RU2187821C1 - Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade - Google Patents

Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade Download PDF

Info

Publication number
RU2187821C1
RU2187821C1 RU2001102677A RU2001102677A RU2187821C1 RU 2187821 C1 RU2187821 C1 RU 2187821C1 RU 2001102677 A RU2001102677 A RU 2001102677A RU 2001102677 A RU2001102677 A RU 2001102677A RU 2187821 C1 RU2187821 C1 RU 2187821C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
pair
profile
velocity head
distance
Prior art date
Application number
RU2001102677A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.Б. Живетин
Л.Г. Цветков
А.А. Талов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Казанское научно-производственное предприятие "Вертолеты-МИ"
Живетин Владимир Борисович
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Казанское научно-производственное предприятие "Вертолеты-МИ", Живетин Владимир Борисович filed Critical Открытое акционерное общество "Казанское научно-производственное предприятие "Вертолеты-МИ"
Priority to RU2001102677A priority Critical patent/RU2187821C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2187821C1 publication Critical patent/RU2187821C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: information and measurement systems of flying vehicles at subsonic speeds. SUBSTANCE: pressure differential sensor is connected with first pair of vent holes located at distance of (3-6)% of blade section chord from its leading edge on lower and upper sides in section of helicopter rotor blade where velocity head is measured. Second pressure differential sensor is connected with second pair of vent holes located at distance of (8-12)% of chord from leading edge in the same section of lower and upper sides of blade. Sensors are connected via amplifiers to input of adder shaping output signal proportional to velocity head and independent of angle of attack of blade. EFFECT: enhanced accuracy of measurement. 2 dwg

Description

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в информационно-измерительных системах летательных аппаратов при дозвуковых скоростях полета, в частности в информационно-измерительных системах вертолетов. The invention relates to measuring equipment and can be used in information-measuring systems of aircraft at subsonic flight speeds, in particular in information-measuring systems of helicopters.

Известен традиционный способ измерения скоростного напора (Браславский Д. А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1970, с. 392) - [1], при котором величина скоростного напора определяется как разность полного и статического давлений, замеряемых в набегающем на летательный аппарат воздушном потоке с помощью приемника воздушного давления (ПВД). There is a traditional method of measuring the pressure head (D. Braslavsky. Instruments and sensors of aircraft. M., Mashinostroenie, 1970, p. 392) - [1], in which the value of the pressure head is defined as the difference between the total and static pressures measured in the incident on an aircraft air flow using an air pressure receiver (LDPE).

Основным недостатком данного способа измерения является то, что наличие угла атаки (угла между осью ПВД и вектором набегающего потока) существено сказывается на точности измерения величины скоростного напора (Боднер В.А. Авиационные приборы. М., Машиностроение, 1969, с. 467) - [2]. Поэтому реализация данного способа для измерения скоростного напора в некотором сечении лопасти несущего винта (НВ) вертолета нежелательна, поскольку установленный в этом случае на лопасти ПВД работал бы при переменных и значительных углах атаки, создаваемых за счет циклического шага лопасти, ее маховых движений, а также за счет наличия переменного за оборот НВ сильного скоса потока, что в итоге привело бы к значительным погрешностям при определении истинного скоростного напора в заданном сечении лопасти. The main disadvantage of this method of measurement is that the presence of the angle of attack (the angle between the axis of the LDPE and the vector of the incoming flow) significantly affects the accuracy of measuring the magnitude of the pressure head (Bodner V.A. Aviation devices. M., Mechanical Engineering, 1969, p. 467) - [2]. Therefore, the implementation of this method for measuring the velocity head in a certain section of the rotor blade of a helicopter is undesirable, since the LDPE mounted in this case would work at variable and significant angles of attack created by the cyclic pitch of the blade, its swing movements, and due to the presence of a strong bevel of the flow variable per revolution of HB, which would ultimately lead to significant errors in determining the true velocity head in a given section of the blade.

Из уровня техники известно устройство для измерения скоростного напора воздушного потока, набегающего на аэродинамический профиль в виде крыла, содержащее датчик разности давлений, соединенный с отверстиями на нижней и верхней сторонах крыла в одном и том же его сечении, усилители и сумматор (US, патент 5257536, 02.11.1993, 6 с.) - [3]. Указанное устройство является наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков и принято в качестве прототипа. The prior art device for measuring the pressure head of an air stream running onto an aerodynamic profile in the form of a wing, comprising a pressure difference sensor connected to holes on the lower and upper sides of the wing in the same section, amplifiers and adder (US Patent 5257536 , November 2, 1993, 6 pp.) - [3]. The specified device is the closest to the claimed invention in terms of essential features and is adopted as a prototype.

