RU2651315C1 - Helicopter air data system - Google Patents

Helicopter air data system Download PDF

Info

Publication number
RU2651315C1
RU2651315C1 RU2016150200A RU2016150200A RU2651315C1 RU 2651315 C1 RU2651315 C1 RU 2651315C1 RU 2016150200 A RU2016150200 A RU 2016150200A RU 2016150200 A RU2016150200 A RU 2016150200A RU 2651315 C1 RU2651315 C1 RU 2651315C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
receiver
helicopter
microprocessor
multiplexer
static pressure
Prior art date
Application number
RU2016150200A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Алексеевич Архипов
Марат Рашитович Халиков
Original Assignee
Акционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" имени Г.А. Ильенко" (АО "ЭЛАРА")
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 Акционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" имени Г.А. Ильенко" (АО "ЭЛАРА") filed Critical Акционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" имени Г.А. Ильенко" (АО "ЭЛАРА")
Priority to RU2016150200A priority Critical patent/RU2651315C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2651315C1 publication Critical patent/RU2651315C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: helicopter air data system comprises a fixed multi-channel flowing aerometric receiver in the form of spaced-apart shielding disks, full pressure tubes, annular channels with openings that are receivers of throttled static pressure, axis-symmetric receiver, aperture-receivers of the total pressure of the resulting incoming airflow of the vortex column, openings – receivers for the intake of pressures determining the position of the vector of the resulting velocity of the incoming airflow, static pressure chamber, casing, pneumatic lines, pneumometric converters, temperature measuring transducers, electrical measuring circuit, multiplexer, analog-digital converter, microprocessor, switches, thermoelectric heating elements, connected in a certain manner.
EFFECT: higher accuracy and stability of static pressure measurements is ensured.
1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области приборостроения, в частности к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета.The invention relates to the field of instrumentation, in particular to devices for measuring altitude and speed parameters of a helicopter.

Известен способ измерения воздушных сигналов вертолета и система для его обеспечения (Патент РФ №2307357, МПК G01P 5/16, опубл. 27.09.2007), где система измерения воздушных сигналов вертолета содержит проточный многоканальный аэрометрический приемник, полости дросселированного статического давления и трубок полного давления которого соединены с пневмоэлектрическими преобразователями, выходы электроизмерительных схем которых через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета, дополнительно введен второй проточный многоканальный аэрометрический приемник, расположенный ортогонально первому, полости дросселированного статического давления и трубок полного давления которого соединены с дополнительными пневмоэлектрическими преобразователями, выходы электроизмерительных схем которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к входам микропроцессора для определения в области малых скоростей полета углов скоса вихревой колонны несущего винта вертолета, вычисления составляющих вектора воздушной скорости и определения высотно-скоростных параметров вертолета.A known method of measuring air signals of a helicopter and a system for its provision (RF Patent No. 2307357, IPC G01P 5/16, published September 27, 2007), where the system for measuring air signals of a helicopter contains a flow multichannel aerometric receiver, throttle static pressure cavities and full pressure tubes which are connected to pneumoelectric converters, the outputs of the electrical circuits of which are connected via a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor, the output of which is an output with systems according to the altitude and speed parameters of the helicopter, an additional second flow multichannel aerometric receiver is introduced, located orthogonally to the first, the chokes of the throttled static pressure and full pressure tubes of which are connected to additional pneumoelectric converters, the outputs of the electrical circuits of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to microprocessor inputs for determining in the field of low-speed flight angles of the bevel of the vortex column of the rotor of the helicopter, the calculation of the components of the airspeed vector and the determination of the altitude-speed parameters of the helicopter.

Недостатки аналога:The disadvantages of the analogue:

- сложность конструкции;- design complexity;

- сниженная надежность системы за счет отсутствия обогрева многоканального проточного аэрометрического приемника, что приведет к его обледенению и закупорке льдом полостей дросселированного статического давления и трубок полного давления и, как следствие, к отказу системы в целом;- reduced reliability of the system due to the lack of heating of the multichannel flow airmetric receiver, which will lead to icing and clogging with ice of the cavities of the throttled static pressure and full pressure tubes and, as a result, to the failure of the whole system;

- повышенные массогабаритные характеристики проточных многоканальных аэрометрических приемников и системы в целом.- increased weight and size characteristics of flow multichannel aerometric sensors and the system as a whole.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) является система воздушных сигналов вертолета (Патент РФ №2427844, МПК G01P 5/14, опубл. 27.08.2011), содержащая неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник в виде разнесенных по высоте экранирующих дисков, между которыми в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления, а на внутренних проточных профилированных поверхностях экранирующих дисков расположены отверстия, являющиеся приемниками дросселированного статического давления, пневмоэлектрические преобразователи, входы которых подключены к трубкам полного и приемнику дросселированного статического давления, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета, на внешней поверхности верхнего экранирующего диска неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника установлен осесимметричный приемник, на верхней поверхности которого на оси симметрии расположено отверстие, являющееся приемником для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, симметрично оси симметрии дополнительного осесимметричного приемника в плоскостях, параллельной оси симметрии вертолета и ортогональной ей, расположены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны относительно оси симметрии дополнительного осесимметричного приемника в указанных ортогональных друг другу плоскостях, при этом на поверхности осесимметричного аэрометрического приемника в плоскости, ортогональной указанным плоскостям, расположены отверстия, являющиеся приемником для забора статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, при этом приемники для забора полного и статического давлений и давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, соединены с пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета.The closest technical solution (prototype) is the helicopter airborne signal system (RF Patent No. 2427844, IPC G01P 5/14, publ. 08/27/2011), which contains a fixed multichannel flow-through aerometric receiver in the form of shielded disks spaced apart in height, between which are in the azimuth plane full pressure tubes are located at identical angles, and holes are located on the internal flowing profiled surfaces of the shielding disks that are receivers of throttled static pressure, a pneumatic ctric converters, the inputs of which are connected to the full tubes and the receiver of throttled static pressure, the outputs of which are connected in series through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor, the output of which is the output of the system according to the altitude and speed parameters of the helicopter, on the outer surface of the upper screening disk of the stationary multichannel An axially symmetric receiver is installed on the flow-through aerometric receiver, on the upper surface of which on the axis a symmetry hole is located, which is a receiver for sampling the total pressure of the resulting incident air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter, symmetrically to the axis of symmetry of the additional axisymmetric receiver in planes parallel to the axis of symmetry of the helicopter and orthogonal to it, holes are located that are receivers for pressure collection that determine the angular position of the vector the speed of the resulting incident air flow of the vortex column relative to the axis of symmetry of the additional of the axisymmetric receiver in the indicated planes orthogonal to each other, while on the surface of the axisymmetric aerometric receiver in the plane orthogonal to the indicated planes, there are openings that are a receiver for taking the static pressure of the resulting incident air flow of the vortex column, while receivers for taking the total and static pressures and pressure determining the angular position of the resulting incident air flow of the vortex column, connected to the pneumatic cal converters whose outputs are connected in series via a multiplexer and an analog-digital converter connected to the microprocessor, the output of which is the output system according to altitude and speed parameters of the helicopter.

