RU2629615C1 - Device for indicating stall in helicopter rotor blades - Google Patents

Device for indicating stall in helicopter rotor blades Download PDF

Info

Publication number
RU2629615C1
RU2629615C1 RU2016132252A RU2016132252A RU2629615C1 RU 2629615 C1 RU2629615 C1 RU 2629615C1 RU 2016132252 A RU2016132252 A RU 2016132252A RU 2016132252 A RU2016132252 A RU 2016132252A RU 2629615 C1 RU2629615 C1 RU 2629615C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
unit
fiber
analysis unit
Prior art date
Application number
RU2016132252A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Иван Ефимович Мухин
Станислав Леонидович Селезнев
Павел Валентинович Дмитриев
Михаил Георгиевич Рождественский
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро "Авиаавтоматика"
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 Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро "Авиаавтоматика" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро "Авиаавтоматика"
Priority to RU2016132252A priority Critical patent/RU2629615C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2629615C1 publication Critical patent/RU2629615C1/en

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32Rotors
    • B64C27/46Blades
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01LMEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L3/00Measuring torque, work, mechanical power, or mechanical efficiency, in general
    • G01L3/02Rotary-transmission dynamometers
    • G01L3/04Rotary-transmission dynamometers wherein the torque-transmitting element comprises a torsionally-flexible shaft
    • G01L3/045Rotary-transmission dynamometers wherein the torque-transmitting element comprises a torsionally-flexible shaft by measuring variations of frequency of stressed vibrating elements
    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M11/00Testing of optical apparatus; Testing structures by optical methods not otherwise provided for
    • G01M11/08Testing mechanical properties
    • G01M11/083Testing mechanical properties by using an optical fiber in contact with the device under test [DUT]

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: device for indicating a stall in the helicopter rotor blades contains fiber-optical sensors with optical input/output, fixed on the surfaces of non-rotating parts of the helicopter's swashplate, a panel stall indicating light, an electric data transfer bus bar, fiber-optical cable, fiber-optical connector, recorder unit. The recorder unit contains a spectral analysis unit, a digital-to-analog converter, a fiber-optical switching unit, a light source unit, a data storage unit, a data analysis unit, a power supply unit, an agile bandpass filter, two threshold devices, an AND circuit, a low-pass filter connected in a certain way.
EFFECT: flight safety by increasing the probability of detecting a flow stall.
3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, а именно к системе контроля технического состояния деталей и узлов конструкций вертолета.The invention relates to the field of aviation, and in particular to a system for monitoring the technical condition of parts and components of helicopter structures.

Известно устройство для определения срыва воздушного потока с аэродинамической поверхности (а.с. №1172203, МПК B64D/02, приоритет 13.03.84), которое содержит датчик - чувствительный элемент, выполненный в виде нанесенных на немагнитную подложку клиновидного токопроводящего основания, изоляционной пленки, ферромагнитной пленки и изоляционной пленки с контактами, соединенными группами между собой, и регистратором, генератор переменного напряжения, генератор тока, прямоугольную пластину из материала с высоким удельным электрическим сопротивлением и транзистор, при этом чувствительный элемент датчика нанесен на прямоугольную металлическую пластину из материала с высоким удельным электрическим сопротивлением, которая размещена параллельно хорде аэродинамической поверхности от ее задней кромки до точки максимальной толщины профиля.A device for determining the stall of the air flow from an aerodynamic surface (AS No. 1172203, IPC B64D / 02, priority 13.03.84), which contains a sensor is a sensitive element made in the form of a wedge-shaped conductive base deposited on a non-magnetic substrate, an insulating film, a ferromagnetic film and an insulating film with contacts interconnected by groups, and a recorder, an alternator, a current generator, a rectangular plate made of a material with high electrical resistivity and a transistor, wherein the sensitive sensor element is supported on a rectangular metal plate of a material with high electrical resistivity which is arranged parallel to the chord of the airfoil from its rear edge to a point of maximum profile thickness.

Недостатком устройства является конструктивная сложность, что усложняет процесс съема сигналов датчиков срыва воздушного потока с лопастей вертолета, низкая вероятность обнаружения момента срыва потока с лопастей вертолета.The disadvantage of this device is the structural complexity, which complicates the process of picking up signals of airflow stall sensors from the helicopter blades, low probability of detecting the moment of flow stall from the helicopter blades.