Недостатком выбранного прототипа является недостаточная точность измерения скоростного напора при работе устройства в поле переменных скосов потока, так как измеряемый им скоростной напор зависит от величины угла атаки аэродинамического профиля. The disadvantage of the selected prototype is the lack of accuracy in measuring the velocity head during operation of the device in the field of variable flow bevels, since the velocity head measured by it depends on the angle of attack of the aerodynamic profile.

Изобретение решает задачу повышения точности измерения скоростного напора. The invention solves the problem of increasing the accuracy of measuring pressure head.

Поставленная задача достигается тем, что устройство для измерения скоростного напора на лопасти несущего винта вертолета, содержащее датчик перепада давления, соединенный с расположенными на нижней и верхней сторонах лопасти парой дренажных отверстий в том ее сечении, в котором измеряется скоростной напор, усилители и сумматор, содержит второй датчик перепада давления, соединенный со второй парой расположенных на нижней и верхней сторонах лопасти дренажных отверстий в том же ее сечении, при этом первая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии 3-6%, а вторая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии 8-12% хорды профиля сечения лопасти от ее передней кромки в зависимости от вида профиля, выходы датчиков перепада давления через соответствующие усилители подсоединены к входам сумматора, формирующего выходной сигнал, пропорциональный величине скоростного напора и не зависящий от угла атаки лопасти. This object is achieved in that the device for measuring the pressure head on the rotor rotor blades of the helicopter, containing a differential pressure sensor connected to a pair of drainage holes located on the lower and upper sides of the blade in that section in which the pressure head is measured, amplifiers and an adder, contains a second differential pressure sensor connected to a second pair of drainage holes located on the lower and upper sides of the blade in its same section, while the first pair of drainage holes is located the wife is at a distance of 3-6%, and the second pair of drainage holes is located at a distance of 8-12% of the chord of the sectional profile of the blade from its leading edge, depending on the type of profile, the outputs of the differential pressure sensors through the respective amplifiers are connected to the inputs of the adder forming the output signal, proportional to the value of the velocity head and independent of the angle of attack of the blade.

Приведем обоснование алгоритма, реализуемого предлагаемым устройством и позволяющего повысить точность функционирования измерительной системы. Here is the rationale for the algorithm implemented by the proposed device and to improve the accuracy of the measurement system.

Для скоростей обтекания аэродинамического профиля, при которых можно не учитывать эффект сжимаемости между коэффициентом нормальной силы профиля СN и коэффициентом

Figure 00000002
перепада давления
Figure 00000003
определяемого как разность полных давлений P1 и P2 в двух любых точках профиля, имеет место некоторая функциональная зависимость
Figure 00000004

где q - величина скоростного напора набегающего на профиль воздушного потока. Конкретный вид зависимости (1) определяется формой профиля и выбранными положениями на нем точек съема перепада давления. Исследования, выполненные на основе расчетных и экспериментальных данных распределения давления по профилю (Ушаков Б.Л. и др. Материалы по распределению давления на профиле и использование их при выборе профиля крыла скоростного самолета. Труды ЦАГИ, вып. 487, 1940, 180 с.) - [4], показали, что для авиационных профилей в случае определения перепада давления как разность давлений на нижней и верхней сторонах профиля в точках, отстоящих от передней кромки на одинаковом расстоянии в широком диапазоне положения этих точек по хорде профиля, зависимость (1) линейна.For flow velocities of the aerodynamic profile at which the compressibility effect between the coefficient of normal profile force C N and the coefficient
Figure 00000002
differential pressure
Figure 00000003
defined as the difference between the total pressures P 1 and P 2 at any two points of the profile, there is a certain functional dependence
Figure 00000004

where q is the magnitude of the pressure head running on the air flow profile. The specific type of dependence (1) is determined by the shape of the profile and the selected positions on it of the points of removal of the differential pressure. Studies performed on the basis of calculated and experimental data on the pressure distribution over the profile (B. Ushakov and others. Materials on the pressure distribution on the profile and their use in choosing the wing profile of a high-speed aircraft. TsAGI proceedings, issue 487, 1940, 180 pp. ) - [4], showed that for aviation profiles in the case of determining the pressure drop as the pressure difference on the lower and upper sides of the profile at points that are at the same distance from the leading edge at a wide distance in the position of these points along the profile chord, the dependence (1) linear.

