением β=±20° - [1].To obtain information about the altitude and speed parameters in the region of low helicopter flight speeds in the known air signal systems (SHS), several flow-through pressure receivers are used located in the nose of the fuselage symmetrically with respect to the longitudinal axis of the helicopter (Kozitsin V.K., Makarov N.N. , Porunov A.A., Soldatkin V.M.Analysis of the principles of constructing helicopter airborne signal systems // Aerospace Instrumentation, 2003, No. 10, C.2-13) - [3]. Experimental studies of such a SHS developed by the Voskhod MPKB showed that at flight speeds of less than 30 km / h the error in measuring the slip angle reaches about ± 2 °, and at speeds of more than 70 ... 90 km / h, when the nose of the helicopter fuselage, where flow receivers are installed, leaves the zone of the vortex column, the error decreases to values of ± 0.4 °, acceptable for solving control and piloting problems. However, one of the main disadvantages of such SHS and the method implemented in it is the limited range of measurement by the slip angle with β = ± 20 ° - [1].
Известна система воздушных сигналов, которая позволяет получить информацию о параметрах вектора воздушной скорости вертолета и при скоростях полета менее 70…90 км/ч. Известные СВС вертолета типа Lassie, ХМ-143 и СВС-В1 - [3] содержит свободно-ориентируемый приемник воздушных давлений, который при малых скоростях полета находится в створе вихревой колонны и ориентируется с помощью пространственного флюгера по направлению вектора результирующего воздушного потока, набегающего на свободно-ориентированный приемник. Вектор является, суммой вектора воздушного потока, обусловленного поступательным движением вертолета, и вектора индуктивной скорости воздушного потока создаваемого несущим винтом вертолета. В этом случае система уравнений, по которым определяют составляющие Vx, Vy, Vz вектора истинной воздушной скорости , углы атаки α и скольжения β вертолета имеют вид (Козицин В.К. Алгоритмическое обеспечение систем воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2004. №4. С.52-57) - [4]:A known system of air signals, which allows you to get information about the parameters of the vector of the airspeed of the helicopter and at flight speeds less than 70 ... 90 km / h. Known SHS helicopters such as Lassie, KhM-143 and SHS-B1 - [3] contain a freely-oriented air pressure receiver, which at low flight speeds is located in the alignment of the vortex column and is oriented using a spatial weather vane in the direction of the vector the resulting airflow running onto a freely oriented receiver. Vector is, the sum of the vector air flow due to the translational movement of the helicopter, and the vector Inductive air velocity generated by the rotor of a helicopter. In this case, the system of equations by which the components V x , V y , V z of the true air velocity vector are determined , the angles of attack α and glide β of the helicopter have the form (VK Kozitsin. Algorithmic support of helicopter air signal systems based on a freely oriented pressure receiver // Izv. Vyssh. Aviation Engineering. 2004. No. 4. P.52-57) - [ four]:
где ix, iz - углы наклона плоскости диска несущего винта; αВК и βВК - углы скоса воздушного потока вихревой колонны относительно осей связанной (скоростной) системы координат.where i x , i z are the angles of inclination of the plane of the rotor disk; α VK and β VK are the bevel angles of the vortex column air flow relative to the axes of the coupled (speed) coordinate system.
Однако, система на основе свободно-ориентированного приемника имеет значительные погрешности определения параметров Vx, Vy, Vz, α и β вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и особенно околонулевых скоростей из-за погрешностей регистрации углов αВК, βВК положения вихревой колонны, обусловленных малостью флюгерного момента, создаваемого пространственным флюгером, наличием трения в кардановом подвесе и нагружения подвижной системы свободно ориентированного приемника. Это также ограничивает значение минимальной рабочей скорости полета, при которой обеспечивается устойчивое измерение параметров вектора истинной воздушной скорости и других высотно-скоростных параметров вертолета. Из-за необходимости передачи воспринимаемых воздушных давлений с вращающегося ориентируемого приемника и преобразования углов ориентации подвижного приемника в электрические сигналы с помощью пневмоколлектора и сельсинных преобразователей усложняется конструкция системы воздушных сигналов вертолета и снижается надежность ее работы, особенно при возможных резких аэродинамических возмущениях набегающего воздушного потока при стрельбе стрелкового и реактивного вооружения.However, a system based on a freely oriented receiver has significant errors in determining the parameters V x , V y , V z , α and β of the true airspeed vector of the helicopter in the region of low and especially near-zero velocities due to errors in recording angles α VK , β VK positions vortex columns, due to the smallness of the vane moment created by the spatial vane, the presence of friction in the cardan suspension and loading of the moving system of a freely oriented receiver. It also limits the value of the minimum operating flight speed, which provides a stable measurement of the parameters of the true airspeed vector and other altitude and speed parameters of the helicopter. Due to the necessity of transmitting perceived air pressures from a rotating orientable receiver and converting the orientation angles of the movable receiver into electrical signals using a pneumatic manifold and synchro transducers, the design of the helicopter air signal system becomes more complicated and its reliability decreases, especially with possible sharp aerodynamic disturbances of the incoming air flow during firing small arms and jet weapons.
За прототип взята система измерения воздушных сигналов вертолета (Патент на изобретение №2307357 от 7.12.2005 г., МПК G01P 5/16, опубл. 27.09.2007. Бюл. №27 - [4]), в которой для регистрации углов αВК и βВК вихревой колонны несущего винта вертолета в диапазоне малых скоростей полета используются два неподвижных ортогонально расположенных многоканальных проточных аэрометрических приемника, трубки полного давления и полости дросселирования статического давления которых соединены с пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, в котором вычисляются параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых скоростей по уравнениям видаThe prototype is a helicopter air signal measurement system (Patent for invention No. 2307357 dated December 7, 2005, IPC G01P 5/16, published September 27, 2007. Bull. No. 27 - [4]), in which α VK and β VK of the helicopter rotor vortex column in the low-speed range, two fixed orthogonally located multichannel flow-through aerometric sensors are used, the full pressure tubes and static pressure throttling cavities of which are connected to pneumatic-electric converters, the outputs of which are multiplex p and an analog-to-digital converter are connected to a microprocessor, in which the parameters of the true airspeed vector of the helicopter in the low-velocity region are calculated according to equations of the form
где αβ и αα - коэффициенты связи боковой Vz и продольной Vx составляющих вектора воздушной скорости вертолета с углами скоса βВК и αВК вихревой колонны несущего винта вертолета в плоскости рыскания и ортогональной с ней плоскости; αН и αР - коэффициент связи барометрической высоты Н и вертикальной скорости Vy с величиной и скоростью изменения дросселированного статического давления Рст.д. where α β and α α are the coupling coefficients of the lateral V z and longitudinal V x components of the vector the airspeed of the helicopter with bevel angles β VK and α VK of the vortex column of the rotor of the helicopter in the yaw plane and the plane orthogonal to it; α H and α P is the coefficient of coupling of the barometric height H and the vertical speed V y with the magnitude and rate of change of the throttled static pressure P st.
На фиг.1 приведена компоновка аэрометрического блока из двух неподвижных ортогонально расположенных многоканальных аэрометрических приемников системы воздушных сигналов вертолета, взятой за прототип, который устанавливается на фюзеляже вертолета в зоне вихревой колонны несущего винта.Figure 1 shows the layout of the aerometric unit of two fixed orthogonally located multi-channel aerometric sensors of the helicopter air signal system, taken as a prototype, which is installed on the fuselage of the helicopter in the area of the rotor vortex column.