Наиболее близким аналогом является «Устройство для индикации срыва потока на лопастях несущего винта вертолета», патент №2555258, МПК B64D 43/02, В64С 27/46. Устройство содержит волоконно-оптические датчики, размещенные на неподвижной части автомата перекоса вертолета (на качалке продольного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета, на качалке поперечного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета, на рычаге общего шага установки лопастей вертолета); волоконно-оптический соединитель, предназначенный для суммирования сигналов волоконно-оптических датчиков, волоконно-оптический кабель для передачи оптических сигналов от волоконно-оптического соединителя до блока-регистратора, электрическую шину передачи данных о стадии срыва потока на панельный блок индикации стадий срыва потока, блок волоконно-оптической коммутации, предназначенный для последовательной коммутации отраженных сигналов от волоконно-оптических датчиков на блок спектрального анализа, блок источника света, предназначенный для формирования широкополосного лазерного излучения и подачи этих сигналов через блок коммутации в направлении волоконно-оптических датчиков, блок хранения информации, предназначенный для долговременного хранения информации о механических нагрузках, действующих на невращающихся деталях автомата перекоса, блок электропитания, предназначенный для питания блока-регистратора, блок анализа информации, предназначенный для преобразования сигналов блока спектрального анализа в цифровой код, блок спектрального анализа, предназначенный для преобразования статических и динамических механических изменений напряжений автомата перекоса в изменении длины отраженной от волоконно-оптических датчиков оптической волны, цифроаналоговый преобразователь, предназначенный для преобразования цифрового кода сигналов блока анализа информации в аналоговый сигнал.The closest analogue is "Patent No. 2555258, IPC B64D 43/02, B64C 27/46. The device contains fiber-optic sensors located on the fixed part of the helicopter swashplate (on the rocker for longitudinal control of the cyclic pitch of the installation of the helicopter blades, on the rocker of the lateral control for the cyclic pitch of the installation of the helicopter blades, on the lever for the general pitch of the installation of the helicopter blades); fiber-optic connector for summing the signals of fiber-optic sensors, fiber-optic cable for transmitting optical signals from the fiber-optic connector to the recorder unit, an electric bus for transmitting data on the stage of flow stall to a panel block for indicating stages of flow stall, fiber -optical switching, designed for sequential switching of reflected signals from fiber-optic sensors to a spectral analysis unit, a light source unit, Designed for generating broadband laser radiation and supplying these signals through a switching unit in the direction of fiber-optic sensors, an information storage unit designed for long-term storage of information about mechanical loads acting on non-rotating parts of the swashplate, an power supply unit designed to power the recorder unit, an information analysis unit for converting signals of a spectral analysis unit into a digital code, a spectral analysis unit, Designed to convert static and dynamic mechanical changes in the voltage of the swashplate into a change in the length of the optical wave reflected from the fiber-optic sensors, a digital-to-analog converter is designed to convert the digital code of the signals of the information analysis unit into an analog signal.

Недостатком прототипа является относительно небольшая вероятность обнаружения момента срыва потока с лопастей вертолета, так как измерение механических нагрузок на невращающихся деталях автомата перекоса вертолета приводит к интегрированию парциальных нагрузок на лопастях, как следствие, к их усреднению по времени, что в свою очередь снижает точность измерения.The disadvantage of the prototype is the relatively small probability of detecting the moment of flow stall from the helicopter blades, since the measurement of mechanical loads on non-rotating parts of the helicopter swash plate leads to the integration of partial loads on the blades, and as a result, their averaging over time, which in turn reduces the measurement accuracy.

Технической задачей изобретения является повышение вероятности обнаружения момента срыва потока с лопастей вертолета за счет введения дополнительного признака - гармоники частоты вращения несущих лопастей вертолета.An object of the invention is to increase the likelihood of detecting a moment of flow stall from the helicopter blades due to the introduction of an additional feature - the harmonic of the rotational speed of the helicopter rotor blades.

Техническим результатом изобретения является обеспечение безопасности полета за счет повышения вероятности обнаружения срыва потока при одновременном использовании двух признаков: измерения механических напряжений на автомате перекоса и амплитуды напряжения гармоники сигнала частоты вращения несущих лопастей вертолета.The technical result of the invention is to ensure flight safety by increasing the likelihood of detecting flow stall while using two features: measuring mechanical stresses on the swash plate and the amplitude of the harmonic voltage of the signal of the frequency of rotation of the rotor blades of the helicopter.

Технический результат достигается тем, что устройство для индикации срыва потока на лопастях вертолета, содержащее не менее двух волоконно-оптических датчиков с оптическим входом-выходом, каждый из которых имеет свою полосу рабочих частот в спектре излучения блока источника света, которые жестко закреплены на поверхностях невращающихся деталей автомата перекоса вертолета, таких как качалка продольного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета, качалка поперечного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета, рычаг управления общим шагом установки лопастей вертолета, волоконно-оптический соединитель, волоконно-оптический кабель, электрическую шину передачи данных о стадии срыва потока, панельный индикатор стадий срыва потока, блок-регистратор, включающий в себя блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок хранения информации, блок спектрального анализа, цифроаналоговый преобразователь, блок анализа информации, блок электропитания, перестраиваемый полосовой фильтр, первое пороговое устройство, второе пороговое устройство, схема «И», фильтр нижних частот, при этом волоконно-оптические датчики с оптическим входом-выходом через волоконно-оптический соединитель и волоконно-оптический кабель соединены с входом-выходом блока волоконно-оптической коммутации, выход блока волоконно-оптической коммутации соединен с первым входом блока спектрального анализа, выход блока спектрального анализа соединен с первым входом блока анализа информации, второй выход блока анализа информации соединен с третьим входом блока спектрального анализа, третий выход блока спектрального анализа соединен с первым входом цифроаналогового преобразователя, вход блока волоконно-оптической коммутации соединен с первым выходом блока источника света, второй вход которого соединен с первым выходом блока анализа информации, второй выход блока источника света соединен со вторым входом блока анализа информации, третий вход которого соединен с выходом блока хранения информации, первый вход блока хранения информации соединен с четвертым выходом блока анализа информации, второй вход блока хранения информации соединен с первым выходом блока электропитания, седьмой выход которого соединен с первым входом блока источника света, второй выход блока электропитания соединен с четвертым выходом блока анализа информации, пятый выход блока электропитания соединен со вторым входом цифроаналогового преобразователя, четвертый выход блока электропитания соединен со вторым входом блока спектрального анализа, отличающий тем, что с целью повышения вероятности обнаружения срыва потока в него введены перестраиваемый полосовой фильтр, первое пороговое устройство, второе пороговое устройство, схема «И», фильтр нижних частот, при этом выход цифроаналогового преобразователя соединен с входом фильтра нижних частот и входом перестраиваемого полосового фильтра, выход которого соединен с первым входом первого порогового устройства, выход которого соединен с первым входом первого порогового устройства, выход которого соединен со вторым входом схемы «И», а выход которой выходит на электрическую шину передачи данных, выход второго порогового устройства соединен с первым входом схемы «И», третий выход блока электропитания соединен со вторым входом второго порогового устройства, шестой выход блока электропитания соединен со вторым входом первого порогового устройства.The technical result is achieved in that a device for indicating flow stall on the helicopter blades, containing at least two fiber-optic sensors with optical input-output, each of which has its own operating frequency band in the radiation spectrum of the light source unit, which are rigidly fixed to non-rotating surfaces parts of the helicopter swashplate, such as a rocker for longitudinal control of the cyclic pitch of the installation of the blades of the helicopter flight, control lever for the general installation step of the helicopter blades, fiber-optic connector, fiber-optic cable, electric bus for transmitting data on the stage of flow stall, panel indicator of stages of flow stall, block recorder, including fiber optic switching unit, source block light, information storage unit, spectral analysis unit, digital-to-analog converter, information analysis unit, power supply unit, tunable band-pass filter, first threshold device, second threshold structure, “I” circuit, low-pass filter, while fiber-optic sensors with optical input-output through a fiber-optic connector and a fiber-optic cable are connected to the input-output of the fiber-optic switching unit, the output of the fiber-optic switching unit is connected with the first input of the spectral analysis unit, the output of the spectral analysis unit is connected to the first input of the information analysis unit, the second output of the information analysis unit is connected to the third input of the spectral analysis unit, the third output of Spectral analysis is connected to the first input of the digital-to-analog converter, the input of the fiber optic switching unit is connected to the first output of the light source unit, the second input of which is connected to the first output of the information analysis unit, the second output of the light source unit is connected to the second input of the information analysis unit, third input which is connected to the output of the information storage unit, the first input of the information storage unit is connected to the fourth output of the information analysis unit, the second input of the information storage unit inen with the first output of the power supply unit, the seventh output of which is connected to the first input of the light source unit, the second output of the power supply unit is connected to the fourth output of the information analysis unit, the fifth output of the power supply unit is connected to the second input of the digital-to-analog converter, the fourth output of the power supply unit is connected to the second input of the unit spectral analysis, characterized in that in order to increase the likelihood of detecting flow stall, a tunable band-pass filter is introduced into it, the first threshold device the second threshold device, an “I” circuit, a low-pass filter, while the output of the digital-to-analog converter is connected to the input of the low-pass filter and the input of a tunable band-pass filter, the output of which is connected to the first input of the first threshold device, the output of which is connected to the first input of the first threshold a device whose output is connected to the second input of the And circuit, and the output of which goes to the electric data bus, the output of the second threshold device is connected to the first input of the And circuit, the third you the stroke of the power supply unit is connected to the second input of the second threshold device, the sixth output of the power supply unit is connected to the second input of the first threshold device.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлена блок-схема соединения блока регистратора с общим устройством для индикации срыва потока, на фиг. 2 представлена приведена структурная схема размещения волоконно-оптических датчиков на невращающихся деталях автомата перекоса, на фиг. 3 функциональная блок-схема регистратора.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 is a block diagram of a connection of a recorder unit with a common device for indicating flow stall, FIG. 2 shows a structural diagram of the placement of fiber-optic sensors on non-rotating parts of the swashplate, FIG. 3 functional block diagram of the recorder.

1. блок волоконно-оптической коммутации;1. fiber optic switching unit;

2. блок источника света;2. light source unit;

3. блок хранения информации;3. information storage unit;

4. блок электропитания;4. power supply unit;

5. блок анализа информации;5. information analysis unit;

6. блок спектрального анализа;6. block spectral analysis;

7. цифроаналоговый преобразователь сигнала;7. digital-to-analog signal converter;

8. перестраиваемый полосовой фильтр;8. tunable band-pass filter;

9. первое пороговое устройство;9. the first threshold device;

10. схема «И»;10. scheme "And";

11. второе пороговое устройство;11. the second threshold device;

12. фильтр нижних частот;12. low pass filter;

13. блок-регистратор;13. block recorder;

14. панельный индикатор стадии срыва потока;14. panel indicator stage stall flow;

15. автомат перекоса;15. swash plate;

16. волоконно-оптический кабель;16. fiber optic cable;

17. электрическая шина передачи данных;17. electric data bus;

18. волоконно-оптические датчики;18. fiber optic sensors;

19. качалка продольного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета;19. Rocking longitudinal control of the cyclic pitch of the installation of the helicopter blades;

20. качалка поперечного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета;20. rocking cross control cyclic pitch installation of the helicopter blades;

21. рычаг общего шага установки лопастей вертолета;21. the lever for the overall installation step of the helicopter blades;

22. волоконно-оптический соединитель.22. fiber optic connector.

На фиг. 1 приведена структурная схема устройства для индикации срыва потока, состоящая из автомата перекоса (15), волоконно-оптического кабеля (16), блока регистратора (13), электрической шины передачи данных (17), панельного индикатора стадии срыва потока (14), при этом автомат перекоса соединен через волоконно-оптический кабель (16) с о входом блока регистратора (13), выход которого через электрическую щину данных соединен с панельным индикатором (14).In FIG. 1 is a structural diagram of a device for indicating flow stall, consisting of a swashplate (15), fiber optic cable (16), a recorder unit (13), an electric data bus (17), a panel indicator of the stage of flow stall (14), when In this case, the swashplate is connected via a fiber-optic cable (16) to the input of the recorder unit (13), the output of which through the electrical data bus is connected to a panel indicator (14).

На фиг. 2 приведена схема механизма автомата перекоса, состоящая из волоконно-оптического кабеля (15), волоконно-оптического датчика (18), качалки продольного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета (19), качалки поперечного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета (20), рычага общего шага установки лопастей вертолета (21), волоконно-оптического соединителя (22) при этом с волоконно-оптических датчиков (18), расположенных на качалке продольного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета (19), качалке поперечного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета (20), рычаге общего шага установки лопастей вертолета (21), сигналы подаются на волоконно-оптический соединитель (22), а с него на вход блока регистратора через волоконно-оптический кабель (16).In FIG. 2 shows a diagram of the mechanism of the swashplate, consisting of a fiber optic cable (15), a fiber optic sensor (18), a rocker for longitudinal control of the cyclic pitch of the helicopter blades (19), a rocker for lateral control of the cyclic pitch of the helicopter blades (20), a lever the total installation step of the helicopter blades (21), the fiber-optic connector (22) in this case with fiber-optic sensors (18) located on the longitudinal control rocker cyclic pitch installation of the helicopter blades (19), rocker echnogo cyclic pitch control setting helicopter blades (20), the collective pitch lever installation helicopter blades (21), signals are applied to the optical fiber connector (22) and from it to the recorder input unit via an optical fiber cable (16).

На фиг. 3 приведена структурная схема блок-регистратора, состоящая из блока волоконно-оптической коммутации (1), блока источника света (2), блока хранения информации (3), блока электропитания (4), блока анализа информации (5), блока спектрального анализа (6), цифроаналогового преобразователя (7), перестраиваемого полосового фильтра (8), первого порогового устройства (9), схемы «И» (10), второго порогового устройства (11), фильтра нижних частот (12) при этом вход-выход блока волоконно-оптической коммутации (1) связан с волоконно-оптическим кабелем (16), его выход связан с первым входом блока спектрального анализа (6), вход блока волоконно-оптической коммутации (1) соединен с первым выходом блока источника света (2), второй вход блока источника света соединен с первым выходом блока анализа информации (5), второй выход блока источника света (2) соединен со вторым входом блока анализа информации (5), первый вход блока источника света (2) соединен с седьмым выходом блока электропитания (4), второй выход блока анализа информации (5) соединен с третьим входом блока спектрального анализа (6), первый вход блока анализа информации (5) соединен с выходом блока спектрального анализа (6), второй вход блока спектрального анализа (6) соединен с четвертым выходом блока электропитания (4), третий выход блока анализа информации (5) соединен с первым входом цифроаналогового преобразователя (7), выход которого соединен с входом фильтра нижних частот (12) и входом перестраиваемого полосового фильтра (8), выход фильтра нижних частот (12) соединен с первым входом второго порогового устройства (11), выход перестраиваемого полосового фильтра (8) соединен с первым входом первого порогового устройства (9), выход первого порогового устройства (9) соединен со вторым входом схемы «И» (10), а выход схемы «И» (10) соединен с электрической шиной передачи данных (17), второй вход первого порогового устройства (9) соединен с шестым выходом блока электропитания (4), выход второго порогового устройства (11) соединен с первым входом схемы «И» (10), пятый выход блока электропитания (4) соединен со вторым входом цифроаналогового преобразователя (7), третий выход блока электропитания (4) соединен со вторым входом второго порогового устройства (11), второй выход блока электропитания (4) соединен с четвертым входом блока анализа информации (3), первый выход блока электропитания (4) соединен со вторым входом блока хранения информации (3), выход блока хранения информации (3) соединен с третьим входом блока анализа информации (5), четвертый выход блока анализа информации (5) соединен с первым входом блока хранения информации (3).In FIG. 3 is a structural diagram of a recorder unit consisting of a fiber optic switching unit (1), a light source unit (2), an information storage unit (3), a power supply unit (4), an information analysis unit (5), a spectral analysis unit ( 6), a digital-to-analog converter (7), a tunable band-pass filter (8), a first threshold device (9), an “I” circuit (10), a second threshold device (11), a low-pass filter (12) with this block input-output fiber optic switching (1) is connected to a fiber optic cable (16), its output is connected n with the first input of the spectral analysis unit (6), the input of the fiber optic switching unit (1) is connected to the first output of the light source unit (2), the second input of the light source unit is connected to the first output of the information analysis unit (5), the second output of the unit the light source (2) is connected to the second input of the information analysis unit (5), the first input of the light source unit (2) is connected to the seventh output of the power supply unit (4), the second output of the information analysis unit (5) is connected to the third input of the spectral analysis unit ( 6), the first input of the analysis unit inf Rmacia (5) is connected to the output of the spectral analysis unit (6), the second input of the spectral analysis unit (6) is connected to the fourth output of the power supply unit (4), the third output of the information analysis unit (5) is connected to the first input of the digital-to-analog converter (7), the output of which is connected to the input of the low-pass filter (12) and the input of the tunable band-pass filter (8), the output of the low-pass filter (12) is connected to the first input of the second threshold device (11), the output of the tunable band-pass filter (8) is connected to the first input of the first often device (9), the output of the first threshold device (9) is connected to the second input of the “And” circuit (10), and the output of the circuit “And” (10) is connected to the electric data bus (17), the second input of the first threshold device ( 9) connected to the sixth output of the power supply unit (4), the output of the second threshold device (11) is connected to the first input of the I circuit (10), the fifth output of the power supply unit (4) is connected to the second input of the digital-to-analog converter (7), the third output power supply unit (4) is connected to the second input of the second threshold device (11), the second the first output of the power supply unit (4) is connected to the fourth input of the information analysis unit (3), the first output of the power supply unit (4) is connected to the second input of the information storage unit (3), the output of the information storage unit (3) is connected to the third input of the information analysis unit (5), the fourth output of the information analysis unit (5) is connected to the first input of the information storage unit (3).

На режимах полета вследствие периодического изменения условий обтекания лопастей, срыв потока происходит на отступающей лопасти, что в свою очередь приводит к возникновению закручивающих лопасть нагрузок и возникновения вибраций. Основная частота изменения нагрузки лопастей равна частоте прохождения лопастей, что соответствует периоду T=2π/Nω, где N-количество несущих лопастей вертолета (У. Джонсон. Теория вертолета. Том 2. Перевод с английского В.Э. Баскакина, С.Ю. Есаулова, B.C. Каплунова. М. Мир.1983 г.).In flight modes, due to the periodic change in the flow conditions around the blades, the flow stalls on the retreating blade, which in turn leads to the occurrence of loads twisting the blade and the occurrence of vibrations. The main frequency of change in the load of the blades is equal to the frequency of passage of the blades, which corresponds to the period T = 2π / Nω, where N is the number of helicopter bearing blades (W. Johnson. Theory of a helicopter. Volume 2. Translated from English by VE Baskakin, S.Yu. Yesaulova, BC Kaplunova. M. Mir. 1983).

Таким образом, при режиме работы вертолета без срыва потока на лопастях наибольшей амплитудой обладает колебание с частотой вибрации ω-угловой скоростью вращения оси несущего винта. При наступлении явления срыва потока происходит существенное увеличение амплитуды колебания с частотой прохождения лопастей Nω, поскольку через каждый угол перемещения каждой лопасти на величину

Figure 00000001
одна из лопастей, которая является отступающей по ходу движения вертолета, входит в процесс срыва потока.Thus, in the helicopter operating mode without stalling the flow on the blades, the oscillation with the vibration frequency has the ω-angular rotational speed of the rotor axis. When the flow stall phenomenon occurs, a significant increase in the amplitude of oscillation occurs with the frequency of passage of the blades Nω, because through each angle of movement of each blade by
Figure 00000001
one of the blades, which is retreating in the direction of the helicopter, enters the process of stalling.

Применение двух признаков для обнаружения момента появления срыва потока дает существенное повышение вероятности обнаружения этого явления. Поскольку события А появления избыточного механического напряжения на невращающихся частях автомата перекоса и событие В появление N-й гармоники частоты вращения ω лопастей вертолета при случае срыва потока являются совместными (появляются одновременно), то для вероятности совместного события справедлива формула (В.Т. Горяинов, А.Г. Журавлев, В.И. Тихонов. Статистическая радиотехника. Примеры и задачи: Сов. радио. 1980):The use of two signs to detect the moment of occurrence of stalling gives a significant increase in the probability of detecting this phenomenon. Since the events A of the appearance of excess mechanical stress on the non-rotating parts of the swash plate and the event B occurrence of the Nth harmonic of the rotational speed ω of the helicopter blades when the flow is interrupted are simultaneous (appear simultaneously), the formula is true for the probability of a joint event (V.T. Goryainov, A.G. Zhuravlev, V.I. Tikhonov, Statistical Radio Engineering. Examples and Tasks: Sov. Radio. 1980):

Р(А+В)=Р(А)+Р(В)-Р(А, В),P (A + B) = P (A) + P (B) -P (A, B),

если вероятность обнаружения срыва потока при использовании признака избыточного механического напряжения на невращающихся частях автомата перекоса равна P1=0,8.if the probability of detecting flow stall when using the sign of excessive mechanical stress on non-rotating parts of the swash plate is P 1 = 0.8.

Вероятность обнаружения срыва потока при использовании признака появления N-й гармоники частоты вращения лопастей вертолета равна Р2=0,8, то результирующая вероятность обнаружения явления срыва потока при использовании двух признаков составитThe probability of detecting flow stall when using the sign of the appearance of the Nth harmonic of the rotational speed of the helicopter blades is P 2 = 0.8, then the resulting probability of detecting the phenomenon of stalling the flow when using two signs will be

Р1.2=0,8+0,8-0,8*0,8=0,94,P 1.2 = 0.8 + 0.8-0.8 * 0.8 = 0.94,

то есть P1.2>P1 и P1.22.i.e., P 1.2 > P 1 and P 1.2 > P 2 .

Таким образом, применение двух признаков позволяет существенно повысить вероятность определения момента срыва потока, что существенно повышает безопасность полетов вертолетов.Thus, the use of two features can significantly increase the probability of determining the moment of flow stall, which significantly increases the safety of helicopter flights.

Перестраиваемый полосовой фильтр (8) предназначен для выделения сигнала N-й гармоники частоты вращения несущих лопастей с выхода цифроаналогового преобразователя (7) при возникновении явления срыва потока. Перестраиваемый полосовой фильтр (8) настраивается на фиксированную частоту N-й гармоники частоты вращения несущего винта вертолета ω, которая возникает на стадии срыва потока. Первое пороговое устройство (9) предназначено для выдачи сигнала «1» на вход схемы «И» (10) при превышении на его входе амплитуды N-й гармоники при возникновении явления срыва потока. Второе пороговое устройство (11) предназначено для выдачи сигнала «1» при превышении избыточного механического напряжения на невращающихся частях автомата перекоса наперед заданного порога. Схема «И» (10) предназначена для выдачи сигнала «1» на электрическую шину передачи данных при совпадении двух признаков явления срыва потока на ее входе.The tunable band-pass filter (8) is designed to isolate the signal of the Nth harmonic of the rotational speed of the bearing blades from the output of the digital-to-analog converter (7) when a flow stall phenomenon occurs. The tunable band-pass filter (8) is tuned to a fixed frequency of the Nth harmonic of the rotor speed of the helicopter ω, which occurs at the stage of flow stall. The first threshold device (9) is designed to provide a signal “1” to the input of the “I” circuit (10) when the amplitude of the Nth harmonic is exceeded at its input when a flow stall phenomenon occurs. The second threshold device (11) is designed to give a signal “1” when excess mechanical stress is exceeded on non-rotating parts of the swash plate in advance of a predetermined threshold. The “I” circuit (10) is designed to provide a “1” signal to the electric data bus when two signs of the flow stall phenomenon at its input coincide.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Включают блок электропитания (4), при этом электропитание подается на блоки 2, 3, 5, 6, 7, 9, 11.Turn on the power supply unit (4), while the power is supplied to blocks 2, 3, 5, 6, 7, 9, 11.

Блок источника света (2) генерирует оптическое излучение, которое через блок волоконно-оптической коммутации (1), волоконно-оптический кабель и волоконно-оптический соединитель (22) поступает на входы-выходы тензодатчиков, отражается от тензодатчиков и через волоконно-оптический соединитель (22), волоконно-оптический кабель (17), возвращается в блок волоконно-оптической коммутации (1) и через его оптический вход поступает на оптический вход блока спектрального анализа (6).The light source unit (2) generates optical radiation, which, through the fiber-optic switching unit (1), fiber-optic cable and fiber-optic connector (22), enters the inputs and outputs of the strain gauges, is reflected from the strain gauges and through the fiber-optic connector ( 22), the fiber-optic cable (17) is returned to the fiber-optic switching unit (1) and through its optical input is fed to the optical input of the spectral analysis unit (6).

При воздействии внешних механических нагрузок на части вертолета с тензодатчиками изменяется спектр отраженного от них оптического излучения. Изменение спектра отраженного излучения несет информацию о механических нагрузках, которые испытывают части вертолета, на которых установлены волоконно-оптические датчики, причем каждому волоконно-оптическому датчику соответствует определенная полоса спектра излучения блока источника света (2). Сигналы всех волоконно-оптических датчиков по мощности суммируются в волоконно-оптическом соединителе (22) и передаются через волоконно-оптический кабель (16). В блоке спектрального анализа (6) спектры отражения оптического излучения от каждого тензодатчика преобразуются в цифровой сигнал и поступают и на первый вход блока анализа информации (5), где сигнал анализируется путем пересчета изменений спектра оптического сигнала от каждого тензодатчика в действующий на деталях автомата перекоса нагрузку по заранее известным зависимостям, полученным при тарировке тензодатчиков, преобразуется в цифровой электрический сигнал и передается блоку ЦАП (7). При частоте опроса волоконно-оптических датчиков не менее 2 Nω, помимо снятия квазистатических механических напряжений в частях вертолета с тензодатчиками появляется возможность выделения Nω-й частоты вибраций лопастей вертолета, возникающей при явлении срыва потока. Поэтому, на выходе блока ЦАП (7) помимо относительно низкочастотной составляющей, характеризующей изменение механической нагрузки, будет присутствовать сигнал с частотой Nω, характеризующий появление N-й гармоники частоты вращения несущих лопастей вертолета. Аналоговый электрический сигнал, несущий информацию о механических нагрузках контролируемых частей вертолета, с выхода ЦАП (7) поступает на фильтр низких частот (12), а с его выхода на вход второго порогового устройства (11), в котором установлен порог напряжения, соответствующий максимально допустимой механической нагрузке. В случае превышения заданного порога на выходе второго порогового устройства (11) появляется «единица», которая поступает на первый вход схемы «И» (10).When external mechanical loads are applied to parts of the helicopter with strain gauges, the spectrum of the reflected optical radiation changes from them. A change in the spectrum of the reflected radiation carries information about the mechanical loads experienced by the parts of the helicopter on which the fiber-optic sensors are mounted, and each fiber-optic sensor corresponds to a certain emission spectrum band of the light source unit (2). The signals of all fiber-optic sensors are summed by power in a fiber-optic connector (22) and transmitted through a fiber-optic cable (16). In the spectral analysis unit (6), the reflection spectra of optical radiation from each load cell are converted to a digital signal and fed to the first input of the information analysis unit (5), where the signal is analyzed by converting the changes in the spectrum of the optical signal from each load cell into the load acting on the parts of the swashplate according to previously known dependences obtained during calibration of strain gauges, it is converted into a digital electric signal and transmitted to the DAC unit (7). With a frequency of interrogation of fiber-optic sensors of at least 2 Nω, in addition to removing quasistatic mechanical stresses in the parts of the helicopter with strain gauges, it becomes possible to isolate the Nω-th vibration frequency of the helicopter blades that occurs when the flow stalls. Therefore, at the output of the DAC unit (7), in addition to the relatively low-frequency component characterizing the change in the mechanical load, there will be a signal with a frequency Nω characterizing the appearance of the Nth harmonic of the rotational speed of the helicopter rotor blades. An analog electrical signal that carries information about the mechanical loads of the controlled parts of the helicopter, from the output of the DAC (7) goes to the low-pass filter (12), and from its output to the input of the second threshold device (11), in which the voltage threshold is set that corresponds to the maximum permissible mechanical stress. In case of exceeding a predetermined threshold at the output of the second threshold device (11), a “unit” appears, which is fed to the first input of the And circuit (10).

