RU2700535C2 - Method for helicopter rotors blades integrity control in coaxial arrangement scheme and device for implementation thereof - Google Patents
Method for helicopter rotors blades integrity control in coaxial arrangement scheme and device for implementation thereof Download PDFInfo
- Publication number
- RU2700535C2 RU2700535C2 RU2017142052A RU2017142052A RU2700535C2 RU 2700535 C2 RU2700535 C2 RU 2700535C2 RU 2017142052 A RU2017142052 A RU 2017142052A RU 2017142052 A RU2017142052 A RU 2017142052A RU 2700535 C2 RU2700535 C2 RU 2700535C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- helicopter
- determining
- blades
- output
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/16—Blades
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
- G01B7/00—Measuring arrangements characterised by the use of electric or magnetic techniques
- G01B7/30—Measuring arrangements characterised by the use of electric or magnetic techniques for measuring angles or tapers; for testing the alignment of axes
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение предназначено для контроля целостности лопастей несущих винтов вертолета с соосной схемой их расположения посредством контроля изменений угловых расстояний между соседними лопастями и определения параметров колебательного движения лопастей.The present invention is intended to control the integrity of the rotor blades of a helicopter with a coaxial arrangement of them by controlling changes in angular distances between adjacent blades and determining the parameters of the oscillatory motion of the blades.
Известна полезная модель - система измерения сближения лопастей соосного вертолета (Якеменко Г.В., Селеменев С.В., и др., Система измерения сближения лопастей соосного вертолета. Свидетельство на полезную модель №57241, опубликован 10.10.2006, бюл. №28). Для реализации этой полезной модели используют встроенные в законцовки нижней и верхней лопасти лазерные модули, излучение которых принимается и обрабатывается при помощи светочувствительной матрицы, которая расположена на неподвижной части вертолета, результаты измерений позволяют судить о возникновении и развитии несоконусности и дефектов несущих винтов вертолета.A useful model is known - a system for measuring the proximity of the blades of a coaxial helicopter (Yakemenko G.V., Selemenev S.V., et al., A system for measuring the proximity of the blades of a coaxial helicopter. Certificate for Utility Model No. 57241, published October 10, 2006, Bulletin No. 28 ) To implement this utility model, laser modules built into the tips of the lower and upper blades are used, the radiation of which is received and processed using a photosensitive matrix located on the fixed part of the helicopter, the measurement results allow us to judge the occurrence and development of inconsistency and defects of the helicopter rotors.
Недостатками этой полезной модели являются: внесение в конструкцию лопастей дополнительных элементов, изменяющих прочностные свойства лопастей и низкая помехозащищенность оптического измерительного канала.The disadvantages of this utility model are: the introduction of additional elements into the design of the blades that change the strength properties of the blades and low noise immunity of the optical measuring channel.
Также известна система обеспечения безопасности вертолета в критических режимах пилотирования (Система обеспечения безопасности вертолета в критических режимах пилотирования. Патент №2445234, опубликован 20.03.2012, бюл. №8). Для реализации системы обеспечения безопасности вертолета в соответствии с указанным патентом используют приемники и передатчики электромагнитного сигнала, встроенные в лопасти нижнего и верхнего винтов вертолета, а также в элементы конструкции вертолета. Деформацию элементов конструкции вертолета определяют по амплитуде сигнала при этом учитывают скорость движения вертолета, нагрузки и положение органов управления вертолета.Also known is a helicopter safety system in critical piloting modes (Helicopter safety system in critical piloting modes. Patent No. 2445234, published March 20, 2012, Bulletin No. 8). To implement the helicopter safety system in accordance with the specified patent, receivers and transmitters of the electromagnetic signal are used, which are built into the blades of the lower and upper screws of the helicopter, as well as in the structural elements of the helicopter. The deformation of the structural elements of the helicopter is determined by the amplitude of the signal, taking into account the speed of the helicopter, the load and the position of the helicopter controls.
Недостатками этого устройства являются: внесение в конструкцию лопастей дополнительных элементов, изменяющих прочностные свойства лопастей и низкая помехозащищенность амплитудного метода измерения деформации конструкций вертолета. Также к недостаткам относятся большое количество приемников и передатчиков с уникальными сигналами и независимой связью, что существенно усложняет систему и снижает ее надежность, а также существенно усложняет ее производство и обслуживание.The disadvantages of this device are: the introduction into the design of the blades of additional elements that change the strength properties of the blades and low noise immunity of the amplitude method for measuring the deformation of helicopter structures. The disadvantages include a large number of receivers and transmitters with unique signals and independent communication, which significantly complicates the system and reduces its reliability, as well as significantly complicates its production and maintenance.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является способ контроля целостности лопастей несущего винта вертолета и устройство для его осуществления (Данилин А.И., Жуков С.В. и др., Способ контроля целостности лопастей несущего винта вертолета и устройство для его осуществления. Патент №2593652, опубликован 10.08.2016, бюл. №22). Контроль целостности лопастей несущего винта вертолета достигается за счет контроля межлопастного углового расстояния и амплитуды маховых колебаний лопастей посредством определения информационных параметров, таких как период, длительность и амплитуда импульсов зондирующего излучения сверхвысокой частоты (СВЧ), отраженных от лопастей вертолета.The closest in technical essence to the proposed invention is a method for controlling the integrity of the rotor blades of a helicopter and a device for its implementation (Danilin A.I., Zhukov S.V. et al., A method for monitoring the integrity of the blades of a rotor of a helicopter and a device for its implementation. Patent No. 2593652, published on 08/10/2016, bull. No. 22). The integrity control of the rotor blades of the helicopter is achieved by controlling the inter-blade angular distance and the amplitude of the swing oscillations of the blades by determining information parameters, such as the period, duration and amplitude of the pulses of probing microwave radiation reflected from the blades of the helicopter.
Известный способ осуществляется устройством контроля целостности лопастей несущего винта вертолета (Данилин А.И., Жуков С.В. и др., Способ контроля целостности лопастей несущего винта вертолета и устройство для его осуществления. Патент №2593652, опубликован 10.08.2016, бюл. №22), содержащим генератор сигнала сверхвысокой частоты, приемную и передающую антенно-фидерные системы, усилитель, бортовую электронно-вычислительную машину, счетчик определения периода вращения ротора несущего винта вертолета и счетчик определения длительности межлопастных временных интервалов, оборотный датчик, электронный ключ, генератор тактовых импульсов, формирователь опорного напряжения, цифро-аналоговый преобразователь и компараторы.The known method is carried out by a device for monitoring the integrity of the rotor blades of a helicopter (Danilin A.I., Zhukov S.V. et al., A method for monitoring the integrity of the blades of a rotor of a helicopter and a device for its implementation. Patent No. 2593652, published on 08/10/2016, bull. No. 22), containing a microwave signal generator, receiving and transmitting antenna-feeder systems, an amplifier, an on-board electronic computer, a counter for determining the period of rotation of the rotor of the rotor of the helicopter, and a counter for determining the duration of the interspersion s time slots revolving sensor, an electronic key, a clock pulse generator, a reference voltage generator, the digital-analog converter and the comparators.
Недостатками этого способа и устройства его реализующего являются недостаточная точность и достоверность измерений, обусловленные использованием амплитудного метода измерения расстояния до лопасти, подверженного влиянию помех от посторонних источников излучения и, кроме этого, отсутствие информации о фазовом сдвиге между воздушными винтами соосных схем может привести к перекрытию лопастей верхнего несущего винта (ВНВ) лопастями нижнего несущего винта (ННВ) в зоне видимости чувствительных элементов устройства, кроме этого существует неоднозначность определения параметров скручивания лопасти из-за отсутствия учета углов установки лопастей автоматом перекоса и геометрической крутки лопастей.The disadvantages of this method and the device that implements it are the lack of accuracy and reliability of the measurements, due to the use of the amplitude method of measuring the distance to the blades, subject to the influence of interference from extraneous radiation sources and, in addition, the lack of information about the phase shift between the propellers of the coaxial circuits can lead to overlap of the blades the upper rotor (VNV) with the blades of the lower rotor (NVN) in the field of view of the sensitive elements of the device, in addition t the ambiguity in determining the parameters of twisting of the blade due to the lack of consideration of the angles of installation of the blades by the automatic swashplate and geometric twist of the blades.
В основу изобретения поставлены задачи расширения функциональных возможностей способа и увеличение точности измерения параметров колебательных перемещений лопастей, определяющих их целостность. Расширение функциональных возможностей достигается посредством увеличения количества измеряемых информационных параметров характеризующих рабочее состояние лопастей, а также за счет распространения возможностей способа и устройства его реализующего на соосные схемы воздушных винтов. Увеличение точности измерения колебательных параметров перемещения лопастей вертолета в предлагаемом способе и устройстве его реализующем, достигается за счет использования фазового метода определения амплитуды махового колебания лопасти и использования информации об угле установки лопастей несущих винтов, получаемой со стационарных штатных датчиков. Внедрение системы контроля состояния вращающихся узлов вертолета с учетом информации со штатных датчиков позволяет исключить неоднозначность определения скручивания лопастей в рабочем эксплуатационном режиме. Кроме этого использование зондирующего излучения СВЧ диапазона позволяет использовать устройство в любое время суток вне зависимости от погодных условий и изменения интенсивности потока солнечного излучения.The basis of the invention is the task of expanding the functionality of the method and increasing the accuracy of measuring the parameters of the oscillatory movements of the blades that determine their integrity. The expansion of functionality is achieved by increasing the number of measured information parameters characterizing the working condition of the blades, as well as by expanding the capabilities of the method and device implementing it on coaxial propeller circuits. The increase in the accuracy of measuring the vibrational parameters of the movement of the blades of the helicopter in the proposed method and device that implements it is achieved by using the phase method for determining the amplitude of the swing oscillation of the blade and using information about the angle of installation of the rotor blades obtained from stationary standard sensors. The implementation of the monitoring system of the state of the rotating nodes of the helicopter, taking into account information from standard sensors, eliminates the ambiguity in determining the twisting of the blades in the operational operating mode. In addition, the use of probing microwave radiation allows you to use the device at any time of the day, regardless of weather conditions and changes in the intensity of the solar radiation flux.
Для достижения поставленной цели в способе контроля целостности лопастей несущих винтов вертолета в соосной схеме их расположения на ротор нижнего несущего винта вертолета устанавливают возбудитель оборотной метки, на неподвижной части корпуса вертолета напротив траектории движения оборотной метки устанавливают первый неподвижный бесконтактный оборотный датчик, регистрируют электрические импульсы, полученные в результате взаимодействия возбудителя оборотной метки и первого оборотного датчика, из аналоговых электрических импульсов первого оборотного датчика формируют оборотные прямоугольные импульсы, измеряют временные интервалы между оборотными прямоугольными импульсами, получают информацию о периоде вращения ротора нижнего несущего винта вертолета, устанавливают на неподвижной части корпуса вертолета излучающую антенну с диаграммой направленности, ширина которой сравнима с угловой видимостью ширины лопасти и исключающей возможность одновременного облучения двух соседних лопастей, в непосредственной близости от излучающей антенны устанавливают приемную антенну так, чтобы ширина диаграммы направленности антенны обеспечивала уверенный прием отраженного поочередно от каждой лопасти зондирующего сигнала, антенны располагают таким образом, чтобы конструктивные элементы корпуса вертолета не попадали в зону их диаграмм направленностей, направляют зондирующее излучение посредством излучающей антенны в сторону контролируемых лопастей нижнего несущего винта, частично принимают отраженное от лопастей нижнего несущего винта зондирующее излучение приемной антенной, детектируют принятый сигнал и усиливают его огибающую, на основе огибающей формируют лопастные прямоугольные импульсы, определяют временные интервалы между лопастными прямоугольными импульсами, идентифицируют номера лопастей нижнего несущего винта вертолета посредством сравнения временного положения импульсов от оборотного датчика и лопастных прямоугольных импульсов, полученных после обработки потока, отраженного и принятого от лопастей вертолета, определяют относительные значения временных интервалов для каждого межлопастного интервала путем вычисления отношения между полученным текущим межлопастным временным интервалом и периодом вращения винта вертолета, сравнивают полученные относительные временные интервалы и амплитуды отраженных от лопастей сигналов с эталонными относительными временными интервалами и амплитудными величинами, записанными в памяти бортовой электронно-вычислительной машины, согласно изобретению, на ротор верхнего несущего винта вертолета устанавливают второй возбудитель оборотной метки, на неподвижной части корпуса вертолета напротив траектории движения второго возбудителя оборотной метки устанавливают неподвижный второй бесконтактный оборотный датчик, регистрируют электрические импульсы, полученные в результате взаимодействия возбудителя оборотной метки со вторым оборотным датчиком, из электрических импульсов, поступающих со второго оборотного датчика формируют оборотные прямоугольные импульсы верхнего несущего винта, измеряют временные интервалы между оборотными прямоугольными импульсами, получают информацию о периоде вращения ротора верхнего несущего винта вертолета, излучающую и приемную антенны устанавливают на неподвижной части корпуса вертолета таким образом, чтобы максимумы основных лепестков их диаграмм направленности не совпадали с точкой встречи лопастей верхнего и нижнего несущих винтов вертолета, формируют генератором масштабной частоты в диапазоне высоких частот гармонический сигнал с рассчитанной масштабной частотой, модулируют сигнал сверхвысокой частоты сигналом высокой частоты при помощи модулятора, формируя таким образом зондирующее излучение, направляют зондирующее излучение посредством излучающей антенны в сторону контролируемых лопастей верхнего несущего винта, частично принимают отраженное от лопастей верхнего несущего винта зондирующее излучение приемной антенной, выделяют отраженное от лопастей и принятое приемной антенной излучение посредством блока фильтров, сравнивают фазы сгенерированного и принятого масштабных сигналов при помощи фазометра и генерируют сигнал разности фаз в виде прямоугольного импульса, измеряют его длительность, по длительности сигнала разности фаз судят об амплитуде махового колебания, идентифицируют номера лопастей верхнего несущего винта вертолета посредством сравнения временного положения импульсов от оборотного датчика верхнего несущего винта и лопастных прямоугольных импульсов, соответствующих верхнему несущему винту вертолета, измеряют длительность лопастных прямоугольных импульсов, по длительности лопастных прямоугольных импульсов определяют угол установки лопасти, находящейся непосредственно в зоне действия диаграммы направленности приемной антенны, оцифровывают посредством блока аналого-цифровых преобразователей амплитуды сигналов с датчиков дифференциального шага винта, общего шага винта, циклического продольного и поперечного шага винта и по амплитуде сигналов с этих датчиков определяют мгновенный угол установки лопасти, сравнивают мгновенный угол установки и угол установки лопасти над приемной антенной и определяют угол скручивания лопасти, сравнивают измеренный угол скручивания и длительность сигнала разности фаз с эталонными значениями, записанными в памяти бортовой электронно-вычислительной машины, эталонные значения определяются при работе с заведомо исправными лопастями, получаемыми, например, за сто полных оборотов несущих винтов вертолета на всех рабочих режимах при максимальном и минимальном возможных углах установки лопастей и максимальном приближении и удалении лопастей от апертуры приемной антенны, при этом определяются минимальные и максимальные возможные длительности импульсов для каждого межлопастного интервала, углы скручивания для каждой лопасти и сигналов разностей фаз, при обнаружении отклонения текущих значений измеренных временных интервалов от имеющихся эталонных значений формируется сигнал о неисправности конкретной лопасти или ее крепления.To achieve the goal, in the method of controlling the integrity of the rotor blades of the helicopter in a coaxial arrangement thereof, a revolving mark activator is installed on the rotor of the lower rotor of the helicopter, the first stationary non-contact revolving sensor is installed on the fixed part of the helicopter body opposite the trajectory of the revolving mark, electrical impulses received are recorded as a result of the interaction of the revolving mark pathogen and the first revolving sensor, from analog electrical impulse The owl of the first revolving sensor generates rectangular revolution pulses, measures the time intervals between the rectangular revolution pulses, obtains information on the rotation period of the rotor of the lower rotor of the helicopter, install a radiating antenna with a radiation pattern on the fixed part of the helicopter casing, the width of which is comparable with the angular visibility of the blade width and excluding the possibility of simultaneous irradiation of two adjacent blades, in the immediate vicinity of the radiating antenna, a reception the antenna so that the width of the antenna pattern ensures reliable reception of the probe signal reflected alternately from each blade, the antennas are positioned so that the helicopter body structural elements do not fall into the area of their radiation patterns, direct the probe radiation through the emitting antenna to the side of the controlled lower carrier blades propeller, partially receive the probe radiation reflected from the blades of the lower rotor by the receiving antenna, detect received nth signal and amplifies its envelope, on the basis of the envelope they form lobed rectangular pulses, determine the time intervals between the bladed rectangular pulses, identify the numbers of the blades of the lower rotor of the helicopter by comparing the temporal position of the pulses from the rotary sensor and the bladed rectangular pulses received after processing the stream reflected and received from the blades of the helicopter, determine the relative values of the time intervals for each inter-blade interval by calculating the relationship between the obtained current inter-blade time interval and the period of rotation of the helicopter rotor, compare the obtained relative time intervals and amplitudes of the signals reflected from the blades with the relative relative time intervals and amplitude values recorded in the memory of the on-board computer machine, according to the invention, on the rotor of the upper carrier the helicopter rotors install a second revolving mark exciter, on the fixed part of the helicopter body opposite the trajectory moving the second revolving mark exciter set a stationary second non-contact revolving sensor, register electrical impulses obtained as a result of the interaction of the revolving mark exciter with the second revolving sensor, from the electrical impulses coming from the second revolving sensor, forming rectangular reverse pulses of the upper rotor, measure the time intervals between revolving rectangular pulses, receive information about the period of rotation of the rotor of the upper rotor of the helicopter The emitting and receiving antennas are mounted on the fixed part of the helicopter’s body so that the maxima of the main lobes of their radiation patterns do not coincide with the meeting point of the blades of the upper and lower rotors of the helicopter, form a harmonic signal with the calculated scale frequency in the high-frequency range, modulate the microwave signal with a high frequency signal using a modulator, thereby generating a probe radiation, direct the probe radiation radiation through the emitting antenna towards the controlled rotor blades of the upper rotor, the probe radiation reflected from the blades of the upper rotor is partially received by the receiving antenna, the radiation reflected from the blades and received by the receiving antenna is isolated by the filter unit, the phases of the generated and received scale signals are compared using a phase meter and generated signal of the phase difference in the form of a rectangular pulse, measure its duration, the amplitude of the signal is measured by the duration of the phase difference flywheel oscillations, identify the numbers of the blades of the top rotor of the helicopter by comparing the time position of the pulses from the rotary sensor of the top rotor and the blades of the rectangular pulses corresponding to the top rotor of the helicopter, measure the duration of the blades of the rectangular pulses, the duration of the blades of the rectangular pulses determine the angle of installation of the blades located directly in the range of the radiation pattern of the receiving antenna, digitized by means of a block and analog-to-digital converters of the amplitude of the signals from the sensors of the differential pitch of the screw, the total pitch of the screw, the cyclic longitudinal and transverse pitch of the screw and the amplitude of the signals from these sensors determine the instantaneous angle of the blade, compare the instantaneous angle of installation and the angle of the blade above the receiving antenna and determine the angle twisting of the blade, compare the measured angle of twisting and the duration of the signal of the phase difference with the reference values recorded in the memory of the on-board electronic computers , reference values are determined when working with obviously serviceable blades, obtained, for example, for one hundred full revolutions of the rotors of the helicopter in all operating modes at the maximum and minimum possible angles of installation of the blades and the maximum approximation and distance of the blades from the aperture of the receiving antenna, while determining the minimum and the maximum possible pulse durations for each inter-blade interval, torsion angles for each blade and phase difference signals, when a deviation of the current values is detected Nij measured time intervals from the existing reference value signal is formed on a specific blade failure or its fastening.
Для реализации способа в известное устройство, содержащее детектор, первый компаратор, второй компаратор, аналогово-цифровой преобразователь, генератор сигнала сверхвысокой частоты, приемную и передающую антенно-фидерные системы, первый усилитель, бортовую электронно-вычислительную машину, счетчик определения межлопастных временных интервалов, первый оборотный датчик, генератор тактовых импульсов, первый счетчик определения частоты вращения ротора нижнего несущего винта вертолета, согласно изобретению дополнительно введены, генератор масштабной частоты, модулятор, фазометр, блок фильтров, второй усилитель, счетчик определения длительности отраженного сигнала, счетчик определения длительности сигнала разности фаз, второй счетчик определения частоты вращения ротора верхнего несущего винта вертолета, второй оборотный датчик, датчик определения установки дифференциального шага винта, датчик определения установки общего шага винта, датчик определения установки циклического продольного шага винта, датчик определения установки циклического поперечного шага винта, третий компаратор, соединенные между собой следующим образом: выход генератора сверхвысокой частоты подключен к первому входу модулятора, выход генератора масштабной частоты, соединен со вторым входом модулятора и с первым входом фазометра, выход модулятора соединен с входом излучающей антенно-фидерной системы, выход приемной антенно-фидерной системы, подключен к входу блока фильтров, выход блока фильтров подключен к входу детектора, выход которого соединен с входом первого усилителя и подключен к входу второго усилителя, выход первого усилителя подключен ко второму входу фазометра, выход второго усилителя соединен с входом первого компаратора, выход фазометра подключен к первому входу счетчика определения длительности сигнала разности фаз, выход первого компаратора соединен с первым входом счетчика определения длительности отраженного сигнала и с первым входом счетчика определения межлопастных временных интервалов, генератор тактовых импульсов, выход которого подключен к вторым входам счетчиков определения длительности сигнала разности фаз, определения длительности отраженного сигнала и определения межлопастных временных интервалов и к вторым входам счетчиков определения частоты вращения роторов нижнего и верхнего несущих винтов вертолета, выходные разряды счетчика определения длительности сигнала разности фаз подключены к первой части разрядов входного интерфейса бортовой электронно-вычислительной машины, выходные разряды счетчика определения длительности отраженного сигнала соединены со второй частью разрядов входного интерфейса бортовой электронно-вычислительной машины, выходные разряды счетчика определения межлопастных временных интервалов подключены к третьей части разрядов входного интерфейса бортовой электронно-вычислительной машины, первый оборотный датчик соединен с входом второго компаратора, второй оборотный датчик подключен к входу третьего компаратора, выход второго компаратора соединен с первым входом счетчика определения частоты вращения ротора нижнего несущего винта вертолета, выход третьего компаратора подключен к первому входу счетчика определения частоты вращения ротора верхнего несущего винта вертолета, выходные разряды счетчика определения частоты вращения ротора нижнего несущего винта вертолета подключены к четвертой части разрядов входного интерфейса бортовой электронно-вычислительной машины, выходные разряды счетчика определения частоты вращения ротора верхнего несущего винта вертолета, соединены с пятой частью разрядов входного интерфейса бортовой электронно-вычислительной машины, выход датчика определения установки дифференциального шага винта подключен к первому информационному входу блока аналого-цифровых преобразователей, выход датчика определения установки общего шага винта соединен со вторым информационным входом блока аналого-цифровых преобразователей, выход датчика определения установки циклического продольного шага винта подключен к третьему информационному входу блока аналого-цифровых преобразователей, выход датчика определения установки циклического поперечного шага винта соединен с четвертым информационным входом блока аналого-цифровых преобразователей, выходные разряды блока аналого-цифровых преобразователей подключены к шестой части разрядов входного интерфейса бортовой электронно-вычислительной машины; бортовая электронно-вычислительная машина является выходным блоком, формирующим и отображающим выходные сигналы устройства.To implement the method into a known device containing a detector, a first comparator, a second comparator, an analog-to-digital converter, an microwave signal generator, a transmitter and receiver antenna-feeder system, a first amplifier, an on-board electronic computer, a counter for determining inter-blade time intervals, the first rotary sensor, clock generator, first counter for determining the rotational speed of the rotor of the lower rotor of the helicopter, according to the invention are additionally introduced, the generator scale frequency ator, modulator, phase meter, filter unit, second amplifier, counter for determining the duration of the reflected signal, counter for determining the duration of the signal for the phase difference, second counter for determining the rotational speed of the rotor of the upper rotor of the helicopter, second rotary sensor, sensor for determining the installation of the differential pitch of the screw, sensor determining the installation of the common pitch of the screw, the sensor determining the installation of the cyclic longitudinal pitch of the screw, the sensor determining the installation of the cyclic transverse pitch of the screw a, the third comparator, interconnected as follows: the output of the microwave generator is connected to the first input of the modulator, the output of the scale generator is connected to the second input of the modulator and to the first input of the phase meter, the output of the modulator is connected to the input of the radiating antenna-feeder system, the output of the receiver antenna-feeder system, connected to the input of the filter unit, the output of the filter unit is connected to the input of the detector, the output of which is connected to the input of the first amplifier and connected to the input of the second amplifier, the output of the first of the second amplifier is connected to the second input of the phase meter, the output of the second amplifier is connected to the input of the first comparator, the output of the phase meter is connected to the first input of the counter for determining the duration of the phase difference signal, the output of the first comparator is connected to the first input of the counter for determining the duration of the reflected signal and with the first input of the counter for determining inter-blade time intervals, the clock generator, the output of which is connected to the second inputs of the counters determine the duration of the signal of the phase difference, determine the length the duration of the reflected signal and the determination of the inter-blade time intervals and to the second inputs of the counters of determining the rotor speed of the lower and upper rotors of the helicopter, the output bits of the counter for determining the duration of the phase difference signal are connected to the first part of the bits of the input interface of the on-board computer, the output bits of the counter for determining the duration the reflected signal is connected to the second part of the bits of the input interface of the onboard electronic computer, output the bottom bits of the counter for determining the inter-blade time intervals are connected to the third part of the bits of the input interface of the on-board computer, the first revolution sensor is connected to the input of the second comparator, the second revolution sensor is connected to the input of the third comparator, the output of the second comparator is connected to the first input of the counter for determining the rotor speed the lower rotor of the helicopter, the output of the third comparator is connected to the first input of the counter for determining the rotor speed of the upper rotor the existing rotor of the helicopter, the output bits of the counter for determining the rotational speed of the rotor of the lower rotor of the helicopter are connected to the fourth part of the bits of the input interface of the onboard computer, the output bits of the counter for determining the rotational speed of the rotor of the upper rotor of the helicopter are connected to the fifth of the bits of the input interface of the onboard electronic computer, the output of the sensor for determining the differential pitch of the screw is connected to the first information input of the analog block go-digital converters, the output of the sensor for determining the installation of the common pitch of the screw is connected to the second information input of the block of analog-to-digital converters, the output of the sensor for determining the installation of the cyclic longitudinal pitch of the screw is connected to the third information input of the block of analog-to-digital converters, the output of the sensor for determining the installation of the cyclic transverse pitch of the screw connected to the fourth information input of the block of analog-to-digital converters, output bits of the block of analog-to-digital converters lei are connected to the sixth of the bits of the input interface of the on-board electronic computer; the on-board electronic computer is an output unit that generates and displays the output signals of the device.
Предлагаемое техническое решение обладает новизной, т.к. авторам не известны признаки, фигурирующие в предлагаемом изобретении в качестве отличительных.The proposed technical solution is new, because the authors are not aware of the features appearing in the present invention as distinctive.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлена структурная схема устройства, реализующего предложенный способ;The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a structural diagram of a device that implements the proposed method;
на фиг. 2 приведены временные эпюры, поясняющие работу устройства;in FIG. 2 shows temporary diagrams explaining the operation of the device;
на фиг. 3 приведена схема расположения основных блоков устройства;in FIG. 3 shows the layout of the main blocks of the device;
на фиг. 4 приведено расположение приемо-передающих антенн относительно возможных азимутальных углов встречи лопастей верхнего и нижнего несущих винтов;in FIG. 4 shows the location of the transceiver antennas relative to the possible azimuthal angles of meeting of the blades of the upper and lower rotors;
на фиг. 5 приведена шарнирная схема крепления лопасти и межлопастное угловое расстояние с указанием углов, на которые могут отклоняться лопасти относительно исходного состояния в горизонтальной плоскости;in FIG. 5 shows the hinged mounting pattern of the blade and the inter-blade angular distance indicating the angles at which the blades can deviate relative to the initial state in the horizontal plane;
на фиг. 6 приведена упругая схема крепления лопасти и межлопастное угловое расстояние;in FIG. 6 shows the elastic mounting pattern of the blade and the inter-blade angular distance;
на фиг. 7 показано маховое перемещение (колебание) лопасти;in FIG. 7 shows the swing movement (oscillation) of the blade;
на фиг. 8 приведен угол установки лопасти в нескольких ее сечениях.in FIG. 8 shows the angle of the blade in several sections.
Контроль целостности лопастей вращающегося несущего винта соосной схемы по предложенному способу осуществляется следующим образом.The integrity control of the blades of the rotary rotor of the coaxial circuit according to the proposed method is as follows.
На роторах верхнего и нижнего несущих винтов вертолета устанавливают возбудители оборотной метки, например, штыри 28, 29. На неподвижной части корпуса вертолета напротив траектории движения оборотных меток (ОМ) устанавливают бесконтактные оборотные датчики 17, 19 (ОД) (Фиг. 1), например, вихретоковые и регистрируют их выходные электрические импульсы (Фиг. 2, эпюра 1, импульсы с первого оборотного датчика), полученные в результате взаимодействия возбудителя ОМ с ОД. Формируют из электрических импульсов ОД, оборотные прямоугольные импульсы ННВ и ВНВ (для примера на Фиг. 2, эпюра 2 показаны импульсы ННВ), измеряют временные интервалы между импульсами ОД, например, по переднему фронту оборотных прямоугольных импульсов (Фиг. 2 эпюра 6), получают информацию о периоде вращения роторов ННВ и ВНВ вертолета. Размещают на неподвижной части корпуса вертолета, например, на хвостовой части фюзеляжа вертолета (Фиг. 3), излучающую антенну 4, например, на основе рупорной антенны (Драбкин А.Л., Зузенко В.Л., Кислов А.Г. Антенно-фидерные устройства. М.: Советское Радио, 1974. 266-286 с.), с относительно узкой диаграммой направленности, ширина которой исключает возможность одновременного облучения двух соседних лопастей. В непосредственной близости от излучающей антенны устанавливают приемную антенну 5 таким образом, чтобы ширина диаграммы направленности приемной антенны позволяла обеспечивать уверенный прием, отраженного поочередно от каждой лопасти излучения при любом ее деформационном состоянии. Обе антенны располагаются на корпусе вертолета в зоне «характерного» сечения лопасти, которое находится на расстоянии 0,7R от центра втулки НВВ (R - длина лопасти, Фиг. 8), так как в этом месте наблюдаются аэродинамические характеристики близкие к средним для всей лопасти (Ромасевич В.Ф. Аэродинамика и динамика полета вертолетов. М.:ВИ МО СССР, 1982. 102-103 с.). Кроме этого, антенны устанавливаются таким образом, чтобы конструктивные элементы корпуса вертолета не попадали в зону действия их диаграмм направленностей.On the rotors of the upper and lower rotor rotors of the helicopter, reverse marking agents are installed, for example, pins 28, 29. On the fixed part of the helicopter’s body opposite the trajectory of the revolving marks (OM), contactless revolving sensors 17, 19 (OD) are installed (Fig. 1), for example eddy current and record their output electrical impulses (Fig. 2,
Поскольку в соосной схеме расположения несущих винтов вертолета, в некоторые моменты времени лопасти ННВ и ВНВ перекрываются, то при установке антенн необходимо учитывать все возможные азимутальные углы встречи лопастей верхнего и нижнего несущих винтов, например, для вертолета Ка-32 азимутальные углы встречи показаны на Фиг. 4 (Володко A.M., Верхозин М.П., Горшков В.А. Вертолеты. Справочник по аэродинамике, динамике полета, конструкции, оборудованию и технической эксплуатации. М.: Военное издательство, 1992. 61-62 с.).Since in the coaxial arrangement of the rotors of the helicopter, at some points in time, the NNV and VNV blades overlap, when installing the antennas, it is necessary to take into account all possible azimuthal angles of meeting of the upper and lower rotor blades, for example, for the Ka-32 helicopter, the azimuthal meeting angles are shown in Fig. . 4 (Volodko A.M., Verkhozin MP, Gorshkov VA. Helicopters. Handbook of aerodynamics, flight dynamics, design, equipment and technical operation. M.: Military Publishing House, 1992. 61-62 p.).
С помощью генератора масштабной частоты 3 генерируется масштабный сигнал высокой частоты (ВЧ), выступающий в роли модулирующего:Using a generator of
uBЧ=Acos((Ωt+ϕ0),u BCH = Acos ((Ωt + ϕ 0 ),
где А, Ω и ϕ0 - амплитуда, частота и начальная фаза масштабного сигнала, соответственно. Сигнал масштабной частоты uВЧ подается на модулятор 2, например, на основе p-i-n - диодов (Веселов Г.И., Егоров Е.Н. и др., Микроэлектронные устройства СВЧ. М.: Высшая школа, 1988. 78-87 с.) и изменяет амплитуду СВЧ колебаний, при этом формируется модулированное по амплитуде зондирующее СВЧ излучение:where A, Ω, and ϕ 0 are the amplitude, frequency, and initial phase of the scale signal, respectively. The signal of the scale frequency u HF is fed to
uИЗЛ=UИЗЛ[1+Mcos(Ωt+ϕ0)]cos(ω0t+ϕ'0),u RL = U RL [1 + Mcos (Ωt + ϕ 0 )] cos (ω 0 t + ϕ ' 0 ),
где М - коэффициент амплитудной модуляции; UИЗЛ, ω0 и ϕ'0 - амплитуда, частота и начальная фаза несущего СВЧ сигнала, соответственно. Далее направляют модулированный сигнал посредством излучающей антенно-фидерной системой 4 в сторону траектории движения контролируемых лопастей. Отраженный от лопастей сигнал частично принимается приемной антенно-фидерной системой 5 (АФС):where M is the coefficient of amplitude modulation; U RL , ω 0 and ϕ ' 0 are the amplitude, frequency, and initial phase of the carrier microwave signal, respectively. Next, the modulated signal is sent by means of a radiating antenna-
где Uпp - амплитуда принятого несущего сигнала; ϕотр - фазовый сдвиг, вызванный разностью хода зондирующего сигнала от лопасти до АФС; ϕизм - сдвиг фазы обусловленный задержкой в цепях измерителя; tr - время задержки сигнала при распространении сигнала до лопасти и обратно; ωД(t) - доплеровское приращение частоты; tн,tк - время начала и конца наблюдения лопасти; ϕ' - приращение фазы несущего сигнала.where U p - the amplitude of the received carrier signal; ϕ neg - the phase shift caused by the difference in the course of the probe signal from the blade to the AFS; ϕ ISM - phase shift due to a delay in the meter circuits; t r - signal delay time during signal propagation to the blade and vice versa; ω D (t) is the Doppler frequency increment; t n , t to - the time of the beginning and end of the observation of the blade; ϕ 'is the phase increment of the carrier signal.
Принятый сигнал обрабатывают при помощи блока 6 фильтров и детектируют. Усиливают полученную огибающую сигнала (например, показанные на Фиг. 2, эпюре 3 для ННВ), затем формируют на ее основе лопастные прямоугольные импульсы (например, показанные на Фиг. 2, эпюре 4 для ННВ), измеряют межлопастные временные интервалы, например, по переднему фронту лопастного прямоугольного импульса (Фиг. 2 эпюра 7). Идентифицируют лопасти несущего винта вертолета посредством сравнения временного положения оборотных импульсов ННВ и ВНВ и лопастных прямоугольных импульсов (например, для ННВ Фиг. 2 эпюры 1-4). Находят относительные значения временных интервалов, соответствующих каждому межлопастному интервалу для ННВ и ВНВ путем вычисления отношения между полученным текущим межлопастным временным интервалом и периодом вращения соответствующего винта вертолета. Записывают измеренные значения в памяти БЭВМ.The received signal is processed using the
Для измерения амплитуды маховых колебаний (Фиг. 7) лопастей используется фазовый метод. При этом определяется разность фаз между излученным (опорным) и принятым продетектированным (масштабным) сигналами, которая пропорциональна перемещениям лопасти при ее маховом движении (Белоцерковский Г.Б. Основы радиолокации и радиолокационные устройства. М.: Советское Радио, 1975. 79-81 с.) и определяется выражением:To measure the amplitude of the swing waves (Fig. 7) of the blades, the phase method is used. In this case, the phase difference between the emitted (reference) and the received detected (scale) signals is determined, which is proportional to the movements of the blade during its swing movement (G. Belotserkovsky. Basics of radar and radar devices. M.: Soviet Radio, 1975. 79-81 s .) and is determined by the expression:
где D - измеряемое расстояние; λm, Fm - длина волны и частота масштабного сигнала, соответственно; tr - время задержки сигнала (tr=2D/с). Для количественного определения разности фаз в фазометре 10 (Котлярский А.И., Миклашевский СП. и др. Промышленная электроника. М.: Недра, 1984. 266-267 с.) формируют импульс прямоугольной формы, длительность которого пропорциональна искомой разности фаз (Фиг. 2 эпюры 10-12).where D is the measured distance; λ m , F m - wavelength and frequency of the scale signal, respectively; t r - signal delay time (t r = 2D / s). To quantify the phase difference in the phase meter 10 (Kotlyarsky A.I., Miklashevsky SP. And others. Industrial electronics. M .: Nedra, 1984. 266-267 p.) Form a pulse of rectangular shape, the duration of which is proportional to the desired phase difference (Fig .2 diagrams 10-12).
Длина волны масштабного сигнала определяется и задается исходя из максимально возможного измеряемого расстояния до контролируемой лопасти, в соответствии с выражением (Белоцерковский Г.Б. Основы радиолокации и радиолокационные устройства. М.: Советское Радио, 1975. 79-81 с.):The wavelength of the scale signal is determined and set based on the maximum possible measured distance to the controlled blade, in accordance with the expression (Belotserkovsky GB Fundamentals of radar and radar devices. M .: Soviet Radio, 1975. 79-81 pp.):
где Dмax - максимально возможное расстояние от лопасти до антенны, выбранное с учетом возможного махового колебания лопасти вертолета; λm - длина волны масштабного сигнала.where D max - the maximum possible distance from the blade to the antenna, selected taking into account the possible swing oscillation of the helicopter blade; λ m is the wavelength of the scale signal.
Измеряют с помощью цифровых счетчиков 11 длительность импульсов разности фаз (Фиг. 2 эпюра 12, 13). Записывают коды измеренных значений в памяти бортовой электронно-вычислительной машины 16 (БЭВМ).Measure with the help of
Получают тарированные характеристики при работе с заведомо исправными лопастями и автоматом перекоса, полученными, например, за сто полных оборотов ННВ и ВНВ вертолета при максимальном и минимальном возможных углах установки лопастей, максимальном приближении и удалении лопастей от хвостовой части фюзеляжа, при максимальном сближении лопастей верхнего и нижнего несущих винтов. Записывают полученные значения в памяти БЭВМ 16.Obtain calibrated characteristics when working with obviously serviceable blades and a swashplate obtained, for example, for one hundred full revolutions of the NNV and VNV helicopters at the maximum and minimum possible angles of installation of the blades, the maximum approximation and removal of the blades from the rear of the fuselage, with the maximum approximation of the blades of the upper and bottom rotors. Record the obtained values in the memory of the
Измеряют амплитуду сигналов с датчиков определения установки дифференциального шага винта 23, определения установки общего шага винта 25, определения установки циклического продольного шага винта 26, определения установки циклического поперечного шага винта 27 (Фиг. 3) посредством оцифровки блоком аналогово-цифровых преобразователей 24 (АЦП) (Фиг. 2 эпюры 8, 9). Определяют угол установки лопасти, установленный автоматом перекоса ϕосн (Фиг. 8) непосредственно над АФС, путем сравнения измеренных значений амплитуд сигналов с датчиков определения угла установки шага винта с тарированными характеристиками, записанными в памяти БЭВМ 16. По результатам сравнения определяют угол установки лопасти (ϕосн) - Записывают полученные значения в памяти БЭВМ 16.The amplitude of the signals from the sensors determining the installation of the differential pitch of the
Измеряют длительность отраженного от лопасти сигнала при помощи счетчика определения длительности отраженного сигнала 13 (Фиг. 2 эпюра 4). По длительности лопастных импульсов измеряют угол установки лопасти непосредственно над антенной в «характерном» сечении лопасти ϕ0,7R (Фиг. 8). Корректируют измеренный угол по тарированной характеристике в зависимости от измеренного расстояния от антенны до лопасти. Записывают измеренные значения в памяти БЭВМ 16.The duration of the signal reflected from the blade is measured using a counter for determining the duration of the reflected signal 13 (Fig. 2 plot 4). The duration of the blade impulses measure the angle of the blade directly above the antenna in the "characteristic" section of the blade ϕ 0.7R (Fig. 8). Correct the measured angle according to a calibrated characteristic depending on the measured distance from the antenna to the blade. Record the measured values in the memory of the
Измеряют угол скручивания ϕскр лопасти посредством вычисления разницы угла установки лопасти автоматом перекоса ϕосн (Фиг. 8) и углом установки лопасти непосредственно над антенной в характерном сечении ϕ0,7R (ϕскр=ϕ0,7R-ϕосн). Записывают измеренные значения в памяти БЭВМ 16.Measure the twisting angle φ Skr blade by calculating the difference of the blade installation angle φ swashplate DOS (FIG. 8) and the blade installation angle directly above the antenna in a characteristic section 0,7R φ (Skr φ = φ 0,7R -φ core). Record the measured values in the memory of the
Получают эталонные относительные временные интервалы и разности фаз посредством выделения максимальных и минимальных значений межлопастных временных интервалов, углов скручивания и разностей фаз, которые определяются при работе с заведомо исправными лопастями, полученными, например, за сто полных оборотов ННВ и ВНВ вертолета на всех рабочих режимах при максимальном и минимальном возможных углах установки лопастей, максимальном приближении и удалении лопастей от хвостовой части фюзеляжа, при максимальном сближении лопастей верхнего и нижнего несущих винтов. Находят минимально и максимально возможные значения временных интервалов для каждого межлопастного интервала (характеризующего угловое расстояние между соседними лопастями - β) с учетом возможных вариаций отработки демпферной системы шарнирного крепления (β' и β'') или торсионной систем крепления лопастей несущего винта вертолета (Фиг. 5, 6). Подсчитывают минимально и максимально возможные значения углов скручивания для каждой лопасти и длительностей отраженных сигналов. Определяют минимально и максимально возможные значения разности фаз для каждой лопасти. Записывают полученные значения в памяти БЭВМ 16.Reference relative time intervals and phase differences are obtained by extracting the maximum and minimum values of the inter-blade time intervals, twisting angles and phase differences, which are determined when working with obviously serviceable blades obtained, for example, for one hundred full revolutions of NNV and VNV helicopters in all operating modes at the maximum and minimum possible angles of installation of the blades, the maximum approximation and removal of the blades from the rear of the fuselage, with the maximum approximation of the upper blades and lower rotors. Find the minimum and maximum possible values of the time intervals for each inter-blade interval (characterizing the angular distance between adjacent blades - β), taking into account possible variations in working out the damper system of articulation (β 'and β' ') or the torsion systems of fastening the rotor blades of the helicopter (Fig. 5, 6). The minimum and maximum possible values of the torsion angles for each blade and the durations of the reflected signals are calculated. The minimum and maximum possible values of the phase difference for each blade are determined. Record the obtained values in the memory of the
Сравнивают после каждого оборота винта вертолета текущие и записанные в памяти БЭВМ 16 эталонные значения относительных временных интервалов, значения углов скручивания и длительностей сигнала разности фаз. Определяют выход текущих значений длительностей лопастных и межлопастных временных интервалов, значения углов скручивания и длительностей сигналов разности фаз за границы эталонных параметров. По отклонению текущих измеренных значений от эталонных параметров судят о целостности лопастей несущих винтов вертолета и их креплений.After each revolution of the helicopter rotor, the reference values of the relative time intervals, the values of the torsion angles and the durations of the phase difference signal are recorded and stored in the