На фиг.2 приведена структурно-функциональная схема системы-прототипа.Figure 2 shows the structural-functional diagram of the prototype system.
При работе системы первый неподвижный проточный многоканальный аэрометрический приемник (фиг.1) в плоскости рыскания выделяет в набегающем на него воздушном потоке вихревой колонны плоскопараллельную воздушную струю, в которой формирует давления, пропорциональные дросселированному статическому давлению Рст.д и давления Рi, характеризующие угол ψβ скоса плоскопараллельной воздушной струи в плоскости рыскания. С помощью пневмоэлектрических, например, термоанемометрических преобразователей и электроизмерительных схем воспринимаемые давления Рст.д и Pi преобразуют в электрические сигналы Ui, которые через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь вводятся в микропроцессор. Второй ортогонально расположенный многоканальный аэрометрический приемник выделяет в набегающем на него воздушном потоке вихревой колонны плоскопараллельную воздушную струю в плоскости, ортогональной плоскости рыскания, в которой формируют и преобразуют в электрические сигналы давления, соответствующие дросселированному статическому давлению Рст.д, и давления Рi, характеризующие угол ψα скоса ортогональной плоскопараллельной воздушной струи, которые через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь (фиг.2) вводят в микропроцессор. Микропроцессор обрабатывает введенные электрические сигналы по разработанным алгоритмам, определяет углы положения (скоса) вихревой колонны, по которым вычисляет величину и составляющие вектора воздушной скорости, и другие высотно-скоростные параметры вертолета.When the system is operating, the first stationary flow-through multi-channel aerometric receiver (Fig. 1) in the yaw plane emits a plane-parallel air stream in the incoming stream of the vortex column air stream, in which it generates pressures proportional to the throttled static pressure P st d and pressure P i characterizing the angle ψ β is the bevel of a plane-parallel air stream in the yaw plane. Using pneumoelectric, for example, hot-wire anemometric transducers and electrical measuring circuits, the perceived pressures P std and P i are converted into electrical signals U i , which are connected through a series-connected multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor. The second orthogonally located multichannel aerometric receiver emits a plane-parallel air stream in the plane orthogonal to the yaw plane in the incident air stream of the vortex column, which generates and converts pressure signals corresponding to the throttled static pressure Р st.d and pressure Р i that characterize bevel angle ψ α orthogonal plane-parallel air jets which through multiplexer and analogue-digital converter (2) is introduced into the microspots otsessor. The microprocessor processes the introduced electrical signals according to the developed algorithms, determines the angles of position (slanting) of the vortex column, which calculates the magnitude and components of the airspeed vector, and other high-speed parameters of the helicopter.
При установке аэрометрического блока, выполненного в виде двух ортогонально расположенных проточных многоканальных аэрометрических приемников, в носовой части фюзеляжа вертолета имеют место два характерных режима обтекания набегающим воздушным потоком.When installing an aerometric unit made in the form of two orthogonally located flow-through multichannel aerometric sensors, two characteristic regimes of the flow around the incoming air flow take place in the nose of the helicopter fuselage.
При скоростях полета более 70…90 км/ч, когда аэрометрический блок находится вне вихревой колонны несущего винта, составляющие вектора воздушной скорости на оси связанной скоростной системы координат определяются в соответствии с системой уравнений видаAt flight speeds of more than 70 ... 90 km / h, when the aerometric unit is located outside the rotor vortex column, the components of the airspeed vector on the axis of the associated velocity coordinate system are determined in accordance with a system of equations of the form
где: β=ψβ и α=ψα - углы скольжения и атаки вертолета, равные углам скоса плоскопараллельной воздушной струи в плоскости рыскания ψβ и воздушной струи в ортогональной с ней плоскости ψα.where: β = ψ β and α = ψ α are the glide and attack angles of the helicopter equal to the bevel angles of the plane-parallel air stream in the yaw plane ψ β and the air stream in the plane ψ α orthogonal to it.
Модуль (величина) вектора истинной воздушной скорости вертолета определяется по соотношениюThe module (value) of the true airspeed vector determined by the ratio
Барометрическая высота Н определяется по информации о величине дросселированного статического давления Pст.д, получаемой от многоканальных аэрометрических приемников, по соотношениюThe barometric height H is determined by the information on the magnitude of the throttled static pressure P std received from multichannel airborne receivers, according to the ratio
где: R - газовая постоянная воздуха; Т=T0+τН - температура наружного воздуха; τ - высотный температурный градиент; Р0 и Т0 - статическое давление и температура на уровне земли (Р0=101325 Па, T0=288,15 К).where: R is the gas constant of air; Т = T 0 + τН - outdoor temperature; τ is the altitude temperature gradient; P 0 and T 0 - static pressure and temperature at ground level (P 0 = 101325 Pa, T 0 = 288.15 K).
В области малых скоростей полета, когда аэрометрический блок с проточными многоканальными аэрометрическими приемниками находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета, за меру величин составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета используется угловое положение воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, определяемое углами скоса β=ψβ и α=ψα, которые регистрируются ортогонально расположенными проточными многоканальными приемниками и определяются в соответствии с уравнениями вида (2).In the region of low flight speeds, when the aerometric unit with flow multichannel aerometric sensors is in the alignment of the rotor column of the rotor of the helicopter, the angular position of the rotor column of the rotor of the rotor of the helicopter, determined by the bevel angles β = ψ β and α = ψ α , which are recorded by orthogonally located flow multichannel receivers and are determined in accordance with equations of the form (2).
Как показали исследования (Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie. // Jornal of American Helicopter Society, 1983, №4. p.p.35-43) - [5], угловое положение вихревой колонны вертолета при полете на малых скоростях можно представить в видеAs studies have shown (Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie. // Jornal of American Helicopter Society, 1983, No. 4. pp35-43) - [5], the angular position of the vortex column of a helicopter when flying at low speeds can present as
где fVx(Vx), fVz(Vz) и αα, αβ - функции и коэффициенты, определяемые по результатам летных испытаний данного типа вертолета.where f Vx (V x ), f Vz (V z ) and α α , α β are functions and coefficients determined by the results of flight tests of this type of helicopter.
При этом для каждого значения αBK, находящегося в зоне вихревой колонны, можно определить два значения βBKmах и βBKmin, определяющих границы углового положения вихревой колонны в ортогональной плоскости. Следовательно, за критерий нахождения аэрометрического блока в зоне вихревой колонны для каждого значения αBK можно использовать условиеMoreover, for each value of α BK located in the vortex column zone, two values β BKmax and β BKmin can be determined, which determine the boundaries of the angular position of the vortex column in the orthogonal plane. Therefore, for the criterion for the location of the aerometric block in the vortex column zone, for each α BK value, the condition
При соблюдении этого условия, т.е. при полете вертолета на малых скоростях, алгоритмы определения высотно-скоростных параметров вертолета имеют видSubject to this condition, i.e. when flying a helicopter at low speeds, the algorithms for determining the altitude and speed parameters of the helicopter have the form
где αР - коэффициент связи вертикальной скорости со скоростью изменения статического давления.where α P is the coupling coefficient of the vertical velocity with the rate of change of static pressure.