С выхода ЦАП (7) сигнал поступает и на вход перестраиваемого полосового фильтра (8), предварительно настраиваемого на N-ю гармонику частоты вращения несущих винтов. В зависимости от количества несущих винтов вертолета N и частоты вращения несущих лопастей происходит настройка перестраиваемого полосового фильтра (8) под конкретный тип вертолета. С выхода перестраиваемого полосового фильтра (8) сигнал поступает на первый вход первого порогового устройства (9), в котором установлен порог напряжения, соответствующий превышению уровня N-й гармоники над шумами. В случае превышения заданного порога на выходе первого порогового устройства (9) появляется «единица», которая поступает на первый вход схемы «И» (10). При одновременном наличии «единиц» на входе схемы «И» (10) на ее выходе появляется сигнал «единица», поступающий на электрическую шину передачи данных и далее на панельный индикатор стадии срыва потока (14). Наличие «единицы» на панельном индикаторе стадии срыва потока (14) предупреждает пилота о наличии явления срыва потока. Сигнал «ноль» сигнализирует о нормальном режиме полета. Совместное использование двух признаков явления срыва потока существенно повышает вероятность обнаружения этого явления и, соответственно, снижает вероятность ложной тревоги.From the output of the DAC (7), the signal also enters the input of the tunable band-pass filter (8), which is pre-tuned to the Nth harmonic of the rotor speed. Depending on the number of rotors of the helicopter N and the rotational speed of the rotor blades, a tunable band-pass filter (8) is tuned for the particular type of helicopter. From the output of the tunable bandpass filter (8), the signal is supplied to the first input of the first threshold device (9), in which a voltage threshold is set corresponding to the excess of the Nth harmonic level over noise. In case of exceeding a predetermined threshold at the output of the first threshold device (9), a “unit” appears, which is fed to the first input of the And circuit (10). With the simultaneous presence of “units” at the input of the “And” circuit (10), a “unit” signal appears at its output, which is fed to the electric data bus and then to the panel indicator of the stage of flow stall (14). The presence of a “unit” on the panel indicator of the stage of flow stall (14) warns the pilot about the presence of the phenomenon of stall. A “zero” signal indicates normal flight mode. The joint use of two signs of a flow stall phenomenon significantly increases the likelihood of detecting this phenomenon and, accordingly, reduces the likelihood of a false alarm.

Полученные данные о нагрузках на частях автомата перекоса вертолета с выхода блока анализа информации (5) передаются на блок хранения информации (3) для последующего анализа правильности действий пилота вертолета.The obtained data on the loads on the parts of the helicopter swashplate from the output of the information analysis unit (5) are transmitted to the information storage unit (3) for subsequent analysis of the correctness of the actions of the helicopter pilot.

Claims (1)

Устройство для индикации срыва потока на лопастях вертолета, содержащее не менее двух волоконно-оптических датчиков с оптическим входом-выходом, каждый из которых имеет свою полосу рабочих частот в спектре излучения блока источника света, которые жестко закреплены на поверхностях невращающихся деталей автомата перекоса вертолета (качалке продольного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета, качалке поперечного управления циклическим шагом установки лопастей вертолета, рычаге установки общего шага установки лопастей вертолета), панельный индикатор стадии срыва потока, электрическую шину передачи данных, волоконно-оптический кабель, волоконно-оптический соединитель, блок-регистратор, содержащий блок спектрального анализа, цифроаналоговый преобразователь, блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок хранения информации, блок анализа информации, блок электропитания, при этом волоконно-оптические датчики с оптическим входом-выходом через волоконно-оптический соединитель и волоконно-оптический кабель соединены с входом-выходом блока волоконно-оптической коммутации, выход блока волоконно-оптической коммутации соединен с первым входом блока спектрального анализа, выход блока спектрального анализа соединен с первым входом блока анализа информации, второй выход блока анализа информации соединен с третьим входом блока спектрального анализа, третий выход блока спектрального анализа соединен с первым входом цифроаналогового преобразователя, вход блока волоконно-оптической коммутации соединен с первым выходом блока источника света, второй вход которого соединен с первым выходом блока анализа информации, второй выход блока источника света соединен со вторым входом блока анализа информации, третий вход которого соединен с выходом блока хранения информации, первый вход блока хранения информации соединен с четвертым выходом блока анализа информации, второй вход блока хранения информации соединен с первым выходом блока электропитания, седьмой выход которого соединен с первым входом блока источника света, второй выход блока электропитания соединен с четвертым выходом блока анализа информации, пятый выход блока электропитания соединен со вторым входом цифроаналогового преобразователя, четвертый выход блока электропитания соединен со вторым входом блока спектрального анализа, отличающийся тем, что в него введены перестраиваемый полосовой фильтр, первое пороговое устройство, второе пороговое устройство, схема «И», фильтр нижних частот, при этом выход цифроаналогового преобразователя соединен с входом фильтра нижних частот и входом перестраиваемого полосового фильтра, выход которого соединен с первым входом первого порогового устройства, выход которого соединен с первым входом первого порогового устройства, выход которого соединен со вторым входом схемы «И», а выход которой выходит на электрическую шину передачи данных, выход второго порогового устройства соединен с первым входом схемы «И», третий выход блока электропитания соединен со вторым входом второго порогового устройства, шестой выход блока электропитания соединен со вторым входом первого порогового устройства.A device for indicating flow stall on the helicopter blades, containing at least two fiber-optic sensors with optical input-output, each of which has its own operating frequency band in the radiation spectrum of the light source unit, which are rigidly fixed to the surfaces of non-rotating parts of the helicopter swashplate (rocking chair longitudinal control of the cyclic pitch of the installation of the blades of the helicopter, the rocker of the lateral control of the cyclic pitch of the installation of the blades of the helicopter, the lever for setting the general step of installing the blades a helicopter), a panel indicator of the stage of flow stall, an electric data bus, a fiber optic cable, a fiber optic connector, a recorder unit containing a spectral analysis unit, a digital-to-analog converter, a fiber optic switching unit, a light source unit, an information storage unit , an information analysis unit, a power supply unit, wherein the fiber-optic sensors with optical input-output through a fiber-optic connector and a fiber-optic cable are connected to the input-output m of fiber-optic switching unit, the output of the fiber-optic switching unit is connected to the first input of the spectral analysis unit, the output of the spectral analysis unit is connected to the first input of the information analysis unit, the second output of the information analysis unit is connected to the third input of the spectral analysis unit, the third output of the spectral analysis unit analysis is connected to the first input of the digital-to-analog converter, the input of the fiber optic switching unit is connected to the first output of the light source unit, the second input of which is connected is connected with the first output of the information analysis unit, the second output of the light source unit is connected to the second input of the information analysis unit, the third input of which is connected to the output of the information storage unit, the first input of the information storage unit is connected to the fourth output of the information analysis unit, the second input of the information storage unit with the first output of the power supply unit, the seventh output of which is connected to the first input of the light source unit, the second output of the power supply unit is connected to the fourth output of the information analysis unit, the fourth output of the power supply unit is connected to the second input of the digital-to-analog converter, the fourth output of the power supply unit is connected to the second input of the spectral analysis unit, characterized in that a tunable bandpass filter, a first threshold device, a second threshold device, an “I” circuit, a low-pass filter are introduced wherein the output of the digital-to-analog converter is connected to the input of the low-pass filter and the input of the tunable band-pass filter, the output of which is connected to the first input of the first threshold of the first device, the output of which is connected to the first input of the first threshold device, the output of which is connected to the second input of the I circuit, and the output of which goes to the electric data bus, the output of the second threshold device is connected to the first input of the I circuit, the third block output the power supply is connected to the second input of the second threshold device, the sixth output of the power supply unit is connected to the second input of the first threshold device.
RU2016132252A 2016-08-04 2016-08-04 Device for indicating stall in helicopter rotor blades RU2629615C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016132252A RU2629615C1 (en) 2016-08-04 2016-08-04 Device for indicating stall in helicopter rotor blades

