RU81337U1

RU81337U1 - Устройство для формирования сигнала предупреждения о достижении предельной скорости полета вертолета

Info

Publication number: RU81337U1
Application number: RU2008143778/22U
Authority: RU
Inventors: Леонид Семенович Кудрявцев; Виктор Иванович Кожевников; Николай Николаевич Макаров; Дмитрий Иванович Гирин
Original assignee: ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП")
Priority date: 2008-11-05
Filing date: 2008-11-05
Publication date: 2009-03-10

Abstract

Заявляемая полезная модель «Устройство для формирования сигнала предупреждения о достижении предельной скорости полета вертолета» относится к авиационной технике, в частности, к средствам предупреждения критических режимов полета вертолета.

Устройство содержит датчик приборной скорости, подключенный к входам первого и второго компараторов, четыре формирователя максимально допустимой приборной скорости соответственно из условий: ограничения маховых движений лопастей несущего винта; ограничения вибрационных нагрузок на несущий винт и исключения срыва потока с лопасти несущего винта, максимально допустимой приборной скорости из условия непревышения допустимой истинной воздушной скорости, к входам которых подключены датчики барометрической высоты и температуры наружного воздуха, датчик оборотов несущего винта, причем формирователь максимально допустимой приборной скорости с учетом ограничения срыва потока с лопасти несущего винта, своими входами подключен к выходам датчиков веса вертолета, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, сигнальное устройство, блок выбора минимального из значений на его входах максимально допустимой приборной скорости от формирователей и постоянного значения допустимой приборной скорости из условия прочности элементов конструкции вертолета, сумматор, первый вход которого подключен к выходу блока выбора, а выход подключен ко второму входу первого компаратора, коммутатор, выход которого подключен ко второму входу сумматора, логический элемент «И», выход которого подключен к сигнальному устройству и первому входу коммутатора, причем значения постоянных C₁, C₂ и С₃ сформированы соответственно на третьем входе сумматора, втором входе второго компаратора и втором входе коммутатора, при этом входы логического элемента «И» подключены к выходам первого и второго компараторов.

7 - формирователь максимально допустимой скорости с учетом ограничений маховых движений лопастей несущего винта

8 - формирователь максимально допустимой скорости с учетом вибрационной прочности несущего винта

9 - формирователь максимально допустимой скорости с учетом ограничения срыва потока с лопасти несущего винта (снижение несущей способности винта)

10 - датчик барометрической высоты

11 - датчик температуры наружного воздуха

12 - датчик оборотов несущего винта

13 - датчик веса вертолета

14 - датчик нормальной перегрузки

15 - датчик угловой скорости тангажа

16 - логический элемент «И»

17 - сигнальное устройство

18 - коммутатор

C₁, C₂, С₃ - первая, вторая и третья постоянные

V_{пp лоп1} - предельное значение приборной скорости, эквивалентное предельному допустимому напору на элементы конструкции вертолета

10 - датчик барометрической высоты

11 - датчики температуры наружного воздуха

12 - датчик оборотов несущего винта

13 - датчик веса вертолета

14 - датчик нормальной перегрузки

15 - датчик угловой скорости

16 - логический элемент «ИЛИ»

17 - сигнальное устройство

Description

Заявляемая полезная модель относится к авиационной технике, в частности, к средствам предупреждения критических режимов полета вертолета.

Известные устройства сигнализации о достижении максимально допустимой скорости самолета, формируемой только от высоты полета, по патентам США №3496534 [1] и Великобритании №1281052 [2] не могли быть использованы на вертолетах, т.к. наряду с прочностными ограничениями вертолету свойственны ограничения, связанные с режимами обтекания несущего винта.

Известно также устройство по а.с. №1135299 [3], в котором наряду с прочностными ограничениями учтены ограничения по маховым движениям лопастей, т.е. предельной скорости полета по отношению к окружной скорости конца лопасти несущего винта и по максимальному числу М_доп наступающей лопасти несущего винта.

Более совершенное устройство по а.с. №1605777 [4], принятое за прототип и обеспечивающее учет ограничения, связанного с предельно допустимой несущей способностью винта.

На фиг.1 приведена структурная схема прототипа.

В нем в формирователе 6 по сигналу с датчика барометрической высоты 10 решается максимально допустимая приборная скорость из условия допустимого скоростного напора, в формирователях 7 и 8 по сигналам с датчиков барометрической высоты, температуры наружного воздуха и оборотов несущего винта соответственно решается допустимая скорость из условия допустимых маховых движений лопастей несущего винта и не превышения допустимого числа М_доп наступающей лопасти несущего винта, в формирователе 9 по сигналам с датчиков барометрической высоты,

температуры наружного воздуха, оборотов несущего винта, веса вертолета, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа решается максимально допустимая скорость из условия предельной несущей способности винта.

Выходы каждого из формирователей поступают на входы соответствующих компараторов, на вторые входы которых также поступают сигналы с датчика приборной скорости. При равенстве или превышении приборной скорости над значением допустимой скорости любого из формирователей 6, 7, 8 или 9 компараторы 2, 3, 4 или 5 через логический элемент «ИЛИ» 16 включают сигнальное устройство 17, сигнализирующее о наступлении критического режима вертолета по скорости.

Основным недостатком прототипа является его неустойчивая работа при пилотировании вертолета на околокритических режимах, которая проявляется в проблесковом режиме сигнального устройства, т.е. в режиме зуммеризации. Так как компараторы 2, 3, 4, 5 и логический элемент «ИЛИ» по своей сути представляют собой релейные устройства (больше, меньше), то основной причиной неустойчивой работы прототипа является наличие помех на их входе от формирователей допустимых скоростей и датчика приборной скорости, вызывающих указанную зуммеризацию сигнального устройства.

Задачей, на выполнение которой направлено устройство, является исключение указанного недостатка, а также расширение его функциональных возможностей.

Технический результат заключается в повышении достоверности выдаваемой пилоту информации и, как следствие, повышение безопасности пилотирования вертолета на околокритических режимах.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в известное устройство (фиг.1.), содержащее датчик приборной скорости, подключенный к входам первого и второго компараторов, три формирователя максимально допустимой приборной скорости соответственно из условий: ограничения

маховых движений лопастей несущего винта; ограничения вибрационных нагрузок на несущий винт и исключения срыва потока с лопасти несущего винта, к входам которых подключены датчики барометрической высоты, температуры наружного воздуха, датчик оборотов несущего винта, причем формирователь максимально допустимой приборной скорости с учетом ограничения срыва потока с лопасти несущего винта, своими входами подключен к выходам датчиков веса вертолета, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, сигнальное устройство, дополнительно введены формирователь максимально допустимой приборной скорости из условия непревышения допустимой истинной воздушной скорости, подключенный к выходам датчиков барометрической высоты и температуры наружного воздуха, блок выбора минимального из значений на его входах максимально допустимой приборной скорости от формирователей и постоянного значения допустимой приборной скорости из условия прочности элементов конструкции вертолета, сумматор, первый вход которого подключен к выходу блока выбора, а выход подключен ко второму входу первого компаратора, коммутатор, выход которого подключен ко второму входу сумматора, логический элемент «И», выход которого подключен к сигнальному устройству и и первому входу коммутатора, причем на третьем входе сумматора сформировано значение первой постоянной С1, на втором входе второго компаратора сформировано значение второй постоянной С2, а на втором входе коммутатора сформировано значение третьей постоянной С3, при этом входы логического элемента «И» подключены к выходам первого и второго компараторов.

На фиг.2 приведена структурная схема заявляемого устройства (двойными линиями показаны вновь введенные блоки).

В отличие от прототипа (фиг.1) в заявляемом устройстве фиг.2 введен формирователь максимально допустимой приборной скорости из условия непревышения допустимого значения истинной воздушной скорости.

При полете вертолета скорость наступающей лопасти складывается с окружной скоростью ее вращения, и при достижении суммарной скорости равной скорости звука происходит срыв потока с лопасти.

На отступающей же лопасти скорость суммарного потока уменьшается и в пределах докритического угла атаки этой лопасти, чрезмерное увеличение истинной воздушной скорости приводит к снижению подъемной силы отступающей лопасти.

Таким образом, увеличение истинной скорости вертолета сверх предельной приводит к нежелательным вибрациям несущего винта, увеличению маховых движений лопастей.

Кроме этого в заявляемое устройство введены блок выбора 5 минимального из значений скоростей на его входе, сумматор 6, логический элемент «И» 16 и коммутатор 18.

Входы блока выбора 5 подключены к выходам формирователей 7, 8 и 9 максимально допустимых приборных скоростей соответственно V_{пр доп} ₂, V_{пр доп 3} и V_{пр доп} ₄, а также к выходу формирователя 4 максимально допустимой приборной скорости из условия непревышения допустимой истинной воздушной скорости V_{пр доп 5} и постоянному значению V_{пр доп 1}.

В блоке выбора 5 формируется минимальное значение V_{пр доп} из максимально допустимых значений приборной скорости на его входах, т.е.

Это значение суммируется на сумматоре 6 с первой постоянной C₁ и третьей постоянной С₃ с коммутатора 18. Логический элемент «И» 16 управляет сигнальным устройством 17 и коммутатором 18 разовой командой L_V.

Формирование разовой команды V_пp≥V_{пp доп} происходит при выполнении условия:

где V_пр - текущее значение приборной скорости (с датчика 1),

V_{пр доп} - минимальное значение допустимой приборной скорости (с блока выбора 5),

C₁ - величина статической задержки формирования разовой команды;

С₂ - величина минимально возможного значения максимально допустимой приборной скорости для всех возможных эксплуатационных

режимов вертолета;

С₃ - величина гистерезиса при срабатывании и отключении разовой команды, исключающая эффект зуммеризации сигнального устройства 17.

Так как приборная скорость V_пр связана с истинной воздушной скоростью V_ист соотношением

где Δ - относительная плотность воздуха, являющаяся функцией температуры Т_н наружного воздуха и высоты полета Н,

то в формирователе 4 реализуется допустимое значение приборной скорости V_{пр доп 5}, т.е.

где _{Vист доп} - допустимое значение истинной воздушной скорости

Т_н - температура наружного воздуха

Н - барометрическая высота

В диапазонах скоростей полета свойственных вертолетам скоростной напор

где ρ - плотность воздуха на высоте Н,

V_ист - истинная воздушная скорость практически не отличается от динамического давления

где:

р_п и р_н - соответственно полное и статическое давления

Так как р_д однозначно определяется приборной скоростью V_пp (и наоборот), т.е. V_пp=f(р_д), то ограничение, связанное с пределом прочности элементов конструкции вертолета определяется постоянным значением допустимой приборной скорости не зависящем от высоты т.е.

V_{пр доп. 1}=f(p_{д доп}=g_доп),

В этой связи отпадает необходимость использования в заявляемом устройстве формирователя максимально допустимой скорости в функции высоты полета применяемого в прототипе (фиг.1).

Работа заявляемого устройства осуществляется следующим образом. Также как и в прототипе в формирователях 7, 8 и 9 по сигналам с датчиков 10...15 реализуются максимально допустимые приборные скорости соответственно V_{пp доп 2}, V_{пp доп 3}, V_{пp доп 4}. В формирователе 4 реализуется в соответствии с соотношением (5) максимально допустимое значение приборной скорости V_{пp доп 5} из условия непревышения допустимой истинной скорости.

Из этих значений и значения V_{пp доп} блок выбора 5 устанавливает минимальное из них значение в соответствии с выражением (1) и суммируется с постоянными C₁ и С₃ на сумматоре 6. Суммарная величина с выхода сумматора 6, равная V_{пp доп}+C₁-С₃ поступает на второй вход первого компаратора 2, на первый вход которого поступает текущее значение приборной скорости с датчика 1. Текущее значение приборной скорости с датчика 1 поступает также на первый вход второго компаратора 3, на втором входе которого сформирована постоянная C₂.

Появление разовой команды L_v о достижении вертолетом максимально допустимой приборной скорости и включении сигнального устройства 17 в соответствии с выражением (2), т.е. в момент, когда значение текущей приборной скорости на первом компараторе 2 превысит значение V_{пp доп}+C₁ с сумматора 6 и на втором компараторе 3 значение постоянной С₂. В этот же момент с выхода коммутатора 18 на вход сумматора 6 поступает постоянная С₃ со знаком минус.

Допустимое значение на выходе сумматора 6 уменьшается на величину С₃ и становится равным V_{пp доп}+C₁-С₃, что при неизменной скорости полета вертолета обеспечивает устойчивую сигнализацию сигнальным устройством 17 о наступлении критического режима. Только при уменьшении приборной скорости на величину более чем С₃ разовая команда L_v снимается в соответствии с соотношением (2), при этом С₃ обнуляется в соответствии с соотношением (3). На выходе же сумматора 6 формируется значение максимально допустимой приборной скорости, большее на величину постоянной статической задержки C₁, т.е. V_{пp доп}+C₁. Следующее включение сигнального устройства 17 произойдет тогда, когда уменьшенная на величину С₃ скорость вертолета увеличится на эту же величину и превысит значение на выходе сумматора 6 допустимой приборной скорости _{Vпp доп} на величину статической задержки C₁, т.е. V_{пp доп}+C₁.

Таким образом, введение статической задержки C₁ на срабатывание сигнального устройства 17, а также постоянной гистерезиса С₃ при

включении и отключении разовой команды L_v позволяет повысить помехозащищенность и устойчивость функционирования предлагаемого устройства на околокритических режимах, снизив вероятность появления ложных срабатываний и зуммеризации сигнального устройства 17.

Введение же формирователя 4 максимально допустимой приборной скорости из условия непревышения допустимой истинной воздушной скорости расширяет функциональные возможности предложенного устройства и повышает безопасность пилотирования.

Проведенные испытания предлагаемого устройства на вертолетах с соосной схемой несущих винтов подтвердили положительные качества предложенного устройства, которое на эксплуатационных режимах полета вертолета обеспечило устойчивое включение сигнального устройства 17.

Источники информации

1. Патент США №3496534, НКИ 340-27, 1973 г.

2. Патент Великобритании №1281052, НКИ G1N, 1973 г.

3. А.с. СССР №1135299, МКИ G01P 5/00, 1983 г.

4. А.с. СССР №1605777, МКИ G01P 5/00, 1988 г.

Claims

Устройство для формирования сигнала предупреждения о достижении предельной скорости полета вертолета, содержащее датчик приборной скорости, подключенный к входам первого и второго компараторов, три формирователя максимальной допустимой приборной скорости соответственно из условий ограничения маховых движений лопастей несущего винта, ограничения вибрационных нагрузок на несущий винт, исключения срыва потока с лопасти несущего винта, датчик барометрической высоты, выход которого подключен к входам формирователей максимально допустимой приборной скорости, датчик температуры наружного воздуха и датчик оборотов несущего винта, своими выходами подключенные к входам формирователей максимально допустимой приборной скорости, датчик веса вертолета, датчик нормальной перегрузки и датчик угловой скорости тангажа, своими выходами подключенные к входам формирователя максимально допустимой приборной скорости из условий исключения срыва потока с лопасти несущего винта, сигнальное устройство, отличающееся тем, что в него введены формирователь максимально допустимой приборной скорости из условия не превышения допустимой истинной воздушной скорости, подключенный к выходам датчиков барометрической высоты и температуры наружного воздуха, блок выбора минимального значения приборной скорости из максимальных значений приборной скорости на его входах от формирователей максимально допустимой приборной скорости и постоянного значения допустимой приборной скорости, выбираемого из условия прочности элементов конструкции вертолета, сумматор, один из входов которого подключен к выходу блока выбора, а выход подключен ко второму входу первого компаратора, коммутатор, выход которого подключен ко второму входу сумматора, логический элемент «И», выход которого подключен к сигнальному устройству и коммутатору, причем значения постоянных C₁, C₂ и С₃ сформированы соответственно на третьем входе сумматора, втором входе второго компаратора и втором входе коммутатора, при этом входы логического элемента «И» подключены к выходам первого и второго компараторов.