В случае невыполнения условия (7) вихревая колонна не охватывает планер вертолета и полет осуществляется в режиме, когда аэрометрический блок с многоканальными аэрометрическими приемниками вышел за пределы вихревой колонны и высотно-скоростные параметры вертолета определяются в соответствии с уравнениями (3), (4), (5) [3, 4].If condition (7) is not fulfilled, the vortex column does not cover the helicopter glider and the flight is carried out in the mode when the aerometric unit with multi-channel aerometric sensors has exceeded the vortex column and the altitude and speed parameters of the helicopter are determined in accordance with equations (3), (4), (5) [3, 4].
Выделение с помощью неподвижных ортогонально расположенных проточных многоканальных аэрометрических приемников двух плоскопараллельных воздушных струй в плоскости рыскания и в ортогональной ей плоскости, формирование в них давлений, характеризующих дросселированное статическое давление в струях, и давления, характеризующие их углы скоса, преобразование давлений в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических, например, термоанемометрических преобразователей и последовательное определение углового положения (углов скоса) вихревой колонны несущего винта и далее параметров вектора истинной воздушной скорости и других воздушных сигналов вертолета позволяет повысить точность измерения высотно-скоростных параметров, расширить рабочие диапазоны по углу атаки и по скорости в области малых и околонулевых скоростей полета.Isolation of two plane-parallel air jets in the yaw plane and in the plane orthogonal to it using fixed orthogonally flowing multichannel aerometric receivers, the formation of pressures characterizing the throttled static pressure in the jets, and the pressure characterizing their bevel angles, converting the pressure into electrical signals using pneumoelectric, for example, hot-wire anemometric transducers and sequential determination of the angular position (bevel angles) ihrevoy column rotor and more vector parameters of the true airspeed of the helicopter and other overhead signals improves the accuracy of the measurement of altitude and speed parameters to extend operating ranges of the angle of attack and in the low flight speeds and near-zero velocity.
Однако недостатками рассматриваемой системы воздушных сигналов вертолета является существенное усложнение конструкции, увеличение массы и габаритов аэрометрического блока, усложнение и повышение стоимости системы в целом.However, the disadvantages of the considered system of helicopter air signals is a significant complication of the design, an increase in the mass and dimensions of the aerometric unit, complication and an increase in the cost of the system as a whole.
Кроме того, при нахождении аэрометрического блока в створе вихревой колонны несущего винта вертолета верхний многоканальный проточный аэрометрический приемник вносит значительные аэродинамические искажения в набегающий результирующий воздушный поток вихревой колонны, вызывающие появление погрешностей измерения углового положения вектора результирующей скорости воздушного потока вихревой колонны, а, следовательно, и погрешности определения высотно-скоростных параметров вертолета в области малых и особенно при околонулевых скоростях полета.In addition, when the aerometric unit is in the vortex column alignment of the rotor of the helicopter, the upper multichannel flow-through aerometric receiver introduces significant aerodynamic distortions into the incident resulting air stream of the vortex column, causing errors in measuring the angular position of the vector of the resulting air stream velocity of the vortex column, and, consequently, errors in determining the altitude and speed parameters of the helicopter in the region of small and especially at near-zero speeds styah flight.
Заявляемая полезная модель направлена на достижение технического результата, который заключается в упрощении конструкции, снижении массы и габаритов аэрометрического блока, снижение стоимости и повышение точности системы воздушных сигналов вертолета за счет использования одного неподвижного комбинированного аэрометрического приемника, выполненного хорошо обтекаемым и осесимметричным относительно направления вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета.The inventive utility model is aimed at achieving a technical result, which consists in simplifying the design, reducing the mass and dimensions of the aerometric unit, reducing the cost and improving the accuracy of the helicopter air signal system by using one fixed combined aerometric receiver made well streamlined and axisymmetric with respect to the direction of the resulting velocity vector the incoming air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter.
Использование предложенной системы воздушных сигналов вертолета позволяет повысить безопасность полета и повысить эффективность решения задач пилотирования и боевого применения, например, точность стрельбы и бомбометания, за счет повышения точности и надежности работы системы, в том числе в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, и обеспечения высокой точности измерения высотно-скоростных параметров вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.Using the proposed system of helicopter air signals allows to increase flight safety and increase the efficiency of solving piloting and combat missions, for example, accuracy of shooting and bombing, by increasing the accuracy and reliability of the system, including in the conditions of possible sharp disturbances of the aerodynamic field of the helicopter, and ensuring high precision measurement of altitude and speed parameters of the helicopter in the region of low and near-zero flight speeds.
Технический результат достигается тем, что:The technical result is achieved by the fact that:
В системе воздушных сигналов вертолета, содержащей неподвижный многоканальный аэрометрический приемник в виде разнесенных по высоте экранирующих дисков, между которыми в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления, на внутренних проточных профилированных поверхностях экранирующих дисков расположены отверстия, являющиеся приемником дросселированного статического давления, при этом трубки полного давления и приемник дросселированного статического давления подключен ко входам пневмоэлектрических преобразователей, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета, новым является то, что на внешней поверхности верхнего экранирующего диска неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника на цилиндрическом основании установлен дополнительный осесимметричный приемник, на верхней поверхности которого на оси симметрии расположено отверстие, являющееся приемником для забора полного результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, симметрично оси симметрии дополнительного осесимметричного приемника в плоскостях, параллельной оси симметрии вертолета и ортогональной ей, расположены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны относительно оси симметрии дополнительного осесимметричного приемника давлений в указанных ортогональных друг другу плоскостях, на поверхности дополнительного осесимметричного приемника в плоскости, ортогональной указанным плоскостям, расположены отверстия, являющиеся приемником для забора статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, при этом, приемники для забора полного и статического давлений и давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, соединены с дополнительными пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору.In the helicopter’s air signal system, which contains a stationary multichannel aerometric receiver in the form of shielding disks spaced apart in height, between which in the azimuthal plane at equal angles are located full pressure tubes, on the flow-through profiled surfaces of the shielding disks there are holes that are a receiver of throttled static pressure, while full pressure tubes and a throttle static pressure receiver connected to the pneumatic inputs converters, the outputs of which are connected through series-connected multiplexer and analog-to-digital converter to a microprocessor, the output of which is the output of the system according to the helicopter’s altitude and speed parameters, it’s new that on the outer surface of the upper screening disk of a fixed multichannel flow-through aerometric receiver mounted on a cylindrical base additional axisymmetric receiver, on the upper surface of which a hole is located on the axis of symmetry, i openings for receiving the total resulting incident air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter, symmetrically to the axis of symmetry of the additional axisymmetric receiver in planes parallel to the axis of symmetry of the helicopter and orthogonal to it, there are openings that are receivers for collecting pressures that determine the angular position of the velocity vector of the resulting incident air flow vortex columns relative to the axis of symmetry of an additional axisymmetric pressure receiver in open planes orthogonal to each other, on the surface of the additional axisymmetric receiver in the plane orthogonal to the indicated planes, there are openings that are a receiver for taking the static pressure of the resulting incident air flow of the vortex column, while receivers for taking the total and static pressures and pressures that determine the angular position the resulting incident air flow of the vortex column, connected to additional pneumatic-electric converters, the outputs of which are connected in series through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor.
