RU94346U1 - HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM - Google Patents
HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM Download PDFInfo
- Publication number
- RU94346U1 RU94346U1 RU2009143395/22U RU2009143395U RU94346U1 RU 94346 U1 RU94346 U1 RU 94346U1 RU 2009143395/22 U RU2009143395/22 U RU 2009143395/22U RU 2009143395 U RU2009143395 U RU 2009143395U RU 94346 U1 RU94346 U1 RU 94346U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- helicopter
- symmetry
- pressure
- spherical body
- plane
- Prior art date
Links
Landscapes
- Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
Abstract
1. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета, содержащая установленный на фюзеляже в зоне вихревой колонны несущего винта многоканальный аэрометрический приемник, пневмоэлектрические преобразователи, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, выход которого является выходом системы по параметрам вектора истинной воздушной скорости вертолета, отличающаяся тем, что аэрометрический приемник выполнен в виде сферического тела, ось которого направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, на верхней поверхности этого сферического тела на оси симметрии выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, симметрично относительно оси симметрии сферического тела в плоскостях, параллельной плоскости симметрии вертолета и ортогональной к ней, выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных выше ортогональных плоскостях, в плоскости, ортогональной двум указанным плоскостям, на поверхности сферического тела выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, при этом приемники для забора полного давления соединены проточными пневмоканалами с приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных в� 1. A system for measuring low air speeds of a helicopter comprising a multichannel aerometric receiver mounted on the fuselage in the area of the rotor vortex column, pneumoelectric transducers whose outputs are connected through a series-connected multiplexer and analog-to-digital converter to a microprocessor, the output of which is the system output according to the parameters of the true vector helicopter airspeed, characterized in that the aerometric receiver is made in the form of a spherical body, the axis of which o is directed upward in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter, holes are made on the top surface of this spherical body on the axis of symmetry, which are receivers for taking the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column symmetrically with respect to the axis of symmetry of the spherical body in planes parallel to the plane of symmetry of the helicopter and orthogonal to it, holes are made that are receivers for collecting pressures that determine the angular position of the vortex column Along the axis of symmetry of the spherical body in the above orthogonal planes, in the plane orthogonal to the two indicated planes, holes are made on the surface of the spherical body that are receivers for collecting the static pressure of the resulting incident air flow of the vortex column, while the receivers for collecting the total pressure are connected by flowing pneumatic channels to receivers for taking pressure determining the angular position of the vortex column relative to the axis of symmetry of the spherical body in
Description
Полезная модель относится к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета.The utility model relates to devices for measuring altitude and speed parameters of a helicopter.
Известны устройства для измерения высотно-скоростных параметров самолета, реализующие аэрометрический метод измерения. В таких устройствах приемник воздушного давления, установленный в набегающем на самолет воздушном потоке, воспринимает статическое и полное давление набегающего воздушного потока, по которым определяют барометрическую высоту, индикаторную (приборную) и, используя информацию о температуре наружного воздуха - истинную воздушную скорость (Браславский Д.А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1970, 392 с.) - [1]. С помощью установленных в набегающем потоке приемников также воспринимают давления, по которым определяют угловое положение вектора истинной воздушной скорости в связанной скоростной системе координат - углы атаки и скольжения (Петунии А.Н. Методы и техника измерения параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972, 392 с.) - [2]. Однако применение таких устройств на вертолете позволяет достаточно точно измерить барометрическую высоту и воздушную скорость только при скоростях полета более 70…90 км/час, когда приемники потока выходят за пределы вихревой колонны, создаваемой несущим винтом вертолета и когда обеспечивается помехоустойчивое восприятие и преобразование воспринимаемых воздушных давлений. Диапазон измерения углов атаки и скольжения указанных устройств также ограничен значениями ±30°, в то время как для вертолета рабочими являются полеты вперед-назад, вправо-влево, в ином другом направлении в плоскости рыскания и тангажа, а также полеты в области малых и околонулевых скоростей, и даже на режиме висения.Known devices for measuring the altitude-speed parameters of the aircraft that implement the aerometric method of measurement. In such devices, an air pressure receiver installed in the air stream rushing onto the aircraft senses the static and total pressure of the air flow, which determine the barometric altitude, indicator (instrument) and, using information about the outside temperature, the true air speed (D. Braslavsky A. Instruments and sensors of aircraft. M: Mechanical Engineering, 1970, 392 p.) - [1]. Using receivers installed in the oncoming flow, pressure is also perceived, which determines the angular position of the true airspeed vector in a connected velocity coordinate system — the angles of attack and slip (Petunii A.N. Methods and techniques for measuring gas flow parameters. M .: Mechanical Engineering, 1972 , 392 p.) - [2]. However, the use of such devices in a helicopter makes it possible to accurately measure the barometric altitude and airspeed only at flight speeds of more than 70 ... 90 km / h, when the flow receivers go beyond the vortex columns created by the rotor of the helicopter and when noise-tolerant perception and conversion of perceived air pressures is provided . The range of measurement of the angles of attack and slip of these devices is also limited to ± 30 °, while for a helicopter the workers are flying back and forth, left and right, in another other direction in the yaw and pitch planes, as well as flights in the region of small and near-zero speeds, and even in hover mode.
Для получения информации о высотно-скоростных параметрах в области малых скоростей полета вертолета в известных системах воздушных сигналов (СВС) применяют несколько проточных приемников давления, размещаемых в носовой части фюзеляжа симметрично относительно продольной оси вертолета (Козицин В.К., Макаров Н.Н., Порунов А.А., Солдаткин В.М. Анализ принципов построения систем воздушных сигналов вертолета // Авиакосмическое приборостроение, 2003, №10, С.2-13) - [3]. Экспериментальные исследования такой СВС, разработанной МПКБ "Восход", показали, что при скоростях полета менее 30 км/час погрешность измерения угла скольжения достигает около ±2°, а при скоростях более 70 км/час, когда носовая часть фюзеляжа вертолета, где установлены проточные приемники, выходит из зоны вихревой колонны, погрешность уменьшается до значений ±0,4°, приемлемых для решения задач управления и пилотирования. Однако, одним из основных недостатков такой СВС и способа, реализованного в ней, является ограниченный диапазон измерения по углу скольжения значением β=±20° - [1].To obtain information about the altitude and speed parameters in the region of low helicopter flight speeds in the known air signal systems (SHS), several flow-through pressure receivers are used located in the nose of the fuselage symmetrically with respect to the longitudinal axis of the helicopter (Kozitsin V.K., Makarov N.N. , Porunov A.A., Soldatkin V.M.Analysis of the principles of constructing helicopter airborne signal systems // Aerospