RU2352914C1 - Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation - Google Patents

Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation Download PDF

Info

Publication number
RU2352914C1
RU2352914C1 RU2007142345/11A RU2007142345A RU2352914C1 RU 2352914 C1 RU2352914 C1 RU 2352914C1 RU 2007142345/11 A RU2007142345/11 A RU 2007142345/11A RU 2007142345 A RU2007142345 A RU 2007142345A RU 2352914 C1 RU2352914 C1 RU 2352914C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
functional
converter
output
functional converter
helicopter
Prior art date
Application number
RU2007142345/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Борисович Живетин (RU)
Владимир Борисович Живетин
Original Assignee
Владимир Борисович Живетин
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 Владимир Борисович Живетин filed Critical Владимир Борисович Живетин
Priority to RU2007142345/11A priority Critical patent/RU2352914C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2352914C1 publication Critical patent/RU2352914C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Measuring Fluid Pressure (AREA)

Abstract

FIELD: physics, measurement.
SUBSTANCE: group of inventions is related to the field of metering technology and may find application for measurement of helicopter inflight condition parameters. Necessity to control attack angle and lifting rotor blade traction is stipulated by requirements of maneuverability and desire of operating organisations to transport cargos of maximum permissible weight. Functional ratios are detected between difference of pressure at blade of helicopter lifting rotor and lifting rotor traction values, ram action, longitudinal and transverse speeds of flight, gross weight, blade section attack angle and coefficient of lifting force. At that measured signals with the help of pressure difference detectors are transformed with the help of device functional transducers, and preset functional dependences in the form of mathematical ratios are used to calculate values of functional transducers voltages that are proportional to sought for parameters of helicopter inflight condition. Group of inventions makes it possible to expand resources of metering facilities, in which inlet signal is field of aerodynamic pressure forces. In this case number of parameters subject to measurement is increased, as well as accuracy of measurement.
EFFECT: increased number of parameters subject to measurement and also increased accuracy of measurement.
2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области измерительной техники и может найти применение, в частности, для измерения параметров состояния вертолета в полете: продольной Vx и поперечной Vz скоростей полета; тяги T несущего винта в полете; веса G (массы m) вертолета в полете (на взлете); угла атаки α (коэффициента подъемной силы Су) сечения лопасти несущего винта вертолета.The invention relates to the field of measuring technology and can find application, in particular, for measuring the parameters of a helicopter in flight: longitudinal V x and transverse V z flight speeds; thrust of the rotor in flight; weight G (mass m) of the helicopter in flight (on takeoff); angle of attack α (lift coefficient С у ) of the rotor blade section of the helicopter.

Известны аэродинамический способ измерения воздушных сигналов, в частности угла атаки α, угла скольжения β, и соответствующая система воздушных сигналов (СВС) для его осуществления.The aerodynamic method for measuring air signals, in particular the angle of attack α, the slip angle β, and the corresponding system of air signals (SHS) for its implementation are known.

Такой способ и устройства для его осуществления наиболее распространены в гражданской авиации. Сущность аэродинамического способа заключается в том, что измеряется разность давления, равнаяSuch a method and devices for its implementation are most common in civil aviation. The essence of the aerodynamic method is that it measures the pressure difference equal to

Figure 00000001
Figure 00000001

где Рп - полное давление в точке, где скорость падает до нуля, Рст - статическое давление, V - скорость самолета, q - скоростной напор, ρ - плотность воздушного потока.where R p is the total pressure at the point where the velocity drops to zero, P st is the static pressure, V is the speed of the aircraft, q is the velocity head, ρ is the density of the air flow.

Основным недостатком такого способа и его реализации является низкая точность измерения, особенно при маневрах вертолета и других динамических процессах, а также относительно высокая стоимость реализации данного способа, см. "Авиационные приборы и измерительные системы" (под редакцией Воробьева В.Г.) - М.: Транспорт, 1981 г. - 391 стр. "Измерители скорости полета, угла атаки, скольжения, комплексные измерители высокоскоростных параметров", стр.166-213.The main disadvantage of this method and its implementation is the low measurement accuracy, especially during helicopter maneuvers and other dynamic processes, as well as the relatively high cost of implementing this method, see "Aircraft Instruments and Measuring Systems" (edited by V. Vorobyov) - M .: Transport, 1981 - 391 pp. "Measuring instruments of flight speed, angle of attack, slip, complex meters of high-speed parameters", pp. 166-213.

Заметим, что для целей пилотирования и работы системы обеспечения оптимальности и безопасности полета требуемая точность измерения аэродинамических углов составляет 0.4÷0.5° в диапазоне изменения до 50°, тогда как для решения прицельных задач имеем соответственно 0.1÷2° в диапазоне 0÷60°. Существующие флюгерные преобразователи аэродинамических углов обладают инструментальной погрешностью 0,4÷2°, а некоторые зарубежные фирмы довели эту величину до 0,1÷0,25°.Note that for the purposes of piloting and operating the system to ensure optimality and flight safety, the required accuracy of measuring aerodynamic angles is 0.4 ÷ 0.5 ° in the range of variation up to 50 °, while for solving impact problems we have, respectively, 0.1 ÷ 2 ° in the range of 0 ÷ 60 °. Existing vane transducers of aerodynamic angles have an instrumental error of 0.4 ÷ 2 °, and some foreign firms have brought this value to 0.1 ÷ 0.25 °.

Флюгер на передней кромке крыла работает по схеме "включено - выключено". Имеются модификации этого устройства, выходной сигнал которых пропорционален углу атаки, но они очень дорогие. Всем этим приборам свойственно прямое измерение угла атаки, связанное с измерением поля аэродинамических сил и моментов на поверхности флюгера и компенсацией погрешностей при изменении режима полета (скорости полета, угла скольжения, положения механизации и т.д.).The weather vane on the leading edge of the wing works according to the on-off circuit. There are modifications to this device whose output signal is proportional to the angle of attack, but they are very expensive. All these devices are characterized by direct measurement of the angle of attack, associated with the measurement of the field of aerodynamic forces and moments on the surface of the wind vane and compensation of errors when changing the flight mode (flight speed, glide angle, mechanization position, etc.).

Флюгерные преобразователи обладают небольшой чувствительностью, что ограничивает нижний предел их применения по скорости полета до 150-250 км/час. Кроме того, недостаточная надежность, связанная с возникновением резонансных явлений при колебаниях ЛА, приводит к значительным динамическим погрешностям. Указанные возможности и потребные возможности аэромеханических систем рассмотрены в работах:Weather vane transducers have little sensitivity, which limits the lower limit of their application in flight speed to 150-250 km / h. In addition, the lack of reliability associated with the occurrence of resonance phenomena during oscillations of the aircraft leads to significant dynamic errors. The indicated capabilities and the required capabilities of aeromechanical systems are considered in the works:

Андерсен Дж., Кайтен М. Система сбора, обработки и выдачи воздушных (аэродинамических) данных. - В кн.: Самолетные навигационные системы. - М.: 1973, - с.360-377.Andersen J., Kaiten M. A system for collecting, processing and issuing air (aerodynamic) data. - In the book: Aircraft navigation systems. - M .: 1973, - p. 360-377.