Следовательно, для двух пар определенным образом выбранных на профиле точек, можно записать соотношение

Figure 00000005

Figure 00000006

где
Figure 00000007
перепады давлений, замеряемых между точками первой и второй пар соответственно (фиг.1), a1, a2, b1, b2, - коэффициенты, определяемые теоретическим или экспериментальным путем. Исключая далее коэффициент нормальной силы СN из уравнений (2) и (3), получим
Figure 00000008

где
Figure 00000009

Таким образом, располагая информацией о величине перепадов давлений
Figure 00000010
замеренных между определенным образом выбранными точками профиля, по линейной зависимости (4) можно вычислить величину скоростного напора q. Коэффициенты зависимости (4) могут быть определены теоретическим или экспериментальным путем.Therefore, for two pairs of points selected on the profile in a certain way, we can write the relation
Figure 00000005

Figure 00000006

Where
Figure 00000007
the pressure drops measured between the points of the first and second pairs, respectively (Fig. 1), a 1 , a 2 , b 1 , b 2 , are the coefficients determined theoretically or experimentally. Further excluding the coefficient of normal force С N from equations (2) and (3), we obtain
Figure 00000008

Where
Figure 00000009

Thus, having information on the magnitude of pressure drops
Figure 00000010
measured between selected profile points in a certain way, the linear pressure (q) can be used to calculate the value of the velocity head q. The coefficients of dependence (4) can be determined theoretically or experimentally.

Следует подчеркнуть, что исключение из системы уравнений (2) и (3) коэффициента нормальной силы СN, означает исключение из алгоритма (4) функционирования измерительной системы влияния угла атаки профиля. Так, если профиль обтекается потоком с величиной скоростного напора q, то при варьировании углов атаки профиля изменяются значения перепадов давлений

Figure 00000011
но величина вычисленного по формуле (4) значения скоростного напора q остается неизменной. Данный факт экспериментально подтвержден при апробации предлагаемого устройства для измерения скоростного напора в заданном сечении лопасти несущего винта вертолета при проведении испытаний на вертолетном стенде.It should be emphasized that the exclusion from the system of equations (2) and (3) of the coefficient of normal force С N means the exclusion from the algorithm (4) of the functioning of the measuring system of the influence of the angle of attack of the profile. So, if a profile is flowed around with a velocity head q, then with varying angles of attack of the profile, the values of pressure drops
Figure 00000011
but the value of the velocity head q calculated by formula (4) remains unchanged. This fact was experimentally confirmed by testing the proposed device for measuring the pressure head in a given section of the rotor blade of a helicopter during testing on a helicopter stand.

При выборе точек съема перепадов давлений

Figure 00000012
следует руководствоваться двумя основными критериями. Во-первых, для выбранных зависимость (1) должна быть линейной, то есть иметь вид (2) или (3). Во-вторых, этот выбор следует сделать таким, чтобы погрешность измерения величины скоростного напора q была минимальной, а для этого следует минимизировать модули коэффициентов K1 и К2 зависимости (4), поскольку абсолютная погрешность измерения q согласно (4) равна
Figure 00000013

где
Figure 00000014
инструментальные погрешности датчиков перепада давлений
Figure 00000015

Исследования, выполненные для используемого в вeртолeтостроении профиля NACA-23012, показали, что оба критерия будут выполнены, если перепад давления
Figure 00000016
определять как разность давлений на нижней и верхней сторонах профиля в точках, отстоящих от носика профиля на расстоянии 5% хорды, а перепад давления
Figure 00000017
- в точках, отстоящих от носика профиля на расстоянии 10% хорды (Живетин В. Б. Аэромеханические измерения. Методы и устройства. Монография. Часть 1. КГТУ им. А.Н. Туполева. 1996 г., стр. 70) - [5]. В частности, коэффициенты линейных зависимостей (2) и (3) в этом случае для профиля NACA-23012 получаются равными
a1=3,4517, b1=-0,2378
a2=2,4363, b2=0,1259 (7)
а коэффициенты вычислительного алгоритма (4) равны
K1=2,4028, K2=3,4043 (8)
Для пояснения сущности предлагаемого устройства для измерения скоростного напора на лопасти несущего винта вертолета на фиг.2 представлена его блок-схема, где:
1, 2 - датчики перепада давления, замеряющие разности полных давлений в точках профиля сечения лопасти первой и второй пар соответственно;
3, 4 - усилители с коэффициентами усиления K1 и К2 соответственно;
5 - сумматор, вырабатывающий сигнал, пропорциональный величине измеряемого скоростного напора.When selecting pressure drop points
Figure 00000012
should be guided by two main criteria. First, for the selected dependence (1) must be linear, that is, have the form (2) or (3). Secondly, this choice should be made so that the error in measuring the pressure head q is minimal, and for this, the moduli of the coefficients K 1 and K 2 of dependence (4) should be minimized, since the absolute measurement error q according to (4) is
Figure 00000013

