RU2005106495A - Способ и устройство для обнаружения вихревого образования над (перед) винтом летательного аппарата (варианты) - Google Patents

Claims (12)

1. Способ для обнаружения вихревого образования над или перед винтом летательного аппарата, отличающийся тем, что пространство над или перед винтом временно перегораживают струей сжатого воздуха, при этом подкрашивают ее в цвет, удобный для визуализации, направляют струю по радиусу винта от его периферии к оси вращения, параллельно его среднему диску, разгоняют струю до скорости, примерно равной скорости вращения винта, дозируют массу струи так, чтобы ее кинетическая энергия была значительно меньше кинетической энергии зарождающегося среднего вихря, формируют струю в виде подобия перегородки, пересекающей преимущественно периферийную часть диска и возвышающей над ней на высоту среднего по интенсивности зарождающегося вихря, устанавливают на летательном аппарате замкнутую телевизионную систему, ее передающую трубку ориентируют с наклоном к диску винта, видеоконтрольное устройство устанавливают перед оператором и просматривают пространство над или перед винтом.

2. Способ для обнаружения вихревого образования над или перед винтом летательного аппарата, отличающийся тем, что пространство над или перед винтом временно перегораживают струей сжатого воздуха, при этом подкрашивают ее в цвет, удобный для визуализации, направляют струю по радиусу винта от его оси вращения к периферии, параллельно его среднему диску, разгоняют струю до скорости, примерно равной скорости вращения винта, дозируют массу струи так, чтобы ее кинетическая энергия была значительно меньше кинетической энергии зарождающегося среднего вихря, формируют струю в виде подобия перегородки, пересекающей и периферийную часть диска и возвышающей над ней на высоту среднего по интенсивности зарождающегося вихря, устанавливают на летательном аппарате замкнутую телевизионную систему, ее передающую трубку ориентируют с наклоном к диску винта, видеоконтрольное устройство устанавливают перед оператором и просматривают пространство над или перед винтом.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в струе сжатого воздуха имеется составляющая, направленная к диску винта.

4. Способ по п.2, отличающийся тем, что в струе сжатого воздуха имеется составляющая, направленная к диску винта.

5. Способ для обнаружения вихревого образования над или перед винтом летательного аппарата, отличающийся тем, что измеряют высоту аппарата, скорость вращения его несущего винта и расход топлива двигателя, существующие в данный момент времени, запоминают эти значения, через определенный промежуток времени вновь измеряют высоту аппарата, скорость вращения несущего винта и расход топлива двигателя и запоминают эти значения, определяют разность между последующим и предыдущим значениями каждого параметра, определяют знак полученных разностей или приращений, при зависании аппарата отбирают отрицательную разность по высоте и положительную по скорости, учитывают разность по расходу как положительную, так и отрицательную, сравнивают полученные разности с их штатными значениями, формируют признак обнаружения вихревого образования при условии превышения по абсолютному значению приращений по высоте и по скорости над их штатными значениями и превышения штатного значения по расходу над измеренным или его равенство, при подъеме аппарата учитывают положительные приращения по высоте, по скорости и по расходу, сравнивают их абсолютные значения со штатными, формируют признак обнаружения вихревого образования при условии превышения по абсолютному значению приращений по скорости и расходу и превышения штатного значения приращения по высоте над измеренным, при снижении аппарата учитывают отрицательные приращения по высоте, скорости и расходу, сравнивают их абсолютные значения со штатными, формируют признак обнаружения вихревого образования при условии превышения по абсолютному значению приращения по высоте над штатным значением и превышения штатных значений по скорости и расходу над измеренными, при горизонтальном полете учитывают отрицательное приращение по высоте и положительные приращения по скорости и расходу сравнивают их абсолютные значения со штатными, формируют признак обнаружения вихревого образования при условии превышения по абсолютному значению приращений по высоте, скорости и расходу над их штатными значениями.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что пространсво над или перед винтом временно перегораживают струей сжатого воздуха, при этом подкрашивают ее в цвет, удобный для визуализации, направляют струю по радиусу винта, параллельно его среднему диску, разгоняют струю до скорости, примерно равной скорости вращения винта, дозируют массу струи так, чтобы ее кинетическая энергия была значительно меньше кинетической энергии зарождающегося среднего вихря, формируют струю в виде подобия перегородки, перпендикулярной диску винта и возвышающей над ним на высоту среднего по интенсивности зарождающегося вихря, устанавливают на летательном аппарате замкнутую телевизионную систему, ее передающую трубку ориентируют с наклоном к диску винта, видеоконтрольное устройство устанавливают перед оператором и просматривают пространство над или перед винтом.

7. Устройство для обнаружения вихревого образования над или перед винтом летательного аппарата, отличающееся тем, что над или перед винтом устанавливается одна или несколько перегородок, имеющих на конце, обращенном к оси винта, сопло-отверстие системы сжатого и подкрашенного воздуха, состоящей из источника, трубопровода и запорного вентиля или клапана, источник соединяется с соплом трубопроводом, перекрываемым вентилем или клапаном, сопло-отверстие профилировано так, чтобы струя сжатого воздуха, выходящая из него, являлась бы продолжением перегородки, направленной по радиусу винта, перпендикулярно его диску, перегородка имеет консольное закрепление у вертолета с одним несущим винтом к штоку на верхней, дальней точке горизонтальной балки, для модели с двумя несущими винтами перегородки крепятся консольно к вертикальному штоку, расположенному между винтами, у самолета с одним винтом перегородка крепится консольно к штоку, расположенному на фюзеляже, у многовинтовой модели - к штоку, расположенному на крыле, устанавливается замкнутая телевизионная система, состоящая из передающей трубки и видеоконтрольного устройства, соединенных кабелем, трубка монтируется у перегородки и обращена к диску винта, видеоконтрольное устройство устанавливается перед оператором.

8. Устройство для обнаружения вихревого образования над или перед винтом летательного аппарата, отличающееся тем, что над или перед винтом устанавливается одна или несколько перегородок, имеющих на конце, обращенном к периферии винта, сопло-отверстие системы сжатого и подкрашенного воздуха, состоящей из источника, трубопровода и запорного вентиля или клапана, при этом источник соединяется с сопло трубопроводом, перекрываемым вентилем или клапаном, сопло-отверстие профилировано так, чтобы струя сжатого воздуха, выходящая из него, являлась бы продолжением перегородки, направленной по радиусу винта, перпендикулярно его диску, а ось струи была бы параллельна среднему диску винта и достигала его периферийную часть, перегородка имеет консольное закрепление к штоку, проходящему через продольную полость вала винта, на летательном аппарате устанавливается замкнутая телевизионная система, состоящая передающей трубки и видеоконтрольного устройства, соединенных кабелем, трубка монтируется у перегородки и обращена к диску винта, видеоконтрольное устройство устанавливается перед оператором.

9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что ось струи сжатого воздуха имеет наклон к среднему диску винта.

10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что ось струи сжатого воздуха имеет наклон к среднему диску винта.

11. Устройство для обнаружения вихревого образования над или перед винтом летательного аппарата, отличающееся тем, что состоит из трех имерителей: высоты полета аппарата В, скорости вращения винта О и расхода топлива двигателя Т, трех дифференцирующих устройств, каждое из которых подключено к выходу своего измерителя, при этом дифференцирующие устройства синхронно управляются коммутационным генератором и осуществляют инфранизкочастотное дифференцирование, выходы устройств подключены к логической схеме, вырабатывающей сигнал-команду обнаружения, логическая схема для режима зависания летательного аппарата состоит из четырех односторонних амплитудных ограничителей, входы которых подключены к выходам дифференцирующих устройств, при этом в канале высоты стоит ограничитель положительного приращения, в канале скорости - ограничитель отрицательного приращения, в канале расхода стоят параллельно как ограничитель положительного, так и отрицательного приращений, при этом их входы закорочены, выходы всех ограничителей подключены к входам компараторов, при этом к другим входам компараторов подключены источники опорных напряжений, выходы компараторов каналов высоты и скорости подключены к входам логической схемы И, выходы компараторов двух разнополярных приращений расхода нагружены схемами НЕ, выходы которых подключены к входам схемы И, логическая схема для режима подъема аппарата состоит из трех односторонних амплитудных ограничителей, пропускающих только положительные приращения параметров В, О и Т, при этом вход каждого ограничителя подключен к выходу измерителя параметра а выход - к входу компаратора, второй вход которого подключен к источнику опорного напряжения, выходы компараторов параметров О и Т подключены к входам схемы И, выход компаратора параметра В подключен к входу схемы НЕ, выход которой подключен к входу схемы И, логическая схема для режима снижения аппарата состоит из трех односторонних амплитудных ограничителей, пропускающих отрицательные приращения параметров В, О и Т, при этом вход каждого ограничителя подключен к выходу соответствующего измерителя а выход - к входу компаратора, второй вход которого подключен к источнику опорного напряжения, выход компаратора параметра В подключен к входу схемы И, а выходы компараторов параметров О и Т - к входам схем НЕ, выходы которых поключены к входам схемы И, логическая схема для горизонтального полета состоит из одного амплитудного ограничителя, пропускающего отрицательные приращения параметра В и двух ограничителей, пропускающих положительные приращения параметров О и Т, при этом входы ограничителей подключены к выходам измерителей, а их выходы к входам компараторов, вторые входы компараторов подключены к источникам опорных напряжений, выход каждого компаратора подключен к входу схемы И, для каждого режима полета выход схемы И нагружен усилителем мощности, к выходу которого подключено реле времени, нормальноразомкнутые контакты реле времени включены в цепь питания обмотки возбуждения силового реле, нормальноразомкнутые контакты которого включены в разрыв цепи питания источника света, другая пара нормальноразомкнутых контактов силового реле включена в разрыв цепи питания источника звука.

12. Устройство по п.11, отличающееся тем, что к выходу схемы И подлючен второй усилитель мощности, к выходу которого подключен вход второго реле времени, нормальноразомкнутые контакты реле времени включены в разрыв питания обмотки возбуждения силового реле, нормальноразомкнутые контакты которого включены в цепь питания электромагнита, воздействующего на механизм поворота запорного вентиля или на механизм открытия клапана системы сжатого воздуха, над или перед винтом устанавливается одна или несколько перегородок, имеющих на конце сопло-отверстие системы сжатого и подкрашенного воздуха, состоящей из источника, трубопровода и запорного вентиля или клапана, при этом источник соединяется с соплом трубопроводом, перекрываемым вентилем или клапаном, сопло-отверстие профилировано, так, чтобы струя сжатого воздуха, выходящая из него, являлась бы продолжением перегородки, направленной по радиусу винта, перпендикулярно его диску от оси винта или к оси винта, перегородка имеет консольное закрепление у вертолета с одним несущим винтом к штоку, расположенному на верхней дальней точке горизонтальной балки или на штоке, проходящем через продольную полость вала несущего винта, у вертолета с двумя несущими винтами перегородка крепится к вершине вертикального штока, расположенного на корпусе между винтами или на вершине штока, проходящего внутри продольной полости вала винта, на одновинтовом самолете перегородка крепится на вершине штока, проходящем через продольную полость вала винта, у многовинтовой модели самолета перегородка может крепиться на штоке, проходящем через продольную полость вала винта или закрепленном на крыле или фюзеляже, устанавливается замкнутая телевизионная система, состоящая из передающей трубки и видеоконтрольного устройства, соединенных кабелем, трубка монтируется у перегородки и обращена к диску винта, видеоконтрольное устройство устанавливается перед оператором.