Горлин С.М., Слизингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. - М.: Наука, 1964, - 720 с.Gorlin S.M., Slysinger I.I. Aeromechanical measurements. Methods and devices. - M .: Nauka, 1964, - 720 p.

Преобразователи классической схемы (перепад давления - перемещение - электрический сигнал) с емкостным, индуктивным и тензометрическим выходами могут эффективно использоваться на ЛА для значений перепадов давления ΔР от 0.2÷1 мм вод.ст. и выше. При меньшем значении ΔР возникают недопустимые погрешности, обусловленные температурой, вибрациями, перегрузкой, а также гистерезисными явлениями. Все это ограничивает нижний предел по скорости полета до 100÷150 км/ч. Установленный на самолете Galfstrem преобразователь модели 7100 фирмы United Control (США) с цилиндрическим насадком и индуктивным нуль-органом с порогом реагирования ~2 Па обеспечивает инструментальную погрешность ±(0.3°÷0.1°) во всем диапазоне скоростей 110÷150 км/ч.Classical circuit converters (differential pressure - displacement - electrical signal) with capacitive, inductive and tensometric outputs can be effectively used on aircraft for pressure differences ΔР from 0.2 ÷ 1 mm water column. and higher. At a lower value of ΔР, unacceptable errors arise due to temperature, vibrations, overload, as well as hysteresis phenomena. All this limits the lower limit in flight speed to 100 ÷ 150 km / h. Mounted on a Galfstrem airplane, a Model 7100 transducer from United Control (USA) with a cylindrical nozzle and an inductive zero-organ with a response threshold of ~ 2 Pa provides an instrumental error of ± (0.3 ° ÷ 0.1 °) over the entire speed range 110 ÷ 150 km / h.

Наиболее близким способом измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета является способ измерения аэродинамических углов с помощью бесфлюгерных измерителей, основанный на измерении и обработке сигналов с датчиков перепада давления, размещенных на искусственно введенных поверхностях на фюзеляже самолета: цилиндр, сфера, полусфера, конус, обтекаемые набегающим потоком воздуха при полете.The closest way to measure the airspeed parameters of the flight path is the method of measuring aerodynamic angles using vaneless meters, based on measuring and processing signals from differential pressure sensors placed on artificially entered surfaces on the aircraft fuselage: cylinder, sphere, hemisphere, cone, streamlined air flow during flight.

Основным недостатком такого способа и систем его реализации является ограниченный объем информации о параметрах траектории движения вертолета (угол атаки, угол скольжения), а также необходимость вводить поправки для компенсации методических погрешностей, обусловленных влиянием поля аэродинамического давления вертолета.The main disadvantage of this method and its implementation systems is the limited amount of information about the parameters of the helicopter trajectory (angle of attack, glide angle), as well as the need to introduce corrections to compensate for methodological errors caused by the influence of the aerodynamic pressure field of the helicopter.

Предотвращение срыва потока, имеющего место на лопастях вертолета, является актуальной задачей. Это обусловлено требованиями маневренности и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально допустимого веса.The prevention of flow stall occurring on helicopter blades is an urgent task. This is due to the requirements of maneuverability and the desire of operating organizations to transport goods of the maximum allowable weight.

Парирование порывов ветра в данной системе осуществляется не за счет сигналов отклонения от траектории, а за счет сигналов об изменении сил давления, когда еще нет отклонений ЛА. При этом датчики перепадов давления размещаются на крыле и хвостовом оперении на одном и том же расстоянии по хорде. В результате датчик на правом крыле будет контролировать положение правого элерона, в то время как датчик на левом крыле будет контролировать положение левого элерона. Элеронам будут предписываться отклонения независимо друг от друга, поэтому для того, чтобы компенсировать несимметричный порыв ветра, изменятся величина давления, результирующая подъемная сила и момент крена. Руль высоты и руль направления будут сохранять моменты тангажа и рыскания в равновесии.The gusts of wind in this system are countered not due to signals of deviation from the trajectory, but due to signals of changes in pressure forces when there are no aircraft deviations yet. In this case, the differential pressure sensors are located on the wing and tail at the same distance along the chord. As a result, the sensor on the right wing will monitor the position of the right aileron, while the sensor on the left wing will monitor the position of the left aileron. Deviations will be prescribed to the ailerons independently of each other, therefore, in order to compensate for the asymmetrical gust of wind, the pressure value, the resulting lifting force and the roll moment will change. The elevator and rudder will keep the moments of pitch and yaw in balance.

Предупреждение срыва достигается применением датчиков перепада давления, подобных датчикам, рассмотренным для угла атаки α. Ограничивая перепад давления, мы воздействуем на α и предотвращаем срыв при любом весе самолета, а также срыв в динамическом режиме полета.Stall prevention is achieved by using differential pressure sensors similar to those considered for angle of attack α. By limiting the pressure drop, we act on α and prevent stall at any weight of the aircraft, as well as stall in dynamic flight mode.

Следующим потребителем информации о поле аэродинамических сил является вертолет. Рассмотрим это направление на примере активной системы устранения срывного флаттера лопасти. Предотвращение срыва потока, имеющего место на лопастях вертолета, является актуальной задачей. Это обусловлено требованиями маневренности и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально допустимого веса. В ходе исследований, начатых в 1970 году и осуществляемых в течение нескольких лет в рамках контрактов французского правительства, основной упор делается на активную систему устранения срывного флаттера лопастей. В этих работах для активного управления срывом лопастей используется информация о поле сил аэродинамического давления для формирования сигнала управления углом тангажа таким образом, чтобы не происходил срыв потока. С этой целью строится следящая система для управления распределением давления на лопастях.The next consumer of information on the field of aerodynamic forces is a helicopter. Consider this direction as an example of an active system for eliminating stall flutter blades. The prevention of flow stall occurring on helicopter blades is an urgent task. This is due to the requirements of maneuverability and the desire of operating organizations to transport goods of the maximum allowable weight. In the course of research, begun in 1970 and carried out for several years under the contracts of the French government, the main emphasis is on an active system for eliminating stall flutter of the blades. In these works, information on the field of aerodynamic pressure forces is used to actively control the stall of the blades to generate a pitch angle control signal so that the stall does not occur. To this end, a tracking system is being built to control the pressure distribution on the blades.

К настоящему времени проведен определенный объем исследований по разработке компенсационного алгоритма измерения статического давления Рст, динамического давления Рдин, угла атаки α. При этом строилась модель погрешностей, обусловленных влиянием возмущений, вносимых ЛА. Работы проводились в Летно-исследовательском институте.To date, a certain amount of research has been carried out to develop a compensation algorithm for measuring static pressure P st , dynamic pressure P dyne , angle of attack α. In this case, a model of errors due to the influence of disturbances introduced by the aircraft was built. The work was carried out at the Flight Research Institute.

Перспективные измерительные системы должны включать в себя вычислители воздушных параметров, работающие с более высокой точностью.Promising measuring systems should include air parameters calculators working with higher accuracy.

Подобная система рассмотрена в работе: Активная система устранения срывного флаттера лопастей. Active elimination of stall conditions. Kretx Marcel, "Oertica", 1982, 6, №1, 49-58 стр.A similar system is considered in the work: Active system for eliminating stall flutter of the blades. Active elimination of stall conditions. Kretx Marcel, "Oertica", 1982, 6, No. 1, 49-58 pp.

Как показывают эксперименты, комбинация срывного и вихревого противодействий, приводящая к внезапному повышению давления подсасывания на передней кромке, имеет место, когда лопасть находится в четвертом квадранте, т.е. при ψ=270°÷360°. При этом давление на передней кромке особенно чувствительно к срыву, следовательно, подходит для распознавания условий, близких к срывным. Чтобы исследовать проблему количественно, предпочтительнее иметь дело с коэффициентом давления Ср, чем с абсолютным давлением. В таком подходе предотвращение срыва решается путем ограничения величины Ср. As experiments show, a combination of stall and vortex counteractions, leading to a sudden increase in suction pressure at the leading edge, occurs when the blade is in the fourth quadrant, i.e. at ψ = 270 ° ÷ 360 °. In this case, the pressure at the leading edge is particularly sensitive to stalling, therefore, it is suitable for recognizing conditions close to stalling. In order to investigate the problem quantitatively, it is preferable to deal with a pressure coefficient C p than with absolute pressure. In this approach, the prevention of stall is solved by limiting the value of C p .

Когда величина Срмах начала срыва известна, тогда ее можно использовать в качестве сигнала рассогласования для того, чтобы избежать отрыв потока на аэродинамической поверхности. При этом необходимо вводить цепь с обратной связью, в которой используется информация о величине Ср, а также силовой привод для обеспечения условия Срpmax.When the value of C pm is the beginning of the breakdown, then it can be used as a mismatch signal in order to avoid separation of the flow on the aerodynamic surface. In this case, it is necessary to introduce a feedback circuit in which information on the value of C p is used , as well as a power drive to ensure the condition C p <C pmax .

Таким образом, использование информации о перепаде давления, измеренного в характерных точках на поверхности ЛА, является перспективным. Такая информация в измерительных системах используется давно: Горлин С.М., Слизингер И.И. Аэромеханическое измерение. Методы и приборы. - М.: Наука, 1964. - 720 с.Thus, the use of information about the pressure drop measured at characteristic points on the surface of the aircraft is promising. Such information has been used in measuring systems for a long time: Gorlin S.M., Slysinger I.I. Aeromechanical measurement. Methods and devices. - M .: Nauka, 1964 .-- 720 p.

Однако в известных системах она применяется для измерения невозмущенного потока, в том числе с помощью приемников воздушного давления (давления торможения и статического давления), что не полностью характеризует состояние конкретного ЛА, а определяет лишь собственно движение его как материальной точки. Исследование таких систем проведено в монографии, в которой указывается на недостаточную точность функционирования таких измерительных систем при больших значениях углов атаки и скольжения, что приводит к нарушению адекватности между состоянием ЛА и его информационной моделью.However, in known systems, it is used to measure the unperturbed flow, including using air pressure receivers (braking pressure and static pressure), which does not fully characterize the state of a particular aircraft, but only defines its actual motion as a material point. The study of such systems was carried out in a monograph, which indicates the insufficient accuracy of the functioning of such measuring systems with large values of the angle of attack and slip, which leads to a violation of the adequacy between the state of the aircraft and its information model.

Целью предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей, повышение точности измерения. Цель достигается тем, что измерение перепада давления осуществляется непосредственно на одной из лопастей несущего винта вертолета в трех специально выбранных точках на хорде профиля на некотором (заранее выбранном) расстоянии от оси вращения, которые обеспечиваются авторским способом по выбору места расположения датчиков перепада давления. Полученная с датчиков перепада давления информация обрабатывается, согласно полученным автором формульным соотношениям, обеспечивая получение искомых параметров состояния вертолета.The aim of the invention is the expansion of functionality, improving the accuracy of measurement. The goal is achieved in that the differential pressure measurement is carried out directly on one of the rotor blades of the helicopter at three specially selected points on the profile chord at a certain (pre-selected) distance from the axis of rotation, which are provided by the author in choosing the location of the differential pressure sensors. The information received from the differential pressure sensors is processed according to the formula relations received by the author, providing the desired parameters of the state of the helicopter.

Предлагаемый способ и устройство его реализации реализовано и испытано на вертолете Ми-8. Получены положительные результаты и рекомендации для серийного внедрения в ОКБ им. Миля.The proposed method and device for its implementation is implemented and tested on a Mi-8 helicopter. Positive results and recommendations for serial implementation in the Design Bureau named after Mile.

По сигналам датчиков перепада давления, размещенных на этих поверхностях, эти сигналы обрабатываются по рассчитанным автором математическим функциональным зависимостям, по которым и определяются искомые параметры состояния вертолета при полете.According to the signals of the differential pressure sensors located on these surfaces, these signals are processed according to the mathematical functional dependences calculated by the author, which are used to determine the desired parameters of the state of the helicopter during flight.

На фиг.1 представлена блок-схема устройства, реализующего предлагаемый способ аэромеханического измерения параметров полета.Figure 1 presents a block diagram of a device that implements the proposed method of aeromechanical measurement of flight parameters.

На фиг.2 - место размещения датчиков перепада давления на лопасти несущего винта вертолета.Figure 2 - location of the differential pressure sensors on the rotor blades of the helicopter.

На фиг.3 - место размещения датчиков перепада давления в сечении АВ лопасти несущего винта.Figure 3 - location of the differential pressure sensors in the cross section AB of the rotor blade.

Функциональная схема устройства, реализующего предлагаемый способ, содержит блоки и связи между ними:Functional diagram of a device that implements the proposed method contains blocks and relationships between them:

1, 2, 3 - датчики перепадов давления;1, 2, 3 - differential pressure sensors;

9, 12, 20 - датчики частоты вращения несущего винта, плотности воздуха за бортом вертолета, датчик амплитудного положения лопасти, соответственно;9, 12, 20 - rotor speed, air density sensors behind the side of the helicopter, blade amplitude position sensor, respectively;

4, 5, 6, 8, 10, 11, 14, 16, 17, 18, 19, 21, 22, 23, 24 - функциональные преобразователи;4, 5, 6, 8, 10, 11, 14, 16, 17, 18, 19, 21, 22, 23, 24 - functional converters;

7, 15, 18А, 25 - указатели скоростей, тяги, угла атаки сечения лопасти, веса (массы) вертолета, соответственно.7, 15, 18A, 25 - indicators of speeds, thrust, angle of attack of the blade section, weight (mass) of the helicopter, respectively.