В системе воздушных сигналов вертолета дополнительный осесимметричный приемник выполнен в виде сферического тела.In the helicopter air signal system, an additional axisymmetric receiver is made in the form of a spherical body.
В системе воздушных сигналов вертолета дополнительный осесимметричный приемник выполнен в виде полусферы с диаметром, равным диаметру верхнего экранирующего диска неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, которая установлена непосредственно на верхний экранирующий диск.In the helicopter air signal system, an additional axisymmetric receiver is made in the form of a hemisphere with a diameter equal to the diameter of the upper screening disk of a fixed multichannel flow-through aerometric receiver, which is mounted directly on the upper screening disk.
В системе воздушных сигналов вертолета дополнительный осесимметричный приемник выполнен в виде чечевицы с диаметром, равным диаметру верхнего экранирующего диска неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, которая установлена непосредственно на верхний экранирующий диск.In the helicopter air signal system, an additional axisymmetric receiver is made in the form of lentils with a diameter equal to the diameter of the upper screening disk of a fixed multichannel flow-through aerometric receiver, which is mounted directly on the upper screening disk.
В системе воздушных сигналов вертолета в диапазоне скоростей полета когда неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник находится в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета алгоритмы вычисления микропроцессора выполнены согласно уравнениямIn the helicopter airborne signal system in the range of flight speeds when the stationary multichannel flow-through aerometric receiver is in the area of the rotor column of the rotor of the helicopter, the microprocessor calculation algorithms are performed according to the equations
Для дополнительного осесимметричного приемника выполненного в виде сферического тела или в виде полусферы, уравнения для вычисления высотно-скоростных параметров вертолета имеют вид:For an additional axisymmetric receiver made in the form of a spherical body or in the form of a hemisphere, the equations for calculating the altitude-speed parameters of the helicopter have the form:
где Р1, Р2 - давления в симметричных точках осесимметричного приемника давлений в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета; Р3, Р4 - давления в симметричных точках осесимметричного приемника давлений в плоскости, ортогональной плоскости симметрии вертолета; PΠΣ - полное давление результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; РСTΣ - статическое давление результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета; ρΣ - плотность результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; TTΣ - температура торможения результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, воспринимаемая датчиком, например, встроенным в приемник полного давления результирующего набегающего потока вихревой колонны; VΣ - величина (модуль) вектора скорости результирующего набегающего потока вихревой колонны; φ01 и φ02 - углы установки на осесимметричном приемнике отверстий для забора давлений Р1, Р2 и Р3, P4; ωx, ωy, ωz - угловые скорости вращения вертолета относительно осей связанной системы координат; VB, Vx, Vy, Vz - величина (модуль) и составляющие вектора истинной воздушной скорости вертолета; α и β - угол атаки и скольжения вертолета; РH, ТH и ρH - абсолютное давление, температура и плотность воздуха на высоте полета H; H и Vпр - барометрическая высота и приборная скорость; Kix, Kiy, Kiz КР - коэффициенты, зависящие от координат х, у, z места установки неподвижного комбинированного аэрометрического приемника, определяемые по результатам летных испытаний на вертолете; Р0 и T0 - абсолютное давление и температура воздуха на уровне моря (Р0=101325 Па, Т0=288,15 К); R и k - удельная газовая постоянная и показатель адиабаты для воздуха (R=287,05287 Дж/(кг К), k=1,4); - модуль вектора индуктивной скорости несущего винта вертолета на режиме висения при VB=0 (значения входящих в уравнения параметров имеют размерность с системе СИ).where P 1 , P 2 - pressure at the symmetric points of the axisymmetric pressure receiver in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter; P 3 , P 4 - pressure at the symmetric points of the axisymmetric pressure receiver in a plane orthogonal to the plane of symmetry of the helicopter; P ΠΣ is the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column; P CTΣ is the static pressure of the resulting air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter; ρ Σ is the density of the resulting incident air flow of the vortex column; T TΣ is the braking temperature of the resulting incident air flow of the vortex column, sensed by a sensor, for example, integrated into the total pressure receiver of the resulting incident air flow of the vortex column; V Σ is the magnitude (modulus) of the velocity vector of the resulting incident flow of the vortex column; φ 01 and φ 02 - installation angles on an axisymmetric receiver of openings for pressure sampling Р 1 , Р 2 and Р 3 , P 4 ; ω x , ω y , ω z - the angular velocity of rotation of the helicopter relative to the axes of the associated coordinate system; V B , V x , V y , V z - magnitude (module) and components of the true airspeed vector of the helicopter; α and β are the angle of attack and slip of the helicopter; P H , T H and ρ H - absolute pressure, temperature and air density at flight altitude H; H and V ol - barometric altitude and instrument speed; K ix , K iy , K iz K P - coefficients depending on the coordinates x, y, z of the installation location of the fixed combined aerometric receiver, determined by the results of helicopter flight tests; P 0 and T 0 - absolute pressure and air temperature at sea level (P 0 = 101325 Pa, T 0 = 288.15 K); R and k are the specific gas constant and the adiabatic exponent for air (R = 287.05287 J / (kg K), k = 1.4); - the module of the vector of the inductive speed of the rotor of the helicopter in hovering mode at V B = 0 (the values of the parameters included in the equations have dimension with the SI system).
Сущность полезной модели поясняется на фиг.3 - фиг.6. На фиг.3 приведена конструктивная схема неподвижного многоканального аэрометрического приемника с дополнительным осесимметричным аэрометрическим приемником. На фиг.4 приведена конструктивная схема дополнительного осесимметричного аэрометрического приемника в виде сферы с расположенными на ней приемников давлений результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны. На фиг.5 приведена конструктивная схема неподвижного комбинированного аэрометрического приемника с дополнительным аэрометрическим приемником в виде полусферы. На фиг.6 приведена функциональная схема системы воздушных сигналов вертолета с неподвижным комбинированным аэрометрическим приемником.The essence of the utility model is illustrated in figure 3 - figure 6. Figure 3 shows a structural diagram of a stationary multi-channel aerometric receiver with an additional axisymmetric aerometric receiver. Figure 4 shows a structural diagram of an additional axisymmetric aerometric receiver in the form of a sphere with located on it pressure receivers of the resulting incident air flow of the vortex column. Figure 5 shows a structural diagram of a fixed combined aerometric receiver with an additional aerometric receiver in the form of a hemisphere. Figure 6 shows a functional diagram of a system of air signals of a helicopter with a fixed combined aerometric receiver.