Where
Figure 00000014
instrumental errors of differential pressure sensors
Figure 00000015

Studies performed for the NACA-23012 profile used in helicopter engineering showed that both criteria will be met if the pressure drop
Figure 00000016
determine as the pressure difference on the lower and upper sides of the profile at points spaced from the nose of the profile at a distance of 5% of the chord, and the pressure drop
Figure 00000017
- at points spaced from the nose of the profile at a distance of 10% of the chord (Zhivetin B. B. Aeromechanical measurements. Methods and devices. Monograph. Part 1. KSTU named after AN Tupolev. 1996, p. 70) - [ 5]. In particular, the coefficients of linear dependencies (2) and (3) in this case for the NACA-23012 profile are equal
a 1 = 3.4517, b 1 = -0.2378
a 2 = 2.4363, b 2 = 0.1259 (7)
and the coefficients of the computational algorithm (4) are equal
K 1 = 2.4028, K 2 = 3.4043 (8)
To clarify the essence of the proposed device for measuring the speed pressure on the rotor blades of a helicopter, figure 2 presents its block diagram, where:
1, 2 - differential pressure sensors, measuring the difference in total pressure at the profile points of the cross section of the blades of the first and second pairs, respectively;
3, 4 - amplifiers with amplification factors K 1 and K 2, respectively;
5 - adder generating a signal proportional to the value of the measured velocity head.

Датчик перепада давления 1 соединен с первой парой дренажных отверстий, расположенных на расстоянии (3-6)% хорды сечения лопасти от передней ее кромки соответственно на нижней и на верхней сторонах в том сечении лопасти несущего винта вертолета, в котором измеряется скоростной напор предлагаемым устройством, а датчик перепада давления 2 соединен со второй парой дренажных отверстий, расположенных на расстоянии (8-12)% хорды от передней кромки в том же ее сечении также на нижней и верхней сторонах лопасти соответственно. Указанные датчики перепада давлений 1 и 2, замеряющие перепады давлений в заданных точках, подсоединены соответственно к входам усилителей 3 и 4, имеющих коэффициенты усиления К1 и К2, выходы которых подсоединены к первому и второму входам сумматора 5.The differential pressure sensor 1 is connected to the first pair of drainage holes located at a distance of (3-6)% of the chord of the section of the blade from its front edge, respectively, on the lower and upper sides in that section of the rotor blade of the helicopter, in which the speed head of the proposed device is measured, and the differential pressure sensor 2 is connected to a second pair of drainage holes located at a distance of (8-12)% chord from the leading edge in the same section also on the lower and upper sides of the blade, respectively. The indicated differential pressure sensors 1 and 2, measuring differential pressures at predetermined points, are connected respectively to the inputs of amplifiers 3 and 4 having amplification factors K 1 and K 2 , the outputs of which are connected to the first and second inputs of the adder 5.

Устройство работает следующим образом. Сигналы с датчиков перепада давления 1 и 2 после соответствующего масштабирования с помощью усилителей 3 и 4 поступают в сумматор 5, на выходе которого формируется сигнал, пропорциональный величине скоростного напора и не зависящий от угла атаки лопасти. The device operates as follows. The signals from the differential pressure sensors 1 and 2 after appropriate scaling using amplifiers 3 and 4 enter the adder 5, the output of which forms a signal proportional to the velocity head and independent of the angle of attack of the blade.

В качестве датчиков перепада давления могут быть использованы индукционные датчики типа ДМИ, а усилители и сумматор могут быть выполнены согласно известным схемам (Малиновский В.И. Справочник по цифровой вычислительной технике. 1974 г., 472 с.) - [6]. Induction sensors of the DMI type can be used as differential pressure sensors, and amplifiers and an adder can be made according to well-known schemes (VI Malinovsky, Handbook of Digital Computing. 1974, 472 p.) - [6].

Применение заявляемого устройства в сравнении с прототипом обеспечивает высокую точность измерения величины скоростного напора, в том числе и при работе в поле переменных скосов потоков, так как из алгоритма функционирования заявляемого устройства исключено влияние угла атаки аэродинамического профиля. The use of the claimed device in comparison with the prototype provides high accuracy of measuring the pressure head, including when working in the field of variable bevels, since the influence of the angle of attack of the aerodynamic profile is excluded from the algorithm of the functioning of the claimed device.