В предлагаемом аэромеханическом способе измерение воздушного давления производят непосредственно в виде разности давлений на верхней и нижней поверхностях лопасти несущего винта, в специально выбранных точках, согласно конструктивно-аэродинамическим свойствам поверхности лопасти несущего винта вертолета.In the proposed aeromechanical method, the air pressure is measured directly in the form of the pressure difference on the upper and lower surfaces of the rotor blade, at specially selected points, according to the structural and aerodynamic properties of the surface of the rotor blade of the helicopter.

Реализуется предлагаемый способ следующим образом.Implemented the proposed method as follows.

Перепады давления измеряют с помощью датчиков 1 и 2 в точках, равноудаленных по размеру лопасти (в одном сечении см. фиг.2, 3), усиливают в блоке (4), передают полученный сигнал в кабину посредством светодиодного устройства (5), обрабатывают по заданной функциональной зависимости в функциональный преобразователь (блок 6)), на выходе которого получают сигналы, пропорциональные продольной Vx и поперечной Vz скоростям полета, которые затем индуцируют с помощью указателя скоростей (блок (7)).The pressure drops are measured using sensors 1 and 2 at points equidistant in the size of the blades (in one section, see Figs. 2, 3), amplified in block (4), transmit the received signal to the cab using the LED device (5), processed by a predetermined functional dependence into a functional converter (block 6)), the output of which receives signals proportional to the longitudinal V x and transverse V z flight speeds, which are then induced using the speed indicator (block (7)).

Сигнал перепада давления с датчика давления (3) и выходной сигнал с датчика (9) частоты вращения ω, а также с датчика (20) азимутальный угол положения лопасти поступают в интегратор (8), вырабатывающий сигнал, пропорциональный осредненному за один оборот винта значению перепада давления

Figure 00000002
Одновременно сигнал с датчика (9) частоты вращения поступает на вход преобразователя (10) частоты в напряжение. Выходные сигналы интегратора (8), преобразователей (10-1) и (10-2), функционального преобразователя (13), датчика плотности воздуха за бортом вертолета (12) поступают на вход согласующего блока (11), который преобразует их в цифровой код, выход которого в виде цифрового сигнала поступает на вычислительный блок (14), в котором вычисляется величина тяги Т несущего винта вертолета; полученный результат индицируют с помощью указателя (15).The differential pressure signal from the pressure sensor (3) and the output signal from the rotational speed sensor (9) ω, as well as from the sensor (20), the azimuth angle of the blade position are transmitted to the integrator (8), which generates a signal proportional to the differential value averaged over one revolution of the screw pressure
Figure 00000002
At the same time, the signal from the speed sensor (9) is fed to the input of the frequency converter (10) to voltage. The output signals of the integrator (8), converters (10-1) and (10-2), a functional converter (13), an air density sensor behind the side of the helicopter (12) are fed to the input of the matching unit (11), which converts them into a digital code the output of which in the form of a digital signal is supplied to the computing unit (14), in which the magnitude of the thrust T of the rotor of the helicopter is calculated; the result is indicated using the pointer (15).

Сигнал с датчика перепада давления, измеренный датчиком давления (3), а также с выхода функционального преобразователя (4), поступает на вход вычислителя (19), с помощью которого определяется давление p при заданном угле ψ, т.е. p(х,ψ). Сигнал с выхода вычислителя (6-2), пропорциональный скорости Vx вертолета, поступает на вход функционального преобразователя (16). Выходы (16-2) и вычислителя (19) обрабатываются в функциональных преобразователях (17), а затем (18) на выходе последнего получают вес G=mg вертолета в полете, индицируют его на индикаторе указателя (26).The signal from the differential pressure sensor measured by the pressure sensor (3), as well as from the output of the functional converter (4), is fed to the input of the calculator (19), with which the pressure p is determined for a given angle ψ, i.e. p (x, ψ). The signal from the output of the calculator (6-2), proportional to the speed V x of the helicopter, is fed to the input of the functional converter (16). The outputs (16-2) and the calculator (19) are processed in the functional converters (17), and then (18) at the output of the latter, the weight G = mg of the helicopter is received in flight, it is indicated on the indicator indicator (26).

Сигнал с выхода блока (19) поступает на вход логического устройства (21), в котором определяется значение

Figure 00000003
при заданном ψ, измеряемом посредством датчика азимута (20). Выход логического блока (21) подключен ко входу функционального преобразователя (22), где сигнал обрабатывается по заданной функциональной зависимости, и получают сигналы, пропорциональные коэффициенту подъемной силы Су и угла атаки α лопасти в сечении по размаху z=0,7R. Сигналы с выходов функционального преобразователя (22) и формирователя критических значений Сукр и αкр (23) поступают на блок сравнения (24), где сравниваются Су и Сукр, а также α и αкр, a результаты сравнения в виде запасов ΔCyуукр, Δα=α-αкр индицируются на указателе (25).The signal from the output of block (19) is fed to the input of the logical device (21), in which the value is determined
Figure 00000003
for a given ψ, measured by an azimuth sensor (20). The output of the logic unit (21) is connected to the input of the functional converter (22), where the signal is processed according to a given functional dependence, and signals proportional to the lifting force coefficient С у and the angle of attack α of the blade in the cross section along the span z = 0.7R are obtained. The signals from the outputs of the functional converter (22) and the critical value generator C Ukrainian and α cr (23) are sent to the comparison unit (24), where C y and C Ukrainian , as well as α and α cr , are compared, and the comparison results in the form of reserves ΔC y = С уукр , Δα = α-α кр are indicated on the indicator (25).

Обработку сигналов с датчиков перепада давлений осуществляют с помощью разработанных автором математических соотношений, отражающих функциональные зависимости измеряемых перепадов давления на нижней и верхней поверхностях лопасти несущего винта.The processing of signals from differential pressure sensors is carried out using mathematical relations developed by the author, which reflect the functional dependences of the measured pressure drops on the lower and upper surfaces of the rotor blade.

Так, например, напряжения с выходов датчиков 1 и 2, поступающие на вход функционального преобразователя (4), преобразуются в соотношенииSo, for example, the voltage from the outputs of the sensors 1 and 2, supplied to the input of the functional Converter (4), are converted in the ratio

Figure 00000004
,
Figure 00000004
,

где k, k1, k2 - постоянные коэффициенты, зависящие от конструктивных особенностей лопасти несущего винта;where k, k 1 , k 2 are constant coefficients depending on the design features of the rotor blade;

u1, u2 - выходные напряжения датчиков перепада давления 1 и 2;u 1 , u 2 - output voltage of the differential pressure sensors 1 and 2;

u4 - выходное напряжение функционального преобразователя (4).u 4 - output voltage of the functional Converter (4).