Устройство контроля целостности лопастей несущего винта вертолета (фиг. 1) содержит генератор 1 СВЧ сигнала, выход которого подключен к первому входу модулятора 2, генератор 3 масштабной частоты, выход которого соединен с вторым входом модулятора 2, излучающую антенно-фидерную систему 4 (АФС), вход которой подключен к выходу модулятора 2, приемную АФС 5, выход которой соединен с входом блока фильтров 6, детектор 7, вход которого подключен к выходу блока фильтров, выход детектора соединен с входами первого усилителя 8 и второго усилителя 9, фазометр 10, к первому входу которого подключен выход генератор масштабной частоты, а к второму входу подключен выход первого усилителя, выход фазометра соединен с первым входом счетчика 11 определения длительности сигнала разности фаз, первый компаратор 12, к входу которого подключен выход второго усилителя, выход первого компаратора соединен с первым входом счетчика 13 определения длительности отраженного сигнала и с первым входом счетчика 14 определения межлопастных временных интервалов, генератор 15 тактовых импульсов (ГТИ), выход которого подключен к вторым входам счетчиков 11, 13 и 14, выходные разряды счетчиков 11, 13 и 14 соединены с первой, второй и третью частью входных разрядов бортовой электронно-вычислительной машины 16, соответственно, оборотная метка 28 нижнего несущего винта, взаимодействующая с первым оборотным датчиком 17, выход которого подключен к входу второго компаратора 18, оборотная метка 29 верхнего несущего винта, взаимодействующая со вторым оборотным датчиком 19, выход которого соединен с входом третьего компаратора 20, выход второго компаратора подключен к первому входу счетчика 21 определения частоты вращения ротора нижнего несущего винта вертолета, выход третьего компаратора соединен с входом счетчика 22 определения частоты вращения ротора верхнего несущего винта вертолета, выход ГТИ 15 подключен к вторым входам счетчиков 21 и 22, выходные разряды которых соединены с четвертой и пятой частью входных разрядов БЭВМ 16 соответственно, датчик 23 определения установки дифференциального шага винта, выход которого подключен к первому входу блока аналогово-цифровых преобразователей 24, датчик 25 определения установки общего шага винта, выход которого соединен с вторым входом блока АЦП 24, датчик 26 определения установки циклического продольного шага винта, выход которого подключен к третьему входу блока АЦП 24, датчик 27 определения установки циклического поперечного шага винта, выход которого соединен с четвертым входом блока АЦП 24, выходные разряды блока АЦП 24 соединены с шестой частью входных разрядов БЭВМ 16.The helicopter rotor blade integrity control device (Fig. 1) contains a microwave signal generator 1, the output of which is connected to the first input of modulator 2, a scale frequency generator 3, the output of which is connected to the second input of modulator 2, emitting an antenna-feeder system 4 (AFS) the input of which is connected to the output of the modulator 2, the receiving AFS 5, the output of which is connected to the input of the filter block 6, the detector 7, the input of which is connected to the output of the filter block, the output of the detector is connected to the inputs of the first amplifier 8 and the second amplifier 9, phase meter 10, to the first input of which the output of the scale generator is connected, and the output of the first amplifier is connected to the second input, the phase meter output is connected to the first input of the counter for determining the phase difference signal duration 11, the first comparator 12, to the input of which the output of the second amplifier is connected, the output of the first comparator connected to the first input of the counter 13 to determine the duration of the reflected signal and to the first input of the counter 14 to determine the inter-blade time intervals, a clock generator 15 (GTI), the output of which is is accessible to the second inputs of the counters 11, 13 and 14, the output bits of the counters 11, 13 and 14 are connected to the first, second and third parts of the input bits of the on-board computer 16, respectively, the reverse mark 28 of the lower rotor interacting with the first rotary sensor 17, the output of which is connected to the input of the second comparator 18, the rotary mark 29 of the upper rotor interacting with the second rotary sensor 19, the output of which is connected to the input of the third comparator 20, the output of the second comparator is connected to the first input to the counter 21 for determining the rotational speed of the rotor of the lower rotor of the helicopter, the output of the third comparator is connected to the input of the counter 22 for determining the rotational speed of the rotor of the top rotor of the helicopter, the output of the GTI 15 is connected to the second inputs of the counters 21 and 22, the output bits of which are connected to the fourth and fifth parts the input discharges of the BEWM 16, respectively, the sensor 23 for determining the installation of the differential pitch of the screw, the output of which is connected to the first input of the block of analog-to-digital converters 24, the sensor 25 for determining the new general pitch of the screw, the output of which is connected to the second input of the ADC block 24, the sensor 26 for determining the installation of a cyclic longitudinal pitch of the screw, the output of which is connected to the third input of the block of the ADC 24, the sensor 27 for determining the installation of the cyclic transverse pitch of the screw, the output of which is connected to the fourth input of the block ADC 24, the output bits of the ADC 24 are connected to the sixth part of the input bits of the BEWM 16.
Устройство, реализующее предложенный способ контроля целостности лопастей несущего винта вертолета работает следующим образом.A device that implements the proposed method for monitoring the integrity of the rotor blades of a helicopter operates as follows.
Генератор 1 формирует гармонический СВЧ-сигнал, который модулируется по амплитуде в модуляторе 2, по закону изменения масштабной частоты, генерируемой в генераторе 3 масштабной частоты. Сформированный модулированный электромагнитный поток посредством АФС 4 излучается в направлении поверхности вращения несущих винтов вертолета. Излученный поток, отражается от лопасти и частично попадает на приемную АФС 5. Электрический сигнал с приемной АФС 5, выделяется блоком фильтров 6 и детектируется при помощи детектора 7 после чего усиливается усилителями 8 и 9. С первого усилителя 8 сигнал поступает на фазометр 10. Фазы опорного масштабного сигнала и принятого масштабного сигнала сравниваются в фазометре 10, в результате на его выходе формируется прямоугольный импульс разности фаз (Фиг. 2 эпюра 12). Сформированные прямоугольные импульсы разности фаз поступают на счетчик 11 определения длительности сигнала разности фаз.The
Сигнал, усиленный вторым усилителем 9 поступает на первый компаратор 12, выходные прямоугольные лопастные импульсы которого поступают на информационные входы счетчиков: счетчик 13 определения длительности отраженного сигнала и счетчик 14 определения межлопастных временных интервалов. С ГТИ 15 на тактовые входы счетчиков 11, 13 и 14 поступают тактовые импульсы. В БЭВМ 16 сравнивается с тарированными характеристиками длительность отраженного (лопастного) сигнала и период его повторения, а также длительность сигнала разности фаз, в результате чего, соответственно, определяется угол установки лопасти непосредственно над АФС, межлопастное расстояние и расстояние до лопасти.The signal amplified by the
Первый бесконтактный оборотный датчик 17, например, вихретокового типа, генерирует электрические импульсы, полученные в результате взаимодействия возбудителя 29 с первым оборотным датчиком 17. Полученные оборотные импульсы подаются на второй компаратор 18. Сформированные прямоугольные оборотные импульсы ННВ поступают на информационный вход первого счетчика 21 определения частоты вращения ротора нижнего несущего винта вертолета.The first non-contact rotary sensor 17, for example, of the eddy current type, generates electrical pulses obtained as a result of the interaction of the pathogen 29 with the first rotary sensor 17. The obtained reverse pulses are fed to the second comparator 18. The formed square reverse pulses of the NNV are fed to the information input of the first counter 21 for determining the frequency rotation of the rotor of the lower rotor of the helicopter.