Недостатки прототипа:The disadvantages of the prototype:

- сниженная точность и стабильность измерения статического давления, что вызвано использованием в качестве приемника статического давления отверстий, выполненных на поверхности осесимметричного приемника, за счет неравномерности распределения местного статического давления на поверхности осесимметричного приемника, а также наличия пульсаций статического давления на поверхности осесимметричного приемника;- reduced accuracy and stability of measuring static pressure, which is caused by the use of holes made on the surface of an axisymmetric receiver as a receiver of static pressure due to the uneven distribution of local static pressure on the surface of an axisymmetric receiver, as well as the presence of static pressure pulsations on the surface of an axisymmetric receiver;

- сниженная надежность системы за счет отсутствия обогрева неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника;- reduced system reliability due to the lack of heating of a stationary multichannel flow-through aerometric receiver;

- повышенные массогабаритные характеристики системы за счет конструктивного разнесения функциональных элементов системы.- increased weight and size characteristics of the system due to the structural diversity of the functional elements of the system.

Техническим результатом изобретения является повышение точности и стабильности измерения статического давления, повышение надежности системы, а также снижение массогабаритных характеристик системы.The technical result of the invention is to increase the accuracy and stability of static pressure measurements, increase the reliability of the system, as well as reduce the overall dimensions of the system.

Техническая проблема, решаемая созданием заявленного изобретения, заключается в повышении безопасности полетов вертолетов за счет повышения точности и стабильности определения высотно-скоростных параметров вертолета и повышения надежности системы.The technical problem solved by the creation of the claimed invention is to increase the safety of helicopter flights by increasing the accuracy and stability of determining the altitude and speed parameters of the helicopter and increasing the reliability of the system.

Технический результат достигается тем, что система воздушных сигналов вертолета содержит неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник в виде разнесенных по высоте экранирующих дисков, между которыми в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления, а на внутренних проточных профилированных поверхностях экранирующих дисков расположены отверстия, являющиеся приемниками дросселированного статического давления, пневмоэлектрические преобразователи, входы которых подключены к трубкам полного и приемнику дросселированного статического давления, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета, на внешней поверхности верхнего экранирующего диска неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника установлен осесимметричный приемник, на верхней поверхности которого на оси симметрии расположено отверстие, являющееся приемником для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, симметрично оси симметрии осесимметричного приемника в плоскостях, параллельной оси симметрии вертолета и ортогональной ей, расположены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны относительно оси симметрии осесимметричного приемника в указанных ортогональных друг другу плоскостях, при этом приемники для забора полного давления и давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, соединены с пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник содержит камеру статического давления с воздухопроницаемыми стенками с кожухом, в которой установлен пневмоэлектрический преобразователь, выход которого через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключен к микропроцессору, при этом на внутренней поверхности осесимметричного приемника, на нижнем и верхнем экранирующих дисках установлены, по меньшей мере, по одному измерительному преобразователю температуры, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выходы которого соответственно подключены к управляющим входам коммутаторов, выходы которых соответственно соединены с термоэлектрическими нагревательными элементами, размещенными в полостях осесимметричного приемника, а также в полостях верхнего и нижнего экранирующих дисков, при этом пневмоэлектрические преобразователи, мультиплексор, аналого-цифровой преобразователь, микропроцессор и коммутаторы расположены в камере статического давления.The technical result is achieved by the fact that the helicopter air signal system contains a stationary multichannel flow aerometric receiver in the form of shielded disks spaced in height, between which full pressure tubes are located in the azimuthal plane at equal angles, and openings are located on the internal profiled surfaces of the shielded disks throttle static pressure, pneumatic-electric converters, the inputs of which are connected to full and throttle static pressure receiver, the outputs of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor, the output of which is the output of the system according to the altitude and speed parameters of the helicopter, an axisymmetric receiver is installed on the outer surface of the upper screening disk of the stationary multichannel flow-through aerometric receiver, on the upper surface of which, on the axis of symmetry, there is a hole that is a receiver for the total pressure intake of the resulting incident air flow of the rotor of the rotor of the helicopter, symmetrically to the axis of symmetry of the axisymmetric receiver in planes parallel to the axis of symmetry of the helicopter and orthogonal to it, there are holes that are receivers for pressure collection, determining the angular position of the velocity vector of the resulting incident air flow of the vortex column relative to the axis of symmetry of the axisymmetric receiver in the indicated planes orthogonal to each other, while manners for sampling the total pressure and pressures that determine the angular position of the resulting incident air flow of the vortex column are connected to pneumatic-electric converters, the outputs of which are connected to a microprocessor through a series-connected multiplexer and an analog-to-digital converter, the fixed multichannel flow-through aerometric receiver contains a static pressure chamber with breathable walls with a casing in which a pneumoelectric converter is installed, the output through a series-connected multiplexer and an analog-to-digital converter connected to a microprocessor, while at least one temperature measuring transducer is installed on the inner surface of the axisymmetric receiver, on the lower and upper shielding disks, the outputs of which are through a series-connected multiplexer and analog-to-digital the converter is connected to a microprocessor, the outputs of which are respectively connected to the control inputs of the switches, the outputs of which correspond They are connected to thermoelectric heating elements located in the cavities of the axisymmetric receiver, as well as in the cavities of the upper and lower shielding disks, while the pneumoelectric converters, multiplexer, analog-to-digital converter, microprocessor, and switches are located in the static pressure chamber.

Существенными отличительными признаками заявляемого изобретения являются следующие признаки:Salient features of the claimed invention are the following features:

- выполнение неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника с камерой статического давления с воздухопроницаемыми стенками с кожухом, в которой установлен пневмоэлектрический преобразователь, выход которого через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору;- implementation of a stationary multichannel flow-through aerometric receiver with a static pressure chamber with breathable walls with a casing in which a pneumatic-electric converter is installed, the output of which is connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor;

- выполнение на внутренней поверхности осесимметричного приемника, на нижнем и верхнем экранирующих дисках, по меньшей мере по одному измерительному преобразователю температуры, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выходы которого соответственно подключены к управляющим входам коммутаторов, выходы которых соответственно соединены с термоэлектрическими нагревательными элементами, размещенными в полостях осесимметричного приемника, а также в полостях верхнего и нижнего экранирующих дисков;- performing on the inner surface of the axisymmetric receiver, on the lower and upper shielding disks, at least one temperature measuring transducer, the outputs of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor, the outputs of which are respectively connected to the control inputs of the switches, the outputs of which respectively connected to thermoelectric heating elements located in the cavities of the axisymmetric receiver, and in the cavities of the upper and lower shielding disks;

- выполнение в камере статического давления пневмоэлектрических преобразователей, мультиплексора, аналого-цифрового преобразователя, микропроцессора и коммутаторов.- execution in the static pressure chamber of pneumoelectric converters, multiplexer, analog-to-digital converter, microprocessor and switches.

В отличие от прототипа указанные отличительные существенные признаки заявленного технического решения наряду с известными из уровня техники признаками обеспечивают получение технического результата, заключающегося в повышении точности и стабильности измерения статического давления, повышении надежности, а также снижают массогабаритные характеристики системы.In contrast to the prototype, these distinctive essential features of the claimed technical solution along with the known from the prior art features provide a technical result, which consists in improving the accuracy and stability of the measurement of static pressure, increasing reliability, and also reduce the overall dimensions of the system.

Сущность изобретения, его реализуемость и возможность промышленного применения поясняются чертежами, представленными на Фиг. 1, 2.The invention, its feasibility and the possibility of industrial application are illustrated by the drawings presented in FIG. 12.

На Фиг. 1 - конструктивное исполнение устройства (в аксонометрии).In FIG. 1 - structural design of the device (in a perspective view).

На Фиг. 2 - структурная схема устройства.In FIG. 2 is a block diagram of a device.

На Фиг. 1 и Фиг. 2 выполнены следующие позиции:In FIG. 1 and FIG. 2, the following positions are made:

1 - неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник;1 - fixed multichannel flow airmetric receiver;

2, 3 - экранирующие диски;2, 3 - shielding disks;

4 - трубки полного давления;4 - full pressure tubes;

5 - кольцевые каналы с отверстиями, являющимися приемниками дросселированного статического давления;5 - annular channels with holes that are receivers of throttled static pressure;

6 - осесимметричный приемник;6 - axisymmetric receiver;

7 - отверстие, являющееся приемником полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны;7 - hole, which is the receiver of the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column;

8 - отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны;8 - openings, which are receivers for pressure collection, determining the position of the vector of the resulting velocity of the incoming air flow of the vortex column;

9 - камера статического давления;9 - a chamber of static pressure;

10 - кожух;10 - a casing;

11 - пневмопроводы;11 - pneumatic pipelines;

12 - пневмометрические преобразователи;12 - pneumometric converters;

13 - монтажные платы;13 - mounting plates;

14 - пневмометрический преобразователь;14 - pneumometric transducer;

15- измерительный преобразователь температуры;15- temperature measuring transducer;

16 - электроизмерительная схема;16 is an electrical measuring circuit;

17 - мультиплексор;17 - multiplexer;

18 - аналого-цифровой преобразователь;18 - analog-to-digital Converter;

19 - микропроцессор;19 - microprocessor;

20 - измерительные преобразователи температуры;20 - temperature measuring transducers;

21 - коммутаторы;21 - switches;

22 - термоэлектрические нагревательные элементы.22 - thermoelectric heating elements.

Система воздушных сигналов вертолета содержит неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник 1 (Фиг. 1), содержащий два разнесенных по высоте экранирующих диска 2 и 3, между внутренними профилированными поверхностями которых в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки 4 полного давления, воспринимающие давления Р5-Рn, определяющих направление набегающего воздушного потока, возникающего при продольном движении вертолета. На внутренних поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены кольцевые каналы 5 с отверстиями, являющимися приемниками дросселированного статического давления РСТ.Д набегающего воздушного потока, возникающего при продольном движении вертолета. На наружной поверхности верхнего экранирующего диска 3 установлен осесимметричный приемник 6, выполненный в виде полусферы с диаметром, равным диаметру верхнего экранирующего диска 3, предназначенный для получения информации о высотно-скоростных параметрах вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета. На верхней поверхности осесимметричного приемника 6, на оси симметрии, расположено отверстие 7, являющееся приемником полного давления РП результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны. В плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, а также в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета, под одинаковыми углами к оси симметрии на поверхности осесимметричного приемника 6 расположены, как минимум, четыре отверстия 8, являющиеся приемниками давлений P1, Р2, P3 и P4, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, и в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета.The helicopter air signal system contains a fixed multichannel flow-through aerometric receiver 1 (Fig. 1), containing two shielding disks 2 and 3 spaced apart in height, between the internal profiled surfaces of which in the azimuthal plane at identical angles are 4 pressure tubes 4, which receive pressures P 5 - P n , determining the direction of the incident air flow arising from the longitudinal movement of the helicopter. On the inner surfaces of the shielding disks 2 and 3, there are annular channels 5 with holes that are receivers of the throttled static pressure P ST.D the incoming air flow arising from the longitudinal movement of the helicopter. An axisymmetric receiver 6 is installed on the outer surface of the upper shielding disk 3, made in the form of a hemisphere with a diameter equal to the diameter of the upper shielding disk 3, designed to obtain information about the altitude-speed parameters of the helicopter in the region of low and near-zero flight speeds. On the upper surface of the axisymmetric receiver 6, on the axis of symmetry, is located the hole 7, which is the receiver of the total pressure P P of the resulting incident air flow of the vortex column. In the plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter, as well as in the plane perpendicular to the plane of symmetry of the helicopter, at the same angles to the axis of symmetry on the surface of the axisymmetric receiver 6 there are at least four openings 8, which are pressure receivers P 1 , P 2 , P 3 and P 4 , determining the position of the vector of the resulting velocity of the incident air flow of the vortex column in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter, and in a plane perpendicular to the plane of symmetry of the helicopter.

Для получения информации о величинах атмосферного давления РАТМ и температуры ТНВ наружного воздуха в установочной части неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1 сформирована камера 9 статического давления, выполненная в виде полого цилиндра с просверленными в нем отверстиями. Камера 9 (Фиг. 1, 2) статического давления защищена кожухом 10 (Фиг. 2) от непосредственного влияния набегающего воздушного потока.To obtain information on the values of atmospheric pressure P ATM and temperature T HB external air in the installation part of the stationary multichannel flow airmetric receiver 1, a static pressure chamber 9 is formed, made in the form of a hollow cylinder with holes drilled in it. The chamber 9 (Fig. 1, 2) of the static pressure is protected by a casing 10 (Fig. 2) from the direct influence of the incoming air flow.

Отверстие 7 (Фиг. 1), являющееся приемником полного давления РП результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, отверстия 8, являющиеся приемниками давлений P1, P2, P3 и Р4, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны, трубки 4 полного давления, воспринимающие давления Р5-Рn, а также кольцевые каналы 5 с отверстиями, являющимися приемниками дросселированного статического давления РСТ.Д посредством пневмопроводов 11 соединены с пневмометрическими преобразователями 12 (Фиг. 1, 2), расположенными на монтажных платах 13 (Фиг. 1) в камере 9 (Фиг. 1, 2) статического давления. Соединение пневмопроводов 11 (Фиг. 1) с пневмометрическими преобразователями 12 (Фиг. 1, 2) условно не показано. Также на монтажных платах 13 (Фиг. 1) в камере 9 (Фиг. 1, 2) статического давления расположены пневмометрический преобразователь 14, вход которого воспринимает статическое давление в объеме камеры 9 статического давления, измерительный преобразователь 15 температуры и электроизмерительная схема 16 (Фиг. 2). Выход измерительного преобразователя 15 (Фиг. 1, 2) температуры соединен со входом электроизмерительной схемы 16 (Фиг. 2). Выходы пневмометрических преобразователей 12 и 14 (Фиг. 1, 2), а также выход электроизмерительной схемы 16 (Фиг. 2) через последовательно соединенные мультиплексор 17 (Фиг. 1, 2) и аналого-цифровой преобразователь 18 подключены к микропроцессору 19 (Фиг. 2). Мультиплексор 17 (Фиг. 1, 2), аналого-цифровой преобразователь 18 и микропроцессор 19 (Фиг. 2) также расположены на монтажных платах 13 (Фиг. 1) в камере 9 (Фиг. 1, 2) статического давления. Выход микропроцессора 19 (Фиг. 2) является выходом системы воздушных сигналов по высотно-скоростным параметрам вертолета, в том числе и в области малых и околонулевых скоростей полета, когда неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник 1 (Фиг. 1, 2) находится в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета.The hole 7 (Fig. 1), which is the receiver of the total pressure P P of the resulting incident air flow of the vortex column, holes 8, which are the receivers of pressure P 1 , P 2 , P 3 and P 4 that determine the position of the vector of the resulting velocity of the incident air flow of the vortex column, total pressure tube 4, sensing the pressure P 5 -P n, as well as ring channels with openings 5 that are throttled receivers static pressure P by means of pneumatic ST.D 11 connected to the inverter pneumometric and 12 (FIGS. 1, 2) arranged on the circuit boards 13 (Fig. 1) in the chamber 9 (Figs. 1, 2) static pressure. The connection of the pneumatic lines 11 (Fig. 1) with pneumometric transducers 12 (Fig. 1, 2) is not conventionally shown. Also on the circuit boards 13 (Fig. 1) in the chamber 9 (Fig. 1, 2) of the static pressure there is a pneumometric transducer 14, the input of which perceives static pressure in the volume of the chamber 9 of the static pressure, a temperature measuring transducer 15 and an electrical measuring circuit 16 (Fig. 2). The output of the measuring transducer 15 (Fig. 1, 2) of the temperature is connected to the input of the electrical measuring circuit 16 (Fig. 2). The outputs of the pneumatic transducers 12 and 14 (Fig. 1, 2), as well as the output of the electrical measuring circuit 16 (Fig. 2) through series-connected multiplexer 17 (Fig. 1, 2) and the analog-to-digital converter 18 are connected to the microprocessor 19 (Fig. 2). The multiplexer 17 (Fig. 1, 2), the analog-to-digital converter 18 and the microprocessor 19 (Fig. 2) are also located on the circuit boards 13 (Fig. 1) in the static pressure chamber 9 (Fig. 1, 2). The output of the microprocessor 19 (Fig. 2) is the output of the airborne signal system according to the altitude and speed parameters of the helicopter, including in the field of low and near-zero flight speeds, when the stationary multichannel flow-through aerometric receiver 1 (Fig. 1, 2) is in the vortex zone helicopter rotor columns.