Величина напряжения u4 пропорциональна скоростному напору q, а с помощью функционального усилителя (6) входное напряжение u4 преобразуется в соотношение:The magnitude of the voltage u 4 is proportional to the pressure head q, and using the functional amplifier (6), the input voltage u 4 is converted into the ratio:

- на выходе (6-2) получают- at the output (6-2) receive

Figure 00000005
;
Figure 00000005
;

- на выходе (6-1) получают- at the output (6-1) receive

Figure 00000006
;
Figure 00000006
;

где

Figure 00000007
- выходное напряжение функционального преобразователя (6), пропорциональное продольной скорости Vх полета вертолета;
Figure 00000008
- выходное напряжение функционального преобразователя (6), пропорциональное поперечной скорости Vz полета вертолета; а1=a2u9; a2 - постоянная величина; u9 - сигнал с датчика угловой скорости вращения несущего винта, а=ψ1=π/2; b=ψ2=3π/2; с=ψ3=π; d=ψ4=0; ψ - угол азимута лопасти, на которой установлены датчики.Where
Figure 00000007
- the output voltage of the functional Converter (6), proportional to the longitudinal speed V x flight of the helicopter;
Figure 00000008
- the output voltage of the functional Converter (6), proportional to the transverse speed V z of the flight of the helicopter; a 1 = a 2 u 9 ; a 2 is a constant value; u 9 - signal from the sensor of the angular velocity of rotation of the rotor, and = ψ 1 = π / 2; b = ψ 2 = 3π / 2; c = ψ 3 = π; d = ψ 4 = 0; ψ is the azimuth angle of the blade on which the sensors are mounted.

Выходные напряжения u3, u20 преобразовываются в функциональном блоке (интеграторе) (8) в напряжение u8, которое одновременно с сигналами u13, u6, u10 поступает через согласующий блок (11) на вход функционального преобразователя (14), где они преобразуются в напряжение u14, пропорциональное величине тяги T несущего винта вертолета:The output voltages u 3 , u 20 are converted in the functional block (integrator) (8) to the voltage u 8 , which simultaneously with the signals u 13 , u 6 , u 10 enters through the matching block (11) to the input of the functional converter (14), where they are converted to voltage u 14 proportional to the thrust T of the rotor of the helicopter:

Figure 00000009
,
Figure 00000009
,

где u8 - выходное напряжение интегратора (8);

Figure 00000010
,
Figure 00000011
- выходные напряжения функционального преобразователя (10), реализующего зависимости
Figure 00000012
и
Figure 00000013
; a1, a2, a3 - постоянные коэффициенты, зависящие от конструктивных особенностей лопасти несущего винта.where u 8 is the output voltage of the integrator (8);
Figure 00000010
,
Figure 00000011
- output voltage of the functional Converter (10), which implements the dependence
Figure 00000012
and
Figure 00000013
; a 1 , a 2 , a 3 - constant coefficients, depending on the design features of the rotor blade.

Выходные напряжения с датчиков (3) и блока (4), поступающие на вход функционального преобразователя (19), преобразовываются в выходное напряжениеThe output voltages from the sensors (3) and the unit (4) supplied to the input of the functional converter (19) are converted to the output voltage

Figure 00000014
.
Figure 00000014
.

Выходные сигналы с блока (16), в котором реализуются функциональные зависимостиOutput signals from block (16), in which functional dependencies are realized

Figure 00000015
,
Figure 00000015
,

Figure 00000016
,
Figure 00000016
,

поступают совместно с выходным сигналом u19 на вход функционального преобразователя (17), где на его выходе формируется соотношение в видеcome together with the output signal u 19 to the input of the functional transducer (17), where a ratio is formed at its output in the form

Figure 00000017
.
Figure 00000017
.

Выходное напряжение u17 поступает на вход усилителя (18), на выходе которого получаютThe output voltage u 17 is supplied to the input of the amplifier (18), the output of which is obtained

Figure 00000018
,
Figure 00000018
,

пропорциональное полетному весу G вертолета, индицируемому указателем (18А).proportional to the flight weight G of the helicopter, indicated by a pointer (18A).

Выходные напряжения u19 и u20 поступают на вход логического блока (21), на выходе которого формируется напряжениеThe output voltages u 19 and u 20 are fed to the input of the logic block (21), at the output of which a voltage is formed

Figure 00000019
,
Figure 00000019
,

где u19 - функция коэффициента перепада давления

Figure 00000020
от угла азимута, u20 пропорционален ψ.where u 19 is the function of the differential pressure coefficient
Figure 00000020
from the azimuth angle, u 20 is proportional to ψ.

Посредством функционального преобразователя (22) формируется сигналUsing a functional converter (22), a signal is generated

Figure 00000021
,
Figure 00000021
,

т.е. угол атаки α как функция угла азимута ψ.those. angle of attack α as a function of azimuth angle ψ.

Выходные сигналы формирователя критических значений αкру кр) u22 и u23 поступают на вход блока сравнения (24), на выходе которого формируется соотношениеThe output signals of the critical value generator α cr (C y cr ) u 22 and u 23 are fed to the input of the comparison unit (24), at the output of which the relation

u24=u22-u23,u 24 = u 22 -u 23 ,

пропорциональное запасу по углу атаки α (коэффициенту подъемной силы) при эксплуатации (маневрах) вертолета.proportional to the margin of angle of attack α (lift coefficient) during operation (maneuvers) of the helicopter.

Устройство, реализующее способ измерения параметров состояния вертолета в полете, представлено в виде структурно-функциональной блок-схемы (см. фиг.1).A device that implements a method of measuring the state parameters of a helicopter in flight is presented in the form of a structural and functional block diagram (see figure 1).

Датчики перепада давления 1 и 2 регистрируют разность давления между верхней и нижней поверхностями в различных точках по хорде одной из лопастей несущего винта вертолета, своими выходами связаны со входами функционального преобразователя (4). Выход блока (4), а также выход датчика (20) соединены со входом функционального преобразователя (5), выход которого совместно с выходом датчика (9) поступает на вход функционального преобразователя (6), выход последнего соединен с указателем тяги (7).Differential pressure sensors 1 and 2 register the pressure difference between the upper and lower surfaces at different points along the chord of one of the rotor blades of the helicopter, with their outputs connected to the inputs of the functional converter (4). The output of the unit (4), as well as the output of the sensor (20) are connected to the input of the functional converter (5), the output of which, together with the output of the sensor (9), is fed to the input of the functional converter (6), the output of the latter is connected to the thrust indicator (7).