Здесь: 1 - неподвижный многоканальный аэрометрический приемник; 2 и 3 - экранирующие диски; 4 - трубки полного давления; 5 - отверстия для забора давлений, определяющих угол атаки набегающего воздушного потока; 7 - цилиндрическое основание; 8 - осесимметричный аэрометрический приемник; 9 - отверстие, являющееся приемником полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; 10 - отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны в плоскости параллельной плоскости симметрии вертолета; 11 - отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны в плоскости перпендикулярной плоскости симметрии вертолета; 12 - отверстия, являющиеся приемниками статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; 13 - пневмоэлектрические преобразователи; 14 - мультиплексор; 15 - аналого-цифровой преобразователь; 16 - микропроцессор; 17 - электроизмерительная схема; 18 - пневмоэлектрические преобразователи; 19 - приемник температуры.Here: 1 - fixed multichannel aerometric receiver; 2 and 3 - shielding disks; 4 - full pressure tubes; 5 - holes for the intake of pressure, determining the angle of attack of the incoming air flow; 7 - a cylindrical base; 8 - axisymmetric aerometric receiver; 9 - hole, which is the receiver of the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column; 10 - holes, which are receivers for pressure collection, determining the position of the vector of the resulting velocity of the incoming air flow of the vortex column in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter; 11 - openings, which are receivers for pressure collection, determining the position of the vector of the resulting velocity of the incoming air flow of the vortex column in the plane perpendicular to the plane of symmetry of the helicopter; 12 - holes that are receivers of static pressure of the resulting incident air flow of the vortex column; 13 - pneumoelectric converters; 14 - multiplexer; 15 - analog-to-digital Converter; 16 - microprocessor; 17 is an electrical measurement circuit; 18 - pneumoelectric converters; 19 - temperature receiver.
На фиг.3 приведена конструктивная схема комбинированного аэрометрического приемника в виде неподвижного многоканального аэрометрического приемника 1, содержащего два разнесенных по высоте экранирующих диска 2 и 3, между внутренними профилированными поверхностями которых в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления 4 для забора давлений Рi, определяющих угол скольжения набегающего воздушного пока, возникающего при продольном движении вертолета. На внутренних профилированных поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены отверстия 5 для забора давлений Pαi и Рαi-1, определяющих угол атаки набегающего воздушного потока, возникающего при продольном движении вертолета. На внутренних поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены кольцевые каналы 6 для забора дросселированного статического давления Рст.д набегающего воздушного потока, возникающего при продольном движении вертолета.Figure 3 shows a structural diagram of a combined aerometric receiver in the form of a fixed multi-channel aerometric receiver 1 containing two spaced apart shielding discs 2 and 3, between the inner profiled surfaces of which in the azimuthal plane at identical angles are located full pressure tubes 4 for pressure collection Р i determining the angle of sliding of the oncoming air while arising from the longitudinal movement of the helicopter. On the profiled inner surfaces of the shielding disks 2 and 3, there are openings 5 for collecting pressures P αi and P αi-1 , which determine the angle of attack of the incoming air flow arising from the longitudinal movement of the helicopter. On the inner surfaces of the shielding disks 2 and 3, annular channels 6 are located for sampling the throttled static pressure P std of the incoming air flow arising from the longitudinal movement of the helicopter.
Для получения информации о высотно-скоростных параметрах вертолета в области малых и околонулевых скоростях полета, когда многоканальный аэрометрический приемник находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета, на наружной поверхности верхнего экранирующего диска 3 на цилиндрическом основании 7 установлен осесимметричный аэрометрический приемник 8. на верхней поверхности осесимметричного аэрометрического приемника 8 на оси симметрии расположено отверстие 9, являющееся приемником полного давления РΠΣ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета.To obtain information on the altitude and speed parameters of the helicopter in the region of low and near-zero flight speeds, when the multichannel aerometric receiver is located in the vortex column of the rotor of the helicopter, an axisymmetric aerometric receiver 8. is mounted on the outer surface of the upper screening disk 3 on the cylindrical base 7 8. on the upper surface axisymmetric aerometric receiver 8 on the axis of symmetry is the hole 9, which is the receiver of the total pressure P ΠΣ of the resulting the circulating air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter.
Симметрично относительно оси симметрии на верхней поверхности осесимметричного приемника 8 в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, расположены отверстия 10, являющиеся приемниками для забора давлений Р1 и Р2, определяющих угловое положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета. Симметрично отверстиям 10 в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета, на верхней поверхности осесимметричного приемника 8 расположены отверстия 11, являющиеся приемниками для забора давлений Р3 и Р4, определяющих угловое положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета. Перпендикулярно оси симметрии осесимметричного приемника 8 на его поверхности по окружности расположены отверстия 12, являющиеся приемниками статического давления PCTΣ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны.Symmetrically with respect to the axis of symmetry on the upper surface of the axisymmetric receiver 8 in the plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter, are openings 10, which are receivers for taking pressure P 1 and P 2 that determine the angular position of the vector the resulting speed of the incident air flow of the vortex column in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter. Symmetrically to the holes 10 in the plane perpendicular to the plane of symmetry of the helicopter, the holes 11 are located on the upper surface of the axisymmetric receiver 8, which are receivers for taking pressure P 3 and P 4 determining the angular position of the vector the resulting speed of the incident air flow in a plane perpendicular to the plane of symmetry of the helicopter. Perpendicular to the axis of symmetry of the axisymmetric receiver 8, holes 12 are located on its surface around the circumference, which are the receivers of static pressure P CTΣ of the resulting incident air flow of the vortex column.
В целях повышения технологичности и обеспечения повторяемости характеристик комбинированного аэрометрического приемника осесимметричный приемник может быть выполнен в виде установленного на цилиндрическом основании 7 сферического приемника 8 (фиг.4). На верхней поверхности сферического приемника 8 на оси симметрии расположено отверстие 9, являющееся приемником давления РΠΣ. В плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом φ01 к оси симметрии на поверхности сферического приемника симметрично расположены отверстия 10, являющиеся приемниками давлений Р1 и Р2. В плоскости перпендикулярной плоскости симметрии вертолета симметрично под углом φ02 к оси симметрии на верхней поверхности сферического приемника расположены отверстия 11, являющиеся приемниками давлений Р3 и Р4. Перпендикулярно оси симметрии сферического приемника на его поверхности по окружности расположены отверстия 12, являющиеся приемниками статического давления РCTΣ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны.In order to improve manufacturability and ensure repeatability of the characteristics of the combined aerometric receiver, the axisymmetric receiver can be made in the form of a spherical receiver 8 mounted on a cylindrical base 7 (Fig. 4). On the upper surface of the spherical receiver 8 on the axis of symmetry is a hole 9, which is the pressure receiver P ΠΣ . In a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter, at an angle φ 01 to the axis of symmetry, holes 10 are located symmetrically on the surface of the spherical receiver, which are pressure receivers P 1 and P 2 . In the plane perpendicular to the plane of symmetry of the helicopter symmetrically at an angle φ 02 to the axis of symmetry on the upper surface of the spherical receiver are openings 11, which are pressure receivers P 3 and P 4 . Perpendicular to the axis of symmetry of the spherical receiver on its surface around the circumference are openings 12, which are receivers of static pressure P CTΣ of the resulting incident air flow of the vortex column.
В целях уменьшения аэродинамических искажений, вносимых установленным на цилиндрическом основании осесимметричным аэрометрическим приемником, повышения технологичности и повторяемости характеристик комбинированного аэрометрического приемника осесимметричный приемник может быть выполнен в виде полусферы с диаметром равным диаметру верхнего экранирующего диска, которая установлена непосредственно на его внешней поверхности (фиг.5). На поверхности полусферы, аналогично сферическому аэродинамическому приемнику расположены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений Р1 и Р2, Р3 и Р4, РΠΣ и РСТΣ.In order to reduce the aerodynamic distortions introduced by an axisymmetric aerometric receiver mounted on a cylindrical base, to increase the manufacturability and repeatability of the characteristics of a combined aerometric receiver, the axisymmetric receiver can be made in the form of a hemisphere with a diameter equal to the diameter of the upper screening disk, which is mounted directly on its outer surface (Fig. 5 ) On the surface of the hemisphere, similarly to the spherical aerodynamic receiver, there are openings that are receivers for taking pressure P 1 and P 2 , P 3 and P 4 , P ΠΣ and P CTΣ .
Приемники давлений Р1 и Р2, Р3 и Р4, РΠΣ и PCTΣ подключены ко входам пневмоэлектрических преобразователей 13 (фиг.6), выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор 14 и аналого-цифровой преобразователь 15 подключены к микропроцессору 16. На вход мультиплексора 14 через электроизмерительную схему 17 также подключены выходы приемника 19 температуры торможения TTΣ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта и выходы пневмоэлектрических преобразователей 18, на входы которых подаются давления Рi, Pαi, Рαi-1, Рст.д воспринимаемые неподвижным многоканальным проточным аэрометрическим приемником 1. Приемник 19 температуры торможения TTΣ может быть установлен в канале приемника полного давления РΠΣ результирующего набегающего потока вихревой колонны.The pressure receivers P 1 and P 2 , P 3 and P 4 , P ΠΣ and P CTΣ are connected to the inputs of the pneumoelectric converters 13 (Fig.6), the outputs of which are connected through the multiplexer 14 and the analog-to-digital converter 15 to the microprocessor 16. On the input of the multiplexer 14 through the electrical measuring circuit 17 also connects the outputs of the receiver 19 of the braking temperature T TΣ of the resulting incident air flow of the rotor vortex column and the outputs of the pneumatic converters 18, the inputs of which are supplied with pressure P i , P αi , P αi-1 , P std perceived by the stationary multichannel flow-through aerometric receiver 1. The receiver 19 of the braking temperature T TΣ can be installed in the channel of the total pressure receiver P ΠΣ of the resulting incident flow of the vortex column.
Выход микропроцессора является выходом системы воздушных сигналов по высотно-скоростным параметрам вертолета: истинной воздушной скорости , углам атаки α и скольжения β, барометрической высоте Н, составляющим Vx, Vy, Vz вектора истинной воздушной скорости на оси связанной системы координат, приборной воздушной скорости Vпр, в том числе и в области малых и околонулевых скоростей полета, когда комбинированный аэрометрический приемник находится в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета.The microprocessor output is the output of the airborne signal system according to the altitude and speed parameters of the helicopter: true airspeed , angles of attack α and slip β, barometric height H of V x , V y , V z of the vector true air speed on the axis of the associated coordinate system, instrument air speed V ol , including in the region of low and near-zero flight speeds, when the combined aerometric receiver is in the area of the rotor column of the rotor of the helicopter.
Система измерения малых воздушных скоростей вертолета работает следующим образом.The system for measuring small air speeds of a helicopter operates as follows.
Неподвижный комбинированный аэрометрический приемник, включающий неподвижный многоканальный прочный аэрометрический приемник 1, на верхнем экранирующем диске которого на цилиндрической штанге 2 установлен осесимметричный приемник 3 (фиг.6), устанавливается на фюзеляже в зоне вихревой колонны несущего винта. Ось осесимметричного аэрометрического приемника 3 направлена вверх, при этом плоскость, проходящая через отверстия 10 (фиг.3 и фиг.4) для забора давлений Р1 и Р2, параллельна плоскости симметрии вертолета, а плоскость, проходящая через отверстия 11 для забора давлений Р3 и Р4, ортогональна плоскости симметрии вертолета.A fixed combined aerometric receiver, including a fixed multichannel strong aerometric receiver 1, on the upper shielding disk of which an axisymmetric receiver 3 is mounted on a cylindrical rod 2 (Fig. 6), is mounted on the fuselage in the area of the rotor vortex column. The axis of the axisymmetric aerometric receiver 3 is directed upward, with the plane passing through the holes 10 (Fig. 3 and Fig. 4) for taking pressure P 1 and P 2 parallel to the plane of symmetry of the helicopter, and the plane passing through the holes 11 for taking pressure P 3 and P 4 , orthogonal to the plane of symmetry of the helicopter.
При малых скоростях полета осесимметричный приемник 3 (фиг.6) находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета и воспринимает давления Р1 и Р2, Р3 и Р4, РΠΣ и РСТΣ и температуру TTΣ.At low flight speeds, the axisymmetric receiver 3 (Fig.6) is in the alignment of the rotor column of the rotor of the helicopter and senses the pressure P 1 and P 2 , P 3 and P 4 , P ΠΣ and P CTΣ and temperature T TΣ .
Вектор скорости результирующего набегающего воздушного потока, обтекающего осесимметричный приемник 3, является геометрической суммой вектора скорости невозмущенного воздушного потока, обусловленного поступательным движением вертолета, и вектора скорости индуктивного потока несущего винта вертолета, т.е.Vector the velocity of the resulting incident air flow around the axisymmetric receiver 3 is the geometric sum of the vector the speed of the undisturbed air flow due to the translational movement of the helicopter, and the vector helicopter rotor inductive flow velocity, i.e.
Для конкретного места установки комбинированного аэрометрического приемника на фюзеляже вертолета составляющие Vx, Vy, Vz вектора в связанной системе координат можно описать уравнениями вида [4]:For a specific installation location of the combined aerometric receiver on the helicopter fuselage, the components of the V x , V y , V z vector in a connected coordinate system can be described by equations of the form [4]:
где Kix, Kiy, Kiz - безразмерные коэффициенты, зависящие от величины (модуля) вектора скорости невозмущенного воздушного потока, равного по величине V=VB, а также от углов атаки α и скольжения β вертолета; - модуль вектора скорости индуктивного потока на режиме висения (V=0); G - текущий вес вертолета; - нормальная перегрузка; ρH - плотность невозмущенного воздушного потока на данной высоте Н; F- площадь, ометаемая несущим винтом вертолета; χ - коэффициент заполнения диска несущего винта; g=9,80665 - ускорение свободного падения.where K ix , K iy , K iz are dimensionless coefficients depending on the magnitude (modulus) of the velocity vector unperturbed air flow, equal in value to V = V B , as well as from the angles of attack α and slip β of the helicopter; - vector module speed of inductive flow in hovering mode (V = 0); G is the current weight of the helicopter; - normal overload; ρ H is the density of the unperturbed air flow at a given height N; F - area swept by the rotor of the helicopter; χ is the fill factor of the rotor disk; g = 9,80665 - acceleration of gravity.
Величину VΣ скорости и плотность ρΣ результирующего набегающего воздушного потока можно определить по полному PΠΣ и статическому РCTΣ давлениям и температуре TTΣ заторможенного результирующего воздушного потока, воспринимаемой приемником температуры торможения, встроенным в приемник полного давления, используя стандартные зависимости по ГОСТ 5212-74 и ГОСТ 4701-81 (ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температура торможения воздуха для скорости от 10 до 4000 км/ч. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1974. - 239 с. [6] и ГОСТ 4701-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1981. - 179 с. [7]):The value of V Σ velocity and density ρ Σ of the resulting incident air flow can be determined from the total P ΠΣ and static P CTΣ pressures and temperature T TΣ of the inhibited resulting air flow sensed by the braking temperature receiver integrated into the total pressure receiver using standard dependences according to GOST 5212- 74 and GOST 4701-81 (GOST 5212-74. Aerodynamic table. Dynamic pressures and braking temperatures of air for speeds from 10 to 4000 km / h. Parameters. M: Standard Publishing House, 1974. - 239 p. [6] and GOST 4701-81. At osfera standard parameters M .: Publishing House of Standards, 1981. - 179 s [7])..:.
где параметры, входящие в формулы (13) и (14), имеют размерности в единицах системы СИ.where the parameters in formulas (13) and (14) have dimensions in units of the SI system.
Используя соотношение (13) по давлениям РΠΣ, PCTΣ и температуре TTΣ можно определить VΣ и проекции вектора результирующего воздушного потока на оси связанной с вертолетом системы координат какUsing relation (13) from pressures P ΠΣ , P CTΣ and temperature T TΣ, we can determine V Σ and projections of the vector the resulting air flow on the axis of the coordinate system associated with the helicopter as
где φ1 и φ2 - углы, определяющие положение вектора результирующего набегающего потока вихревой колонны относительно плоскостей приемников давлений Р1, Р2 и Р3, Р4.where φ 1 and φ 2 are the angles that determine the position of the vector the resulting incident flow of the vortex column relative to the planes of the pressure receivers P 1, P 2 and P 3 , P 4 .
По давлениям Р1, Р2 и Р3, Р4, воспринимаемых отверстиями 10 и 11, расположенных на верхней поверхности осесимметричного приемника 8 (фиг.3) можно определить углы φ1 и φ2, определяющие положение вектора результирующего набегающего воздушного потока вихревой колоны несущего винта вертолета в соответствии с соотношениями видаFrom the pressures P 1, P 2 and P 3 , P 4 perceived by the holes 10 and 11 located on the upper surface of the axisymmetric receiver 8 (Fig. 3), the angles φ 1 and φ 2 determining the position of the vector can be determined the resulting incident air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter in accordance with the relations of the form
При выполнении осесимметричного приемника в виде сферического тела (фиг.4) или полусферы (фиг.5), используя соотношения, приведенные в работе [2, стр.122], связь давлений Р1, Р2 и Р3, Р4, воспринимаемых отверстиями 10 и 11 можно представить в видеWhen performing an axisymmetric receiver in the form of a spherical body (figure 4) or a hemisphere (figure 5), using the relationships given in [2, p. 122], the relationship of the pressures P 1, P 2 and P 3 , P 4 perceived holes 10 and 11 can be represented as
Тогда углы φ1 и φ2, определяющие положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колоны, будут определяться соотношениямиThen the angles φ 1 and φ 2 defining the position of the vector the resulting speed of the incident air flow of the vortex column will be determined by the relations
В соответствии с уравнением , получим уравнения для составляющих Vx, Vy, Vz вектора истинной воздушной скорости вертолета видаAccording to the equation , we obtain the equations for the components V x , V y , V z of the vector true airspeed helicopter view
где VΣ определяется по соотношению (13), т.е. VΣ=f4(PΠΣ, PCTΣ, TTΣ).where V Σ is determined by relation (13), i.e. V Σ = f 4 (P ΠΣ , P CTΣ , T TΣ ).
Как показали исследования (см. Козицин В.К. Система воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Ульяновск. ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения». 2006. - 313 с. [8]), для конкретного места установки комбинированного аэрометрического приемника давлений на вертолете на каждом из режиме полета по результатам летных испытаний можно определить значения коэффициентов Kix, Kiy, Kiz с достаточной достоверностью.Studies have shown (see Kozitsin VK. The system of helicopter air signals based on a freely oriented pressure receiver. The dissertation for the degree of candidate of technical sciences. Ulyanovsk. OJSC “Ulyanovsk Instrument Design Bureau. 2006. - 313 p. [8] ), for a particular installation site of a combined aerometric pressure receiver for helicopter operation in each flight mode, the results of flight tests can determine the values of the coefficients K ix , K iy , K iz with sufficient reliability.
Тогда по давлениям Р1 и Р2, Р3 и Р4, РΠΣ и PCTΣ, и по температуре торможения TTΣ, воспринимаемыми неподвижным осесимметричным приемником например, в виде сферического тела, полусферы или чечевицы после их преобразования в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических преобразователей 13 и 17 и вводя через мультиплексор 14 и аналого-цифровой преобразователь 15 в микропроцессор 16 (фиг.6) параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей вычисляются в соответствии с уравнениями вида (9)Then, according to the pressures Р 1 and Р 2 , Р 3 and Р 4 , Р ΠΣ and P CTΣ , and according to the braking temperature T TΣ , perceived by a stationary axisymmetric receiver, for example, in the form of a spherical body, a hemisphere, or lentil after they are converted into electrical signals using pneumoelectric converters 13 and 17 and entering through the multiplexer 14 and analog-to-digital converter 15 into the microprocessor 16 (Fig.6) the parameters of the true airspeed of the helicopter in the region of low and near-zero speeds are calculated in accordance with equations of the form (9)
При выполнении осесимметричного приемника в виде сферического тела или в виде полусферы, уравнения для вычисления высотно-скоростных параметров вертолета имеют вид (10):When performing an axisymmetric receiver in the form of a spherical body or in the form of a hemisphere, the equations for calculating the altitude-speed parameters of the helicopter have the form (10):
где P1, P2 - давления в симметричных точках осесимметричного приемника в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета; Р3, P4 - давления в симметричных точках осесимметричного приемника в плоскости, ортогональной плоскости симметрии вертолета; РΠΣ - полное давление результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; PCTΣ - статическое давление результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета; ρΣ - плотность результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; ТТΣ - температура торможения результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, воспринимаемая датчиком, например, встроенным в приемник полного давления результирующего набегающего потока вихревой колонны; VΣ - величина (модуль) вектора скорости результирующего набегающего потока вихревой колонны; φ01 и φ02 - углы установки на осесимметричном приемнике отверстий для забора давлений Р1, Р2 и Р3, Р4; ωx, ωy, ωz - угловые скорости вращения вертолета относительно осей связанной системы координат; VB, Vx, Vy, Vz - величина (модуль) и составляющие вектора истинной воздушной скорости вертолета; α и β - угол атаки и скольжения вертолета; РH, ТH и ρH - абсолютное давление, температура и плотность воздуха на высоте полета Н; Н и Vпр - барометрическая высота и приборная скорость; Kix, Kiy, Kiz КР - коэффициенты, зависящие от координат х, у, z места установки неподвижного комбинированного аэрометрического приемника, определяемые по результатам летных испытаний на вертолете; Р0 и T0 - абсолютное давление и температура воздуха на уровне моря (Р0=101325 Па, Т0=288,15 К); R и k - удельная газовая постоянная и показатель адиабаты для воздуха (R=287,05287 Дж/(кг К), k=1,4); |Vi0| - модуль вектора индуктивной скорости несущего винта вертолета на режиме висения при VB=0 (значения входящих в уравнения параметров имеют размерность с системе СИ).where P 1 , P 2 - pressure at the symmetric points of the axisymmetric receiver in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter; P 3 , P 4 - pressure at the symmetric points of the axisymmetric receiver in a plane orthogonal to the plane of symmetry of the helicopter; P ΠΣ is the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column; P CTΣ - static pressure of the resulting air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter; ρ Σ is the density of the resulting incident air flow of the vortex column; T TΣ is the braking temperature of the resulting incident air flow of the vortex column, sensed by a sensor, for example, integrated into the total pressure receiver of the resulting incident air flow of the vortex column; V Σ is the magnitude (modulus) of the velocity vector of the resulting incident flow of the vortex column; φ 01 and φ 02 - installation angles on an axisymmetric receiver of openings for pressure sampling Р 1 , Р 2 and Р 3 , Р 4 ; ω x , ω y , ω z - the angular velocity of rotation of the helicopter relative to the axes of the associated coordinate system; V B , V x , V y , V z - magnitude (module) and components of the true airspeed vector of the helicopter; α and β are the angle of attack and slip of the helicopter; P H, T H and ρ H - absolute pressure, temperature and air density at flight altitude N; H and V ol - barometric altitude and instrument speed; K ix , K iy , K iz K P - coefficients depending on the coordinates x, y, z of the installation location of the fixed combined aerometric receiver, determined by the results of helicopter flight tests; P 0 and T 0 - absolute pressure and air temperature at sea level (P 0 = 101325 Pa, T 0 = 288.15 K); R and k are the specific gas constant and the adiabatic exponent for air (R = 287.05287 J / (kg K), k = 1.4); | V i0 | - the module of the vector of the inductive speed of the rotor of the helicopter in hovering mode at V B = 0 (the values of the parameters included in the equations have dimension with the SI system).