Claims (1)

Устройство для измерения скоростного напора на лопасти несущего винта вертолета, содержащее датчик перепада давления, соединенный с расположенными на нижней и верхней сторонах лопасти парой дренажных отверстий в том ее сечении, в котором измеряется скоростной напор, усилители и сумматор, отличающийся тем, что введен второй датчик перепада давления, соединенный с второй парой расположенных на нижней и верхней сторонах лопасти несущего винта вертолета дренажных отверстий в том же ее сечении, при этом первая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии (3-6)%, а вторая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии (8-12)% хорды профиля сечения лопасти от ее передней кромки в зависимости от вида профиля, выходы датчиков перепада давлений через соответствующие усилители подсоединены к входам сумматора, формирующего выходной сигнал, пропорциональный величине скоростного напора и не зависящий от угла атаки лопасти. A device for measuring the pressure head on the rotor blades of a helicopter, comprising a differential pressure sensor connected to a pair of drainage holes located on the lower and upper sides of the blade, in which it measures the pressure head, amplifiers and an adder, characterized in that a second sensor is introduced differential pressure connected to a second pair of drain rotor holes in the helicopter rotor blade located on the lower and upper sides of the rotor blade, the first pair of drain holes being located lies at a distance of (3-6)%, and the second pair of drainage holes is located at a distance of (8-12)% of the chord of the sectional profile of the blade from its leading edge, depending on the type of profile, the outputs of the differential pressure sensors through the corresponding amplifiers are connected to the inputs of the adder, generating an output signal proportional to the magnitude of the pressure head and independent of the angle of attack of the blade.
RU2001102677A 2001-01-29 2001-01-29 Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade RU2187821C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001102677A RU2187821C1 (en) 2001-01-29 2001-01-29 Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001102677A RU2187821C1 (en) 2001-01-29 2001-01-29 Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2187821C1 true RU2187821C1 (en) 2002-08-20

Family

ID=20245378

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001102677A RU2187821C1 (en) 2001-01-29 2001-01-29 Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2187821C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10520524B1 (en) * 2017-02-03 2019-12-31 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for distributed airflow sensing
RU195166U1 (en) * 2019-04-03 2020-01-16 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук Rotor Flow Meter

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10520524B1 (en) * 2017-02-03 2019-12-31 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for distributed airflow sensing
RU195166U1 (en) * 2019-04-03 2020-01-16 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук Rotor Flow Meter

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Boutilier et al. Separated shear layer transition over an airfoil at a low Reynolds number
Brendel et al. Boundary-layer measurements on an airfoil at low Reynolds numbers
US7389686B2 (en) Methods and systems for determining air data parameters
Nakayama Characteristics of the flow around conventional and supercritical airfoils
US20020184943A1 (en) Multifunctional probe for an aircraft
CN106840093A (en) A kind of detection method of unmanned plane during flying height, device and unmanned plane
EP0763743B1 (en) Method and apparatus for determining the airspeed of rotary wing aircraft
Kurian et al. Boundary layer receptivity to free-stream turbulence and surface roughness over a swept flat plate
RU2382988C1 (en) Strapdown inertial reference system on "coarse" detecting elements
RU2187821C1 (en) Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade
JPH08211082A (en) Method and system for determining anemobaroclinometric parameter of flying aircraft
CN112046761B (en) Airplane icing on-line detection method based on statistical test and filtering
RU2486596C1 (en) Method of determining and indicating rotor approximation to vortex ring conditions at single-rotor helicopter pre-landing maneuvers
RU127473U1 (en) VORTEX SENSOR OF AERODYNAMIC ANGLE AND TRUE AIR SPEED
RU2307357C1 (en) Method for measurement of helicopter air signals and system for its realization
RU2307358C1 (en) Helicopter air signal system
Gedney et al. Wall pressure fluctuations during transition on a flat plate
RU2214582C1 (en) Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes
RU58719U1 (en) HELICOPTER SPEED METER
RU55479U1 (en) HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM
RU2638086C1 (en) Method of measurement of supersonic flow pulsations and device for its implementation (options)
RU2336533C2 (en) Aeromechanical method of measurement of air-speed parameters of flight trajectory and device for its implementation
Montoya et al. F-8 supercritical wing flight pressure, Boundary layer, and wake measurements and comparisons with wind tunnel data
Lee et al. Flowfield in the vicinity of an F/A-18 vertical fin at high angles of attack
RU195166U1 (en) Rotor Flow Meter