Датчик перепада давления (3), установленный на лопасти несущего винта, своими выходами одновременно с датчиком (20) соединен с входом блока (8). Выход блока (8), а также выходы блоков (10) и (13) поступают на вход блока (11). Выход блока (11) через блок (14) подключен ко входу указателя(15).The differential pressure sensor (3), mounted on the rotor blades, is connected simultaneously with the sensor input (20) to the input of the unit (8) with its outputs. The output of the block (8), as well as the outputs of the blocks (10) and (13) go to the input of the block (11). The output of the block (11) through the block (14) is connected to the input of the pointer (15).

Датчик перепада давления (3) своими выходами, одновременно с выходами блока (4), соединен со входами блока (19). Выход блока (17) соединен со входом блока (18), а выход последнего подключен ко входу указателя (18А).The differential pressure sensor (3) with its outputs, simultaneously with the outputs of the unit (4), is connected to the inputs of the unit (19). The output of the block (17) is connected to the input of the block (18), and the output of the latter is connected to the input of the pointer (18A).

Выход функционального преобразователя (19), одновременно с выходом датчика (20), подключен на вход функционального преобразователя (21), выход которого через блок (22) подключен ко входу блока (24). Одновременно вход (24) соединен с выходом блока (23). Указатель (25) своим входом соединен с выходом блока (24).The output of the functional converter (19), simultaneously with the output of the sensor (20), is connected to the input of the functional converter (21), the output of which through the block (22) is connected to the input of the block (24). At the same time, the input (24) is connected to the output of the unit (23). The pointer (25) is connected by its input to the output of the block (24).

Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.

Сигналы с выходов датчиков (1) и (2), пропорциональные перепадам давления на верхней и нижней поверхностях профиля лопасти несущего винта вертолета, поступают на функциональный преобразователь (4). Сигнал с выхода функционального преобразователя (4) и датчика (20) поступает на вход функционального преобразователя (5). Сигналы с выхода блоков (5) и (9) поступают на вход указателя (7) через функциональный преобразователь (6).The signals from the outputs of the sensors (1) and (2), proportional to the pressure drops on the upper and lower surfaces of the rotor blade profile of the helicopter, are fed to the functional converter (4). The signal from the output of the functional converter (4) and the sensor (20) is fed to the input of the functional converter (5). The signals from the output of blocks (5) and (9) are fed to the input of the pointer (7) through a functional converter (6).

Сигнал с датчика перепада давления (3), пропорциональный перепаду давления на лопасти несущего винта, поступает на вход функционального преобразователя (интегратора) (6), на вход блока (8) поступает сигнал с датчика (20).The signal from the differential pressure sensor (3), proportional to the differential pressure across the rotor blades, is fed to the input of the functional converter (integrator) (6), and the signal from the sensor (20) is transmitted to the input of the unit (8).

Выход блока (8), а также выходы блоков (10) и (18) подключены ко входам блока (11). Выход блока (11) через блок (14) соединен с указателем (15).The output of the block (8), as well as the outputs of the blocks (10) and (18) are connected to the inputs of the block (11). The output of the block (11) through the block (14) is connected to the pointer (15).

Сигнал с датчика перепада давления (3), пропорциональный перепаду давления на лопасти несущего винта, а также выход блока (4) поступают на вход функционального преобразователя (19). Выходы блоков (19) и (16) подключены ко входу блока (17), а выход последнего через блок (18) - на указатель (18А).The signal from the differential pressure sensor (3), proportional to the differential pressure across the rotor blades, as well as the output of the unit (4) are fed to the input of the functional converter (19). The outputs of the blocks (19) and (16) are connected to the input of the block (17), and the output of the latter through the block (18) is connected to a pointer (18A).

Выход функционального преобразователя (19), а также выход датчика (20) соединены со входами функционального преобразователя (21), выход которого через блок (22) соединен со входом блока (24). Выход блока (23) подключен ко входу блока (24), а выход последнего соединен со входом указателя (25).The output of the functional converter (19), as well as the output of the sensor (20) are connected to the inputs of the functional converter (21), the output of which through the block (22) is connected to the input of the block (24). The output of the block (23) is connected to the input of the block (24), and the output of the latter is connected to the input of the pointer (25).

Все датчики перепадов давления оснащены фильтрами выходного высокочастотного напряжения и конструктивно выполнены в виде блоков.All differential pressure sensors are equipped with high-frequency voltage output filters and are structurally made in the form of blocks.

В настоящее время предлагаемый способ аэромеханического измерения параметров состояния вертолета в полете и устройство для его осуществления с применением разработанных автором математических алгоритмов обработки сигналов с датчиков перепада давления, установленных непосредственно на лопасти несущего винта вертолета Ми-8, были апробированы. Получены положительные результаты с рекомендациями серийного применения предлагаемого технического решения, на что имеются соответствующие документы от 5-го отделения ЦАГИ, ОКБ им. Миля.Currently, the proposed method of aeromechanical measurement of the state parameters of a helicopter in flight and a device for its implementation using the mathematical algorithms developed by the author for processing signals from differential pressure sensors installed directly on the rotor blades of a Mi-8 helicopter have been tested. Positive results were obtained with recommendations for the serial application of the proposed technical solution, for which there are relevant documents from the 5th branch of TsAGI, OKB im. Mile.

Claims (2)