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016132252A RU2629615C1 (en) 2016-08-04 2016-08-04 Device for indicating stall in helicopter rotor blades

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2629615C1 true RU2629615C1 (en) 2017-08-30

Family

ID=59797463

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016132252A RU2629615C1 (en) 2016-08-04 2016-08-04 Device for indicating stall in helicopter rotor blades

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2629615C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693762C1 (en) * 2018-08-30 2019-07-04 Общество с ограниченной ответственностью Научно-инновационный центр "Институт развития исследований, разработок и трансфера технологий" Device for indication of flow and flutter stall and control of technical condition of helicopter swash plate

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU940428A1 (en) * 1980-06-05 1999-05-27 Ульяновский политехнический институт DEVICE FOR INDICATION OF THE DISCHARGE OF A FLOW WITH A HELICOPTER BOW
WO2006134425A2 (en) * 2004-05-06 2006-12-21 Zf Friedrichshafen Ag Helicopter rotor control system with individual blade control
US7322250B1 (en) * 2002-04-09 2008-01-29 Rockwell Automation Technologies, Inc. System and method for sensing torque on a rotating shaft
RU2555258C1 (en) * 2014-03-04 2015-07-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-инновационный центр "Институт развития исследований, разработок и трансферта технологий" (ООО НИЦ "ИРТ") Helicopter rotor blade stall detector

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU940428A1 (en) * 1980-06-05 1999-05-27 Ульяновский политехнический институт DEVICE FOR INDICATION OF THE DISCHARGE OF A FLOW WITH A HELICOPTER BOW
US7322250B1 (en) * 2002-04-09 2008-01-29 Rockwell Automation Technologies, Inc. System and method for sensing torque on a rotating shaft
WO2006134425A2 (en) * 2004-05-06 2006-12-21 Zf Friedrichshafen Ag Helicopter rotor control system with individual blade control
RU2555258C1 (en) * 2014-03-04 2015-07-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-инновационный центр "Институт развития исследований, разработок и трансферта технологий" (ООО НИЦ "ИРТ") Helicopter rotor blade stall detector

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2693762C1 (en) * 2018-08-30 2019-07-04 Общество с ограниченной ответственностью Научно-инновационный центр "Институт развития исследований, разработок и трансфера технологий" Device for indication of flow and flutter stall and control of technical condition of helicopter swash plate

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106052845B (en) Vibration monitoring system
US10655601B2 (en) Method for the individual pitch control of rotor blades of a wind turbine, and wind turbines
US10732023B2 (en) Measurement system for aircraft, aircraft having the same, and method of measuring weight for aircraft
GB2440955A (en) Wind turbine blade monitoring
EP2369292B1 (en) A Strain Gauge Assembly and Method
Janeliukstis et al. Smart composite structures with embedded sensors for load and damage monitoring–a review
US9664506B2 (en) High speed and high spatial density parameter measurement using fiber optic sensing technology
CN110869608A (en) Strain and vibration measurement system for monitoring rotor blades
US10451500B2 (en) Fiber optic weight sensor optimization for landing gear
RU2629615C1 (en) Device for indicating stall in helicopter rotor blades
Betz et al. Test of a fiber Bragg grating sensor network for commercial aircraft structures
CN108139237A (en) Light guide clamping device, fibre optical sensor and its manufacturing method
Chan et al. Fiber-optic sensing system: overview, development and deployment in flight at NASA
RU2555258C1 (en) Helicopter rotor blade stall detector
RU2631557C1 (en) Method of determination in flight of bending stresses on rotor shaft of helicopter with torsional rotor head
US9575009B2 (en) Remote connection system for an aircraft
Kienitz et al. Static and dynamic pressure measurement in flight test application with optical Fabry–Pérot sensors
Ledyankin et al. Implementation of the Radiophotonic Method for Measuring Blade Deformations of a Helicopter Main Rotor Model
RU2599415C1 (en) Ground information-diagnostic system for implementation of safe operation of aircraft gas turbine engine with electronic control system as per forecast of its technical state
RU2501029C1 (en) Compensatory electrostatic fluxmeter
CN111017238B (en) Helicopter main rotor dynamic load measuring device and method
RU2693762C1 (en) Device for indication of flow and flutter stall and control of technical condition of helicopter swash plate
RU2685439C1 (en) Onboard distributed control and leaks diagnostics system based on technologies of photonics
Richards et al. Fiber optic wing shape sensing on NASA's Ikhana UAV
RU2621931C1 (en) Control device of stress-strain condition of aircraft structure