На внутренней поверхности осесимметричного приемника 6 (Фиг. 1), на экранирующих дисках 2 и 3 установлены, по меньшей мере, по одному измерительному преобразователю температуры 20 (Фиг. 1, 2), выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор 17 и аналого-цифровой преобразователь 18 подключены к микропроцессору 19 (Фиг. 2). Выходы микропроцессора 19 подключены к управляющим входам коммутаторов 21 (Фиг. 1, 2), выходы которых соответственно соединены с термоэлектрическими нагревательными элементами 22, размещенными в полостях осесимметричного приемника 6 (Фиг. 1), а также в полостях экранирующих дисков 2 и 3. Коммутаторы 21 (Фиг. 1, 2) размещены на монтажных платах 13 (Фиг. 1) в камере 9 (Фиг. 1, 2) статического давления.At least one temperature measuring transducer 20 (Fig. 1, 2) is installed on the inner surface of the axisymmetric receiver 6 (Fig. 1), on the shielding disks 2 and 3, the outputs of which are connected through a series-connected multiplexer 17 and an analog-to-digital converter 18 are connected to the microprocessor 19 (Fig. 2). The outputs of the microprocessor 19 are connected to the control inputs of the switches 21 (Fig. 1, 2), the outputs of which are respectively connected to thermoelectric heating elements 22 located in the cavities of the axisymmetric receiver 6 (Fig. 1), as well as in the cavities of the shielding disks 2 and 3. Switches 21 (Fig. 1, 2) are placed on circuit boards 13 (Fig. 1) in the chamber 9 (Fig. 1, 2) of static pressure.

Система воздушных сигналов вертолета обеспечивает получение информации о высотно-скоростных параметрах вертолета при двух различных характерных режимах обтекания неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1:The helicopter air signal system provides information on the altitude and speed parameters of the helicopter with two different characteristic flow regimes of a stationary multichannel flow airmetric receiver 1:

- при полете вертолета на малых или околонулевых скоростях, а также на висении, когда неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник 1 находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета;- when flying a helicopter at low or near-zero speeds, as well as on hovering, when the stationary multichannel flow airmetric receiver 1 is in the alignment of the vortex column of the rotor of the helicopter;

- в остальных режимах полета, когда неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник 1 находится вне створа вихревой колонны несущего винта вертолета.- in other flight modes, when the stationary multichannel flow-through aerometric receiver 1 is located outside the alignment of the vortex column of the rotor of the helicopter.

Система воздушных сигналов вертолета работает следующим образом. Неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник 1 устанавливается на фюзеляже вертолета в зоне, обеспечивающей обтекание неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1 потоком вихревой колонны несущего винта при движении вертолета на малых скоростях и на висении. Ось осесимметричного приемника 6 направлена вверх. При малых скоростях полета, а также на висении осесимметричный приемник 6 находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета и воспринимает давления P1, Р2, Р3, Р4, РП посредством отверстий 8, являющихся приемниками для забора давлений, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны, и отверстия 7, являющегося приемником полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны. Давления P1, Р2, Р3, Р4 посредством пневмопроводов 11 передаются на входы пневмометрических преобразователей 12, расположенных на монтажных платах 13 внутри камеры 9 статического давления. В процессе обтекания неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1 в камере 9 статического давления, пневматически связанной с атмосферой, формируется область невозмущенного статического давления, равного атмосферному давлению РATM, что обеспечивается наличием кожуха 10, защищающего внутренний объем камеры 9 статического давления от непосредственного влияния набегающего воздушного потока. Давление РАТМ поступает на вход пневмометрического преобразователя 14, а также на вход пневмометрического преобразователя 12, на другой вход которого посредством пневмопровода 11 поступает давление РП от отверстия 7, являющегося приемником полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны. Температура заторможенного потока воздуха ТНВ воспринимается измерительным преобразователем температуры 15, выходной сигнал которого преобразовывается электроизмерительной схемой 16 и, наряду с выходными сигналами пневмометрических преобразователей 12 и 14, последовательно поступает на вход мультиплексора 17, аналого-цифрового преобразователя 18 и микропроцессора 19. Таким образом, на вход микропроцессора 19 поступают первичные информативные сигналы, необходимые для определения высотно-скоростных параметров вертолета.The airborne signal system of the helicopter operates as follows. The fixed multichannel flow airmetric receiver 1 is mounted on the fuselage of the helicopter in the area that flows around the stationary multichannel flow airmetric receiver 1 with the flow of the rotor vortex column when the helicopter is moving at low speeds and in hovering. The axis of the axisymmetric receiver 6 is directed upward. At low flight speeds, as well as on hovering, the axisymmetric receiver 6 is located in the alignment of the rotor column of the rotor of the helicopter and receives pressure P 1 , P 2 , P 3 , P 4 , P P through the holes 8, which are receivers for pressure collection that determine the position of the vector the resulting speed of the incident air flow of the vortex column, and the hole 7, which is the receiver of the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column. The pressures P 1 , P 2 , P 3 , P 4 are transmitted via pneumatic lines 11 to the inputs of the pneumometric transducers 12 located on the circuit boards 13 inside the static pressure chamber 9. In the process of flowing around a stationary multichannel flow-through aerometric receiver 1 in a static pressure chamber 9 pneumatically connected to the atmosphere, an area of unperturbed static pressure is formed equal to atmospheric pressure P ATM , which is ensured by the presence of a casing 10 that protects the internal volume of the static pressure chamber 9 from the direct influence of incident air flow. The pressure P АТМ is supplied to the inlet of the pneumatic transducer 14, as well as to the inlet of the pneumometric transducer 12, the other input of which by means of the pneumatic conduit 11 receives the pressure Р P from the hole 7, which is the receiver of the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column. The temperature of the blocked air flow T NV is perceived by the temperature measuring transducer 15, the output signal of which is converted by the electric measuring circuit 16 and, along with the output signals of the pneumometric transducers 12 and 14, is sequentially fed to the input of the multiplexer 17, the analog-to-digital converter 18 and the microprocessor 19. Thus, the input of the microprocessor 19 receives primary informative signals necessary for determining the altitude and speed parameters of the helicopter.

Вычисление высотно-скоростных параметров производится микропроцессором 19 в соответствии с уравнениями, приведенными в прототипе. Там же в виде условия определен критерий нахождения неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1 в створе вихревой колонны несущего винта. Невыполнение этого условия свидетельствует о выходе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1 из зоны вихревой колонны несущего винта вертолета. В этом случае для восприятия информации о параметрах вектора воздушной скорости вертолета с помощью двух экранирующих дисков 2 и 3 в набегающем воздушном потоке в плоскости рыскания выделяется плоскопараллельная воздушная струя, параметры которой зависят от величины и угла направления вектора истинной воздушной скорости вертолета в плоскости рыскания. С помощью расположенных между двумя экранирующими дисками 2 и 3 трубок 4 полного давления и кольцевых каналов 5 с отверстиями, являющимися приемниками дросселированного статического давления, воспринимаются давления Р5-Рn и РСТ.Д, пропорциональные величине вектора истинной воздушной скорости и его направлению. Давления Р5-Рn посредством пневмопроводов 11 передаются на входы пневмометрических преобразователей 12. Также на входы пневмометрических преобразователей 12 подается дросселированное статическое давление РСТ.Д. Выходные сигналы пневмометрических преобразователей 12 и 14, а также выходной сигнал электроизмерительной схемы 16 последовательно поступают на вход мультиплексора 17, аналого-цифрового преобразователя 18 и микропроцессора 19. Вычисление высотно-скоростных параметров производится микропроцессором 19 в соответствии с уравнениями, приведенными в аналоге.The calculation of the altitude and speed parameters is performed by the microprocessor 19 in accordance with the equations given in the prototype. There, in the form of a condition, the criterion for finding a stationary multichannel flow-through aerometric receiver 1 in the alignment of the rotor vortex column is determined. Failure to comply with this condition indicates the exit of the stationary multichannel flow-through aerometric receiver 1 from the zone of the rotor column of the rotor of the helicopter. In this case, for perceiving information about the parameters of the helicopter airspeed vector using two shielding disks 2 and 3, a plane-parallel air jet is emitted in the incoming air flow in the yaw plane, the parameters of which depend on the magnitude and angle of the direction of the true airspeed vector of the helicopter in the yaw plane. Using the full pressure tubes 4 between the two shielding disks 4 and the annular channels 5 with openings that are receivers of the throttled static pressure, pressures P 5 -P n and P ST.D are perceived proportional to the true air velocity vector and its direction. The pressure P 5 -P n through pneumatic conduits 11 are transmitted to the inputs of the pneumometric transducers 12. Also at the inputs of the pneumometric transducers 12 is throttled static pressure P ST.D. The output signals of the pneumatic converters 12 and 14, as well as the output signal of the electrical measuring circuit 16 are sequentially fed to the input of the multiplexer 17, the analog-to-digital converter 18 and the microprocessor 19. The altitude-speed parameters are calculated by the microprocessor 19 in accordance with the equations given in the analogue.

Вне зависимости от режима работы системы воздушных сигналов вертолета, определяемого характером обтекания неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1, система воздушных сигналов вертолета реализует функцию автоматического обогрева неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1. Выходные сигналы измерительных преобразователей температуры 20 последовательно поступают на вход мультиплексора 17, аналого-цифрового преобразователя 18 и микропроцессора 19. В микропроцессоре 19 проводится анализ значений поступивших информативных сигналов, после чего с выходов микропроцессора 19 подается сигнал управления на входы коммутаторов 21, осуществляющих замыкание термоэлектрических нагревательных элементов 22 с цепями питания.Regardless of the mode of operation of the helicopter’s air signal system, determined by the nature of the flow around a fixed multichannel flow airmetric receiver 1, the helicopter’s air signal system implements the function of automatically heating a fixed multichannel flow airmetric receiver 1. The output signals of temperature measuring transducers 20 are sequentially fed to the input of multiplexer 17, analog digital converter 18 and microprocessor 19. In microprocessor 19 is carried out lysing the values of the received informative signals, after which a control signal is supplied from the outputs of the microprocessor 19 to the inputs of the switches 21, which short circuit the thermoelectric heating elements 22 with power circuits.

В отличие от прототипа, неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник содержит камеру статического давления с воздухопроницаемыми стенками с кожухом, в которой установлен пневмоэлектрический преобразователь, выход которого через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключен к микропроцессору, что позволяет повысить стабильность и точность измерения статического давления, поскольку обеспечивает измерение давления во внутреннем объеме камеры статического давления, защищенной кожухом от непосредственного влияния набегающего воздушного потока и индуктивного потока несущего винта вертолета, которое может выражаться в пульсациях местного статического давления на поверхности неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника.In contrast to the prototype, the fixed multichannel flow-through aerometric receiver contains a static pressure chamber with breathable walls with a casing, in which a pneumatic-electric converter is installed, the output of which is connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to the microprocessor, which improves stability and accuracy of measurement of static pressure since it provides pressure measurement in the internal volume of the static pressure chamber, protection hydrochloric casing from the direct influence of the incoming air flow stream and inductive helicopter rotor, which can be expressed in the local static pressure pulsations on the surface of the fixed flow aerometric multichannel receiver.

В отличие от прототипа, на внутренней поверхности осесимметричного приемника, на нижнем и верхнем экранирующих дисках, установлены, по меньшей мере, по одному измерительному преобразователю температуры, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выходы которого соответственно подключены к управляющим входам коммутаторов, выходы которых соответственно соединены с термоэлектрическими нагревательными элементами, размещенными в полостях осесимметричного приемника, а также в полостях верхнего и нижнего экранирующих дисков, что обеспечивает реализацию автоматического обогрева неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и позволяет избежать его обледенения и закупорку льдом полостей дросселированного статического давления, трубок полного давления и отверстий, являющихся приемниками давлений, соответственно повышается надежность заявленного устройства.Unlike the prototype, on the inner surface of the axisymmetric receiver, on the lower and upper shielding disks, at least one temperature measuring transducer is installed, the outputs of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor, the outputs of which are respectively connected to the control inputs of the switches, the outputs of which are respectively connected to thermoelectric heating elements placed in the cavities of the axisymmeter primary receiver, as well as in the cavities of the upper and lower shielding disks, which ensures the implementation of automatic heating of the stationary multichannel flow airmetric receiver and avoids icing and blockage of the throttled static pressure cavities, full pressure tubes and openings that are pressure receivers with ice, and the reliability of the claimed devices.

В отличие от прототипа, пневмоэлектрические преобразователи, мультиплексор, аналого-цифровой преобразователь, микропроцессор и коммутаторы размещены в камере статического давления, что позволяет расположить все функциональные элементы системы в едином корпусе, а именно внутри неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, что приводит к снижению массогабаритных характеристик заявленной системы.Unlike the prototype, pneumoelectric converters, a multiplexer, an analog-to-digital converter, a microprocessor and switches are placed in a static pressure chamber, which allows you to place all the functional elements of the system in a single housing, namely inside a stationary multichannel flow-through aerometric receiver, which leads to a decrease in weight and size characteristics declared system.

Устройство может быть реализовано приборостроительным предприятием с применением электронных компонентов, выпускаемых промышленностью. В качестве пневмометрических преобразователей могут быть использованы датчики давления серии AWM3000, датчики давления серии SSC производства компании Honeywell и датчики давления серии МРХ4115 производства компании Freescale. В качестве измерительных преобразователей температуры могут быть использованы микросхема серии 1019ЧТ3С по АЕЯР.431320.507 ТУ и терморезисторы серии СТ3-18 по ОЖО.468.031 ТУ. В качестве мультиплексора может быть использована микросхема серии К155КП1 по БКО.348.006 ТУ. В качестве аналого-цифрового преобразователя может быть использована микросхема серии 572ПВ1 по БКО.348.432-04 ТУ. В качестве микропроцессора может быть использована микросхема серии 1986 ВЕ1Т по АЕЯР.431296.008 ТУ. В качестве коммутаторов может быть использована микросхема серии 249КП1 по 1X3.438.000 ТУ. Термоэлектрические нагревательные элементы могут быть выполнены в виде полых металлических трубок с размещенными внутри проволочными резистивными элементами, изготовленными из материала с высоким удельным электрическим сопротивлением, например из нихрома.The device can be implemented by an instrument-making enterprise using electronic components manufactured by the industry. AWM3000 series pressure sensors, Honeywell SSC series pressure sensors and Freescale MPX4115 series pressure sensors can be used as pneumometric transducers. As temperature measuring transducers, a chip of the 1019CHT3S series according to AEYAR.431320.507 TU and thermistors of the ST3-18 series according to ОЖО.468.031 ТУ can be used. As a multiplexer, a K155KP1 series microcircuit according to BKO.348.006 TU can be used. As an analog-to-digital converter, a chip of the 572PV1 series according to BKO.348.432-04 TU can be used. As a microprocessor, the 1986 BE1T series microcircuit can be used according to AEYAR.431296.008 TU. As switches, a 249KP1 series chip of 1X3.438.000 TU can be used. Thermoelectric heating elements can be made in the form of hollow metal tubes with wire resistive elements inside, made of a material with high electrical resistivity, for example, nichrome.

Заявленная техническая проблема повышения безопасности полетов вертолетов, которая не могла быть решена при осуществлении аналогов заявленного технического решения, решается при осуществлении и использовании заявленного изобретения, что достигается повышением точности и стабильности определения высотно-скоростных параметров вертолета и повышением надежности системы воздушных сигналов вертолета.The claimed technical problem of improving the flight safety of helicopters, which could not be solved by implementing analogues of the claimed technical solution, is solved by implementing and using the claimed invention, which is achieved by increasing the accuracy and stability of determining the altitude-speed parameters of the helicopter and increasing the reliability of the helicopter air signal system.

Заявленное изобретение имеет отличия от наиболее близкого аналога, следовательно, заявленное техническое решение удовлетворяет условию патентоспособности «новизна».The claimed invention has differences from the closest analogue, therefore, the claimed technical solution satisfies the condition of patentability "novelty".

Заявленное техническое решение явным образом не следует из уровня техники; в процессе патентного поиска не выявлены технические решения, имеющие признаки, совпадающие с отличительными признаками заявленного изобретения, следовательно, оно удовлетворяет условию патентоспособности «изобретательский уровень».The claimed technical solution does not explicitly follow from the prior art; in the process of patent search, technical solutions have not been identified that have features that match the distinguishing features of the claimed invention, therefore, it satisfies the patentability condition "inventive step".

Предлагаемое изобретение технически осуществимо и промышленно реализуемо на приборостроительном предприятии, проведенные испытания подтверждают достижение заявленного технического результата. В связи с этим изобретение соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».The present invention is technically feasible and industrially feasible at the instrument-making enterprise, the tests carried out confirm the achievement of the claimed technical result. In this regard, the invention meets the condition of patentability "industrial applicability".

Claims (1)

Система воздушных сигналов вертолета, содержащая неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник в виде разнесенных по высоте экранирующих дисков, между которыми в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления, а на внутренних проточных профилированных поверхностях экранирующих дисков расположены отверстия, являющиеся приемниками дросселированного статического давления, пневмоэлектрические преобразователи, входы которых подключены к трубкам полного и приемнику дросселированного статического давления, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета, на внешней поверхности верхнего экранирующего диска неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника установлен осесимметричный приемник, на верхней поверхности которого, на оси симметрии, расположено отверстие, являющееся приемником для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, симметрично оси симметрии осесимметричного приемника в плоскостях, параллельной оси симметрии вертолета и ортогональной ей, расположены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны относительно оси симметрии осесимметричного приемника в указанных ортогональных друг другу плоскостях, при этом приемники для забора полного давления и давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, соединены с пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, отличающаяся тем, что неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник содержит камеру статического давления с воздухопроницаемыми стенками с кожухом, в которой установлен пневмоэлектрический преобразователь, выход которого через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключен к микропроцессору, при этом на внутренней поверхности осесимметричного приемника, на нижнем и верхнем экранирующих дисках, установлены, по меньшей мере, по одному измерительному преобразователю температуры, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выходы которого соответственно подключены к управляющим входам коммутаторов, выходы которых соответственно соединены с термоэлектрическими нагревательными элементами, размещенными в полостях осесимметричного приемника, а также в полостях верхнего и нижнего экранирующих дисков, при этом пневмоэлектрические преобразователи, мультиплексор, аналого-цифровой преобразователь, микропроцессор и коммутаторы расположены в камере статического давления.A helicopter air signal system containing a fixed multichannel flow-through aerometric receiver in the form of shielded disks spaced apart in height, between which full pressure tubes are located in the azimuthal plane at equal angles, and pneumo-electric holes are located on the internal flow-through profiled surfaces of the shielding disks converters whose inputs are connected to the tubes of the full and the receiver throttled static pressure, the outputs of which through a series-connected multiplexer and analog-to-digital converter are connected to a microprocessor, the output of which is the output of the system according to the altitude and speed parameters of the helicopter, an axisymmetric receiver is installed on the outer surface of the upper screening disk of the stationary multichannel flow airmetric receiver, on the upper surface of which , on the axis of symmetry, there is a hole that is a receiver for taking the total pressure resulting of the incoming air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter, symmetrically to the axis of symmetry of the axisymmetric receiver in planes parallel to the axis of symmetry of the helicopter and orthogonal to it, there are holes that are receivers for pressure collection that determine the angular position of the velocity vector of the resulting incident air flow of the vortex column relative to the axis of symmetry of the axisymmetry receiver in the indicated orthogonal to each other planes, while receivers for sampling the total pressure and pressure lines determining the angular position of the resulting incident air flow of the vortex column are connected to pneumatic-electric transducers, the outputs of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor, characterized in that the stationary multichannel flow-through aerometric receiver contains a static pressure chamber with breathable walls with a casing in which a pneumoelectric converter is installed, the output of which is through the multiplexer and the analog-to-digital converter connected in series are connected to the microprocessor, and at least one temperature measuring transducer is installed on the inner surface of the axisymmetric receiver, on the lower and upper shielding disks, the outputs of which are through the multiplexer and the analog-to-digital converter connected in series connected to a microprocessor, the outputs of which are respectively connected to the control inputs of the switches, the outputs of which are respectively connected s with the thermoelectric heating elements arranged in the cavities of the axisymmetric receiver, and in the cavities of the upper and lower shielding disks at the same pneumoelectric converters, a multiplexer, an analog-digital converter, a microprocessor and a switch disposed in the plenum.
RU2016150200A 2016-12-21 2016-12-21 Helicopter air data system RU2651315C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016150200A RU2651315C1 (en) 2016-12-21 2016-12-21 Helicopter air data system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016150200A RU2651315C1 (en) 2016-12-21 2016-12-21 Helicopter air data system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2651315C1 true RU2651315C1 (en) 2018-04-19

Family

ID=61976854

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016150200A RU2651315C1 (en) 2016-12-21 2016-12-21 Helicopter air data system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2651315C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2730814C2 (en) * 2019-01-14 2020-08-26 Валерий Николаевич Егоров Method for intelligent information support of helicopter crew on altitude and speed parameters and parameters of air environment surrounding helicopter, and device for implementation thereof

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2307358C1 (en) * 2005-12-07 2007-09-27 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Helicopter air signal system
RU2426995C1 (en) * 2009-11-23 2011-08-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева" System to measure helicopter flight low speeds
RU112436U1 (en) * 2011-07-27 2012-01-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ) HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM
WO2015126910A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 Eit Llc Instrument and method for measuring low indicated air speed
RU2592705C2 (en) * 2014-12-10 2016-07-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" Onboard system for measuring parameters of wind velocity vector during parking, takeoff and landing of helicopter

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2307358C1 (en) * 2005-12-07 2007-09-27 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Helicopter air signal system
RU2426995C1 (en) * 2009-11-23 2011-08-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева" System to measure helicopter flight low speeds
RU112436U1 (en) * 2011-07-27 2012-01-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ) HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM
WO2015126910A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 Eit Llc Instrument and method for measuring low indicated air speed
RU2592705C2 (en) * 2014-12-10 2016-07-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" Onboard system for measuring parameters of wind velocity vector during parking, takeoff and landing of helicopter

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2730814C2 (en) * 2019-01-14 2020-08-26 Валерий Николаевич Егоров Method for intelligent information support of helicopter crew on altitude and speed parameters and parameters of air environment surrounding helicopter, and device for implementation thereof

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101810211B1 (en) Apparatus for measuring ultrafine particle
EP2453244B1 (en) Static port apparatus
EP1765671B1 (en) Air data system and method for rotary aircraft
US10274436B2 (en) Radiometric system and method for detecting ice accumulation inside an operating jet engine
CN102466535A (en) System and method for detecting blocked pitot-static ports
US6101429A (en) Broad-range, multi-directional aircraft airspeed measuring system
RU2651315C1 (en) Helicopter air data system
ES2954610T3 (en) System and method for detecting faulty pressure measurements in a discharge air data system using pressure patterns between adjacent ports
JP2005522700A (en) Sensor for wind angle measurement
RU2427844C1 (en) Helicopter air data system
US11662362B2 (en) Pitot-static system blockage detector
US20110138900A1 (en) Weatherized direct-mount absolute pressure sensor
RU2426995C1 (en) System to measure helicopter flight low speeds
US2557900A (en) Position indicator for use in blind flying of towed gliders
CN111736238A (en) Atmospheric data measuring device and aircraft
RU2592705C2 (en) Onboard system for measuring parameters of wind velocity vector during parking, takeoff and landing of helicopter
EP3995835B1 (en) Acoustic airspeed sensors and processing techniques
RU2307357C1 (en) Method for measurement of helicopter air signals and system for its realization
RU2307358C1 (en) Helicopter air signal system
Nikitin et al. A starting system for measuring low airspeeds of a single-rotor helicopter
RU2426133C1 (en) System for determining air flow parameters
RU156495U1 (en) ON-BOARD SYSTEM FOR MEASURING THE PARAMETERS OF THE WIND SPEED VECTOR AT THE PARKING, STARTING AND TAKEOFF AND LANDING MODES
RU94346U1 (en) HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM
US3739638A (en) Airspeed and altitude measuring device
Soldatkin et al. Construction and algorithms of a helicopter air data system with aerometric and ion-tagging measurement channels