1. Аэромеханический способ измерения параметров состояния вертолета в полете, заключающийся в обработке функциональными преобразователями сигналов от установленных на одной из лопастей несущего винта вертолета датчиков перепада воздушного давления на верхней и нижней несущих поверхностях лопасти, и индицировании каждого из измеряемых параметров с помощью соответствующего указателя, отличающийся тем, что используют три датчика перепада воздушного давления, которые располагают по хорде профиля на одинаковых расстояниях от оси вращения упомянутой лопасти, при этом
продольную скорость Vx и поперечную скорость Vz (вдоль оси 0z связанной системы координат) полета вертолета определяют по напряжениям uVx и uVz на выходах соответствующего функционального преобразователя в соответствии с соотношениями
Figure 00000022
,
Figure 00000023
,
где uq - напряжение, отображающее скоростной напор q,
a=ψ1=π/2, b=ψ2=3π/2, c=ψ3=π, d=ψ4=0, ψ - угол азимута лопасти,
a1=a2uω,
а2 - постоянная величина,
uω - напряжение, отображающее частоту ω вращения несущего винта,
с промежуточным определением напряжения uq по соотношению
uq=k1u1+k2u2,
где k1, k2 - постоянные коэффициенты, зависящие от конструктивных особенностей лопасти несущего винта,
u1, u2 - выходные напряжения первого и второго датчиков перепада воздушного давления,
тягу несущего винта вертолета определяют по напряжению uT на выходе соответствующего функционального преобразователя в соответствии с соотношением
Figure 00000024
,
где b1, b2, b3 - постоянные величины,
uИНТ - напряжение, полученное путем интегрального
преобразования выходных сигналов третьего датчика перепада воздушного давления, а также сигналов, отображающих частоту ω вращения несущего винта и угол ψ азимута лопасти, т.е. отображающее осредненное за один оборот винта значение перепада давления,
uω пр(1), uω пр(2) - функционально преобразованные напряжения, отображающие частоту ω вращения несущего винта,
uρ - напряжение, отображающее плотность ρ воздуха за бортом вертолета,
полетный вес G вертолета определяют по напряжению uG на выходе соответствующего функционального преобразователя напряжения в соответствии с соотношением
Figure 00000025
,
где k, b4, b5 - постоянные величины,
uP - напряжение, отображающее давление P при заданном угле ψ азимута лопасти,
угол α атаки определяют по напряжению uα на выходе соответствующего функционального преобразователя в соответствии с соотношением
uα=uСу,α-uСу,α кр,
где uСу,α - сигнал, пропорциональный коэффициенту Су подъемной силы и углу α атаки,
uСу,α кр - сигнал, отображающий критические значения коэффициента Су кр подъемной силы и угла αкр атаки.
1. The aeromechanical method of measuring the parameters of the state of the helicopter in flight, which consists in processing the functional converters of the signals from the differential pressure sensors installed on one of the rotor blades of the helicopter on the upper and lower bearing surfaces of the blades, and indicating each of the measured parameters using the corresponding pointer, characterized the fact that they use three air pressure difference sensors, which are located along the chord of the profile at equal distances from the axis of rotation tions of said blade, wherein
the longitudinal velocity V x and the transverse velocity V z (along the axis 0z of the associated coordinate system) of the helicopter flight are determined by the voltages u Vx and u Vz at the outputs of the corresponding functional converter in accordance with the relations
Figure 00000022
,
Figure 00000023
,
where u q is the voltage representing the pressure head q,
a = ψ 1 = π / 2, b = ψ 2 = 3π / 2, c = ψ 3 = π, d = ψ 4 = 0, ψ is the blade azimuth angle,
a 1 = a 2 u ω ,
and 2 is a constant value,
u ω is the voltage representing the rotational speed ω of the rotor,
with an intermediate determination of the voltage u q by the ratio
u q = k 1 u 1 + k 2 u 2 ,
where k 1 , k 2 are constant coefficients depending on the design features of the rotor blade,
u 1 , u 2 - output voltages of the first and second differential pressure sensors,
the thrust of the rotor of the helicopter is determined by the voltage u T at the output of the corresponding functional Converter in accordance with the ratio
Figure 00000024
,
where b 1 , b 2 , b 3 - constant values,
u INT - voltage obtained by integral
conversion of the output signals of the third differential pressure sensor, as well as signals representing the rotor speed ω and the blade azimuth angle ψ, i.e. showing the differential pressure averaged over one revolution of the screw,
u ω ol (1) , u ω ol (2) are functionally converted voltages representing the rotor speed ω of the rotor,
u ρ is the voltage representing the density ρ of air behind the side of the helicopter,
the flight weight G of the helicopter is determined by the voltage u G at the output of the corresponding functional voltage converter in accordance with the ratio
Figure 00000025
,
where k, b 4 , b 5 are constant values,
u P is the voltage representing the pressure P for a given angle ψ of the azimuth of the blade,
the angle of attack α is determined by the voltage u α at the output of the corresponding functional Converter in accordance with the ratio
u α = u Su, α -u Su, α cr ,
where u Su, α is a signal proportional to the coefficient C of the lifting force and angle of attack α,
u Su, α cr - signal reflecting the critical values of the coefficient C y cr cr lifting force and angle α cr attack.
2. Устройство для измерения параметров состояния вертолета в полете, содержащее установленные на одной из лопастей несущего винта вертолета датчики перепада воздушного давления на верхней и нижней несущих поверхностях лопасти, функциональные преобразователи и указатели измеряемых параметров, отличающееся тем, что три датчика перепада давления расположены по хорде профиля на одинаковых расстояниях от оси вращения упомянутой лопасти, функциональные преобразователи сгруппированы в четыре группы с подключением выхода каждой из групп к одному из четырех указателей измеряемых параметров, при этом
в первой группе имеются первый функциональный преобразователь, выполненный в виде усилителя, второй функциональный преобразователь, выполненный в виде передающего светодиодного блока, и третий функциональный преобразователь, выполненный в виде формирователя напряжений, пропорциональных продольной скорости Vx и поперечной скорости Vz (вдоль оси 0z связанной системы координат) полета вертолета, при этом входы первого функционального преобразователя подключены к выходам первого и второго датчиков перепада воздушного давления, входы второго функционального преобразователя - к выходам первого функционального преобразователя и датчика угла азимута лопасти, входы третьего функционального преобразователя - к выходам второго функционального преобразователя и датчика частоты вращения несущего винта, а выходы третьего функционального преобразователя являются выходами сигналов продольной скорости Vx и поперечной скорости Vz,
во второй группе имеются первый функциональный преобразователь, выполненный в виде интегратора, второй функциональный преобразователь, выполненный в виде согласующего блока, третий функциональный преобразователь, выполненный в виде преобразователя частоты в напряжение, четвертый функциональный преобразователь, выполненный в виде вычислительного блока, и пятый функциональный преобразователь, выполненный в виде преобразователя плотности воздуха за бортом в напряжение, при этом входы первого функционального преобразователя подключены к выходам третьего датчика перепада воздушного давления и датчика угла азимута лопасти, входы второго функционального преобразователя - к выходу первого, третьего и пятого функциональных преобразователей, вход третьего функционального преобразователя - к выходу датчика частоты вращения несущего винта, вход четвертого функционального преобразователя - к выходу второго функционального преобразователя, входы пятого функционального преобразователя - к выходам датчика частоты вращения несущего винта и датчика плотности воздуха за бортом, выход четвертого функционального преобразователя является выходом сигнала тяги
uT,
в третьей группе имеются первый функциональный преобразователь, выполненный в виде преобразователя давления в напряжение при заданном угле азимута лопасти, второй функциональный преобразователь, выполненный в виде преобразователя полетного веса в напряжение, третий функциональный преобразователь, выполненный в виде преобразователя сигнала продольной скорости в напряжение, четвертый функциональный преобразователь, выполненный в виде усилителя, при этом входы первого функционального преобразователя подключены к выходам третьего датчика перепада воздушного давления и выходам первого функционального преобразователя первой группы, формирующего сигнал, пропорциональный скоростному напору, входы второго функционального преобразователя подключены к выходам первого и третьего преобразователей, входы четвертого функционального преобразователя подключены к выходам второго функционального преобразователя и пятого функционального преобразователя второй группы, а его выход является выходом сигнала полетного веса G вертолета,
в четвертой группе имеются первый функциональный преобразователь, выполненный в виде логического блока, второй функциональный преобразователь, выполненный в виде преобразователя коэффициента подъемной силы в напряжение, и третий функциональный преобразователь, выполненный в виде преобразователя запаса по углу атаки α в напряжение, при этом входы первого функционального преобразователя подключены к выходам первого функционального преобразователя третьей группы и датчика угла азимута лопасти, вход второго функционального преобразователя подключен к выходу первого функционального преобразователя, входы третьего функционального преобразователя подключены к выходам второго функционального преобразователя и формирователя критического угла атаки, а выход третьего функционального преобразователя является выходом сигнала угла α атаки.
2. A device for measuring the parameters of the state of the helicopter in flight, containing installed on one of the blades of the main rotor of the helicopter air differential pressure sensors on the upper and lower bearing surfaces of the blade, functional transducers and indicators of measured parameters, characterized in that the three differential pressure sensors are located on the chord profile at equal distances from the axis of rotation of the said blade, functional converters are grouped into four groups with the output of each group connected to one of the four pointers of the measured parameters, while
in the first group there is a first functional converter made in the form of an amplifier, a second functional converter made in the form of a transmitting LED block, and a third functional converter made in the form of a voltage shaper proportional to the longitudinal velocity V x and the transverse velocity V z (along the axis 0z connected coordinate system) of a helicopter flight, while the inputs of the first functional converter are connected to the outputs of the first and second sensors of the differential air pressure, inputs of the functional converter to the outputs of the first functional converter and the blade azimuth angle sensor, the inputs of the third functional converter to the outputs of the second functional converter and the rotor speed sensor, and the outputs of the third functional converter are the outputs of the longitudinal velocity V x and transverse speed V z ,
in the second group there is a first functional converter made in the form of an integrator, a second functional converter made in the form of a matching unit, a third functional converter made in the form of a frequency to voltage converter, a fourth functional converter made in the form of a computing unit, and a fifth functional converter, made in the form of an air density transformer overboard to voltage, while the inputs of the first functional transducer are connected to the outputs of the third differential pressure sensor and the azimuth angle sensor of the blade, the inputs of the second functional converter to the output of the first, third and fifth functional converters, the input of the third functional converter to the output of the rotor speed sensor, the input of the fourth functional converter to the output of the second functional converter, the inputs of the fifth functional converter to the outputs of the rotor speed sensor and air density sensor for more that the output of the fourth function converter is output thrust signal
u T ,
in the third group there is a first functional converter made in the form of a pressure to voltage converter for a given blade azimuth angle, a second functional converter made in the form of a flight weight to voltage converter, a third functional converter made in the form of a longitudinal velocity to voltage signal converter, and a fourth functional a converter made in the form of an amplifier, while the inputs of the first functional converter are connected to the outputs of the third the differential pressure sensor and the outputs of the first functional converter of the first group, generating a signal proportional to the pressure head, the inputs of the second functional converter are connected to the outputs of the first and third converters, the inputs of the fourth functional converter are connected to the outputs of the second functional converter and the fifth functional converter of the second group, and its the output is the output of the flight weight signal G of the helicopter,
in the fourth group there is a first functional converter, made in the form of a logical unit, a second functional converter, made in the form of a converter of the coefficient of lift to voltage, and a third functional converter, made in the form of a margin converter for the angle of attack α to voltage, while the inputs of the first functional the transducer is connected to the outputs of the first functional transducer of the third group and the blade azimuth angle sensor, the input of the second functional transformer The actuator is connected to the output of the first functional transducer, the inputs of the third functional transducer are connected to the outputs of the second functional transducer and the shaper of the critical angle of attack, and the output of the third functional transducer is the output of the signal of the angle of attack α.
RU2007142345/11A 2007-11-16 2007-11-16 Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation RU2352914C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007142345/11A RU2352914C1 (en) 2007-11-16 2007-11-16 Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007142345/11A RU2352914C1 (en) 2007-11-16 2007-11-16 Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2352914C1 true RU2352914C1 (en) 2009-04-20