Второй бесконтактный оборотный датчик 19, например, вихретокового типа, генерирует электрические импульсы, полученные в результате взаимодействия возбудителя 29 со вторым оборотным датчиком 19. Полученные оборотные импульсы подаются на третий компаратор 20. С его выхода сформированные прямоугольные оборотные импульсы ВНВ поступают на информационный вход второго счетчика 22 определения частоты вращение ротора верхнего несущего винта вертолета.The second non-contact rotary sensor 19, for example, of the eddy current type, generates electrical pulses resulting from the interaction of the pathogen 29 with the second rotary sensor 19. The resulting reverse pulses are fed to the
Для обеспечения работы счетчиков 21 и 22 на их тактовые входы поступают тактовые импульсы с ГТИ 15.To ensure the operation of
Посредством блока АЦП 24 оцифровываются сигналы (Фиг. 2 эпюры 8, 9) с датчика определения установки дифференциального шага винта 23, с датчика определения установки общего шага винта 25, с датчика определения установки циклического продольного шага винта 26 и с датчика определения установки циклического поперечного шага винта 27 (Фиг. 1, 3). В БЭВМ 16, используя оцифрованные значения амплитуд сигналов с датчиков 23, 25, 26, 27, по тарированным характеристикам, которые записаны в памяти БЭВМ 16, определяют угол установки лопасти, который установлен автоматом перекоса. Далее, в БЭВМ 16 вычисляется угол скручивания лопасти как разность между углом установки лопасти автоматом перекоса и углом установки лопасти непосредственно над антенной (ϕскр=ϕ0,7R-ϕосн).Using the
Синхронизация работы устройства осуществляется прямоугольными импульсами (Фиг. 2 эпюра 2) первого оборотного датчика НВВ 17, программа БЭВМ 16 реализует следующий алгоритм работы: в начале цикла формируется эталонная (базовая) информация, в этом режиме для всех лопастей верхнего и нижнего несущих винтов вертолета измеряются углы скручивания, длительности межлопастных сигналов, длительности отраженных сигналов, длительности сигналов разности фаз и период оборотных импульсов, (Фиг. 2 эпюра 6, 7, 13), затем находятся относительные значения временных интервалов путем вычисления отношения лопастных и межлопастных временных интервалов к периоду вращения ротора соответствующего несущего винта вертолета.The operation of the device is synchronized by rectangular pulses (Fig. 2 plot 2) of the first rotary HBV sensor 17, the
БЭВМ 16 содержит в своей памяти, полученные для каждой лопасти эталонные относительные величины, а также выполняет все необходимые математические и логические операции. В рабочем режиме, в БЭВМ 16 измеряются текущие разности фаз между излученным и принятым масштабными сигналами, углы скручивания лопастей, длительности лопастных и межлопастных интервалов, измеряются текущие периоды вращения роторов нижнего и верхнего несущих винтов и вычисляются отношения измеренных текущих длительностей лопастных и межлопастных импульсов к текущему периоду вращения соответствующего ротора и сравниваются с хранящимися в памяти БЭВМ 16 эталонными величинами путем нахождения результата сравнения текущего значения с минимальным и максимальным значением временного интервала, значения разности фаз и углов скручивания для каждой лопасти соответственно. Полученные результаты сравнения в виде электрических сигналов поступают для дальнейшего использования на соответствующие выходные разряды БЭВМ 16, являющейся выходной частью устройства и в цифровом или графическом вариантах отображаются, например, на экране монитора БЭВМ 16.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017142052A RU2700535C2 (en) | 2017-12-01 | 2017-12-01 | Method for helicopter rotors blades integrity control in coaxial arrangement scheme and device for implementation thereof |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017142052A RU2700535C2 (en) | 2017-12-01 | 2017-12-01 | Method for helicopter rotors blades integrity control in coaxial arrangement scheme and device for implementation thereof |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2017142052A RU2017142052A (en) | 2019-06-03 |
| RU2017142052A3 RU2017142052A3 (en) | 2019-07-17 |
| RU2700535C2 true RU2700535C2 (en) | 2019-09-17 |
Family
ID=66793111
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017142052A RU2700535C2 (en) | 2017-12-01 | 2017-12-01 | Method for helicopter rotors blades integrity control in coaxial arrangement scheme and device for implementation thereof |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2700535C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2765164C1 (en) * | 2020-02-28 | 2022-01-26 | Ратье-Фижак САС | Propeller technical condition control based on use rate |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117419885B (en) * | 2023-12-19 | 2024-03-19 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | Scissor type tail rotor wind tunnel test bed |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2415053C1 (en) * | 2009-09-23 | 2011-03-27 | Юрий Александрович Борисов | Method to measure non-in-track condition of helicopter rotor blades and device for its realisation |
| US8463085B2 (en) * | 2010-12-17 | 2013-06-11 | General Electric Company | Systems and methods for monitoring a condition of a rotor blade for a wind turbine |
| US9234743B2 (en) * | 2014-01-16 | 2016-01-12 | Sikorsky Aircraft Corporation | Tip clearance measurement |
| RU2628034C1 (en) * | 2016-10-18 | 2017-08-14 | Акционерное общество "Научно-Производственное предприятие "Топаз" | Control method for dynamic balancing of helicopter main and steering rotor blades |
-
2017
- 2017-12-01 RU RU2017142052A patent/RU2700535C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2415053C1 (en) * | 2009-09-23 | 2011-03-27 | Юрий Александрович Борисов | Method to measure non-in-track condition of helicopter rotor blades and device for its realisation |
| US8463085B2 (en) * | 2010-12-17 | 2013-06-11 | General Electric Company | Systems and methods for monitoring a condition of a rotor blade for a wind turbine |
| US9234743B2 (en) * | 2014-01-16 | 2016-01-12 | Sikorsky Aircraft Corporation | Tip clearance measurement |
| RU2628034C1 (en) * | 2016-10-18 | 2017-08-14 | Акционерное общество "Научно-Производственное предприятие "Топаз" | Control method for dynamic balancing of helicopter main and steering rotor blades |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2765164C1 (en) * | 2020-02-28 | 2022-01-26 | Ратье-Фижак САС | Propeller technical condition control based on use rate |
| US11673685B2 (en) | 2020-02-28 | 2023-06-13 | Ratier-Figeac Sas | Usage based propeller life monitoring |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2017142052A3 (en) | 2019-07-17 |
| RU2017142052A (en) | 2019-06-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109471076A (en) | A kind of millimetre-wave radar non-contact test method | |
| US7466143B2 (en) | Clearance measurement systems and methods of operation | |
| RU2700535C2 (en) | Method for helicopter rotors blades integrity control in coaxial arrangement scheme and device for implementation thereof | |
| KR102063468B1 (en) | Active Radar Target Simulating Apparatus | |
| US20170219408A1 (en) | Level indicator featuring optimized energy supply | |
| CN111219212A (en) | Method and system for monitoring rotor blades in a turbine engine | |
| CN107748275B (en) | A kind of remotely correcting method for radar current meter erecting bed | |
| CN104345308A (en) | Vehicle detector and method for measuring vehicle distance and vehicle speed | |
| KR20190135716A (en) | Active Radar Target Simulating Apparatus having multiple Antennas | |
| US20120146838A1 (en) | Method & Device for Measuring a Change in Distance | |
| CN108802734A (en) | A kind of method and device that control radar system sequence synchronizes | |
| RU2593652C1 (en) | Method of helicopter rotor blades integrity monitoring and device for its implementation | |
| US20110285578A1 (en) | Rf based tracker for rotating objects | |
| CN116125412B (en) | Helicopter rotor echo real-time simulation system and method based on DRFM | |
| RU2584723C1 (en) | Method of determining parameters of oscillations of blades of rotating wheel of turbine machine and device therefor | |
| JP2011232054A (en) | Distance measuring device | |
| RU2484439C1 (en) | Method of determining turbo machine blade vibration parameters and device to this end | |
| RU2602488C1 (en) | Method for contact-free determination of technical state of gear wheels and device for its implementation | |
| RU2568992C2 (en) | Ultrasonic phase vibrator inverter | |
| CN105136075A (en) | Bridge dynamic deflection measurement system and method based on ultrasonic principle | |
| GB2463774A (en) | Radar system for detecting and analysing weather systems | |
| RU2324907C1 (en) | Method of determining turbine machine vane oscillation amplitude and device for its implementation | |
| RU2207523C1 (en) | Method for determining parameters of oscillations of blades of rotating impeller of turbomachine and apparatus for performing the same | |
| RU2667353C2 (en) | Ultrasonic phase transducer of angular turnover | |
| RU2678929C1 (en) | Gear wheels technical condition contact-free determination method and device for its implementation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201202 |