Следует отметить, что за счет расположения отверстий для забора статического давления РCTΣ результирующего набегающего потока по всей окружности осесимметричного приемника, например в виде сферического тела или полусферы существенно снижается влияния углового положения вихревой колонны и усредняются пульсации результирующего набегающего воздушного потока, что повышает точность измерения высотно-скоростных параметров вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.It should be noted that due to the location of the openings for collecting the static pressure P CTΣ of the resulting incident flow around the entire circumference of the axisymmetric receiver, for example, in the form of a spherical body or hemisphere, the influence of the angular position of the vortex column is significantly reduced and the pulsations of the resulting incident air flow are averaged, which increases the accuracy of measuring the altitude -speed parameters of the helicopter in the field of low and near-zero flight speeds.
При выходе комбинированного аэрометрического приемника из зоны вихревой колонны не выполняются условия (7) и высотно-скоростные параметры вертолета определяются по давлениям Pi, Pαi, Рαi-1, Pст.д, воспринимаемым неподвижным многоканальным аэрометрическим приемником, в соответствии с уравнениями (3)-(5) и приведенными в работах [3, 4].When the combined aerometric receiver leaves the zone of the vortex column, conditions (7) are not satisfied and the altitude and speed parameters of the helicopter are determined by the pressures P i , P αi , P αi-1 , P std perceived by a stationary multichannel aerometric receiver, in accordance with the equations (3) - (5) and those given in [3, 4].
Таким образом, предлагаемое выполнение неподвижного комбинированного аэрометрического приемника в виде неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, на поверхности верхнего экранирующего диска которого установлен осесимметричный приемник с отверстиями для забора полного и статического давлений результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета и отверстиями для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны несущего винта относительно осей связанной системы координат позволило существенно упростить конструкцию, снизить массу и габариты комбинированного аэрометрического приемника, снизить стоимость системы и повысить точность измерения высотно-скоростных параметров вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.Thus, the proposed implementation of the fixed combined aerometric receiver in the form of a fixed multichannel flow-through aerometric receiver, on the surface of the upper screening disk of which an axisymmetric receiver is installed with holes for sampling the total and static pressures of the resulting incident air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter and holes for pressure sampling, defining the angular position of the rotor column of the rotor relative to the axes is connected th coordinate system made it possible to significantly simplify the design, reduce the mass and dimensions of the combined aerometric receiver, reduce the cost of the system and improve the accuracy of measuring the altitude and speed parameters of the helicopter in the region of low and near-zero flight speeds.
Применение системы измерения малых воздушных скоростей на различных классах вертолетов позволяет повысить безопасность полета, повысить эффективность пилотирования и боевого применения, повысить надежность работы системы в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, повысить точность измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.The use of the system for measuring low air speeds on various classes of helicopters can improve flight safety, improve piloting and combat use, increase the reliability of the system in conditions of possible sharp disturbances in the aerodynamic field of the helicopter, increase the accuracy of measuring the parameters of the true air speed of the helicopter in the region of low and near-zero speeds flight.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010108830/22U RU100279U1 (en) | 2010-03-09 | 2010-03-09 | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010108830/22U RU100279U1 (en) | 2010-03-09 | 2010-03-09 | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU100279U1 true RU100279U1 (en) | 2010-12-10 |
Family
ID=46306973
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010108830/22U RU100279U1 (en) | 2010-03-09 | 2010-03-09 | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU100279U1 (en) |
-
2010
- 2010-03-09 RU RU2010108830/22U patent/RU100279U1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2427844C1 (en) | Helicopter air data system | |
| Wildmann et al. | Towards higher accuracy and better frequency response with standard multi-hole probes in turbulence measurement with remotely piloted aircraft (RPA) | |
| US5423209A (en) | Truncated pyramid-shape multi-hole pitot probe and flight velocity detection system using said truncated pyramid-shape multi-hole pitot probe | |
| Bruschi et al. | Wind speed and direction detection by means of solid-state anemometers embedded on small quadcopters | |
| US6101429A (en) | Broad-range, multi-directional aircraft airspeed measuring system | |
| RU2426995C1 (en) | System to measure helicopter flight low speeds | |
| Spehr et al. | In-flight sound measurements: a first overview | |
| RU100279U1 (en) | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM | |
| RU94346U1 (en) | HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM | |
| Probst et al. | Flight-Test Experiments on Cavity Flow in an SUU-41 Pod | |
| RU2307357C1 (en) | Method for measurement of helicopter air signals and system for its realization | |
| RU2396569C1 (en) | Method of determining aerial parametres in flight tests of aircraft flying at high angle of attack | |
| RU127473U1 (en) | VORTEX SENSOR OF AERODYNAMIC ANGLE AND TRUE AIR SPEED | |
| RU2663315C2 (en) | Method and device for calculating current value of angular attacks and gliding of aerial vehicle | |
| RU2592705C2 (en) | Onboard system for measuring parameters of wind velocity vector during parking, takeoff and landing of helicopter | |
| RU2307358C1 (en) | Helicopter air signal system | |
| Thompson et al. | Flight Calibration of Four Airspeed Systems on a Swept-Wing Airplane at Mach Numbers up to 1.04 by the NACA Radar-Phototheodolite Method | |
| RU86752U1 (en) | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM | |
| Soldatkin | Aerometric system for measuring low helicopter airspeeds based on the data of the vortex column position | |
| RU55479U1 (en) | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM | |
| Nikitin et al. | A starting system for measuring low airspeeds of a single-rotor helicopter | |
| RU2695964C1 (en) | Helicopter air signals system | |
| Makshakov et al. | Determination method of the aircrafts flying height using absolute pressure sensors | |
| RU58719U1 (en) | HELICOPTER SPEED METER | |
| Ariskin et al. | Onboard system for measuring the parameters of wind vector during parking, starting and takeoff-landing modes for helicopter with aerometric and ion-beacon measuring channels |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20120310 |