Family

ID=41017873

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007142345/11A RU2352914C1 (en) 2007-11-16 2007-11-16 Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2352914C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2497718C1 (en) * 2012-03-30 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" имени Г.А. Ильенко" (ОАО "ЭЛАРА") Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour
RU2561783C1 (en) * 2014-04-30 2015-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method of determining attack angle of flow-separation from smooth surfaces of models
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
RU2713585C1 (en) * 2019-01-29 2020-02-05 Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" Method of forming air-speed parameters of a manoeuvrable object

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2497718C1 (en) * 2012-03-30 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" имени Г.А. Ильенко" (ОАО "ЭЛАРА") Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour
RU2561783C1 (en) * 2014-04-30 2015-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method of determining attack angle of flow-separation from smooth surfaces of models
RU2713585C1 (en) * 2019-01-29 2020-02-05 Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" Method of forming air-speed parameters of a manoeuvrable object
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
RU2352914C1 (en) Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation
Crawford et al. Aircraft wind measurement considering lift-induced upwash
US11299289B1 (en) Angle-of-attack determination for aircraft stall protection
US4702106A (en) Method for determining the horizontal airspeed of helicopters in low speed ranges
CN114910244A (en) Full-aircraft model gust load alleviation wind tunnel test method based on forward-looking feedback
Liu et al. Aerodynamic investigations of low-aspect-ratio thin plate wings at low Reynolds numbers
Taymourtash et al. Unsteady load assessment of a scaled-helicopter model in a ship airwake
Lee-Rausch et al. FUN3D airloads predictions for the full-scale UH-60A airloads rotor in a wind tunnel
Totah A critical assessment of UH-60 main rotor blade airfoil data
Ivchin et al. Development of the technical solution to prevent a single-rotor helicopter from entering uncontrolled rotation
Mangalam et al. Unsteady aerodynamic observables for gust load alleviation
RU2336533C2 (en) Aeromechanical method of measurement of air-speed parameters of flight trajectory and device for its implementation
El-Ramly et al. Flow survey of the vortex wake behind wings
Sjoberg Flight Measurements with the Douglas D-558-II (buaero No. 37974) Research Airplane: Static Lateral and Directional Stability Characteristics as Measured in Sideslips at Mach Numbers up to 0.87
WO2020141316A1 (en) Improvements in or relating to angle of attack sensing
Kaletka Evaluation of the helicopter low airspeed system lassie
Islam et al. Design of an active gust load alleviation system for small uas using a flush airdata sensing system
RU195166U1 (en) Rotor Flow Meter
Ferris Static aerodynamic characteristics of a model with a 17 percent thick supercritical wing
Katzoff et al. Ground Effect on Downwash Angles and Walk Location
DeAngelis et al. Buffet characteristics of the F-8 supercritical wing airplane
Mangalam In-Flight Attachment Line Motion Estimation
Croom Low-speed wind-tunnel parametric investigation of flight spoilers as trailing-vortex-alleviation devices on a transport aircraft model
Monaghan Flight-measured buffet characteristics of a supercritical wing and a conventional wing on a variable-sweep airplane
Taymourtash et al. Experimenting Rotorcraft Flight in Complex Environmental Conditions Using the Wind Tunnel: Helicopter Ship Landing Case

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20091117

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20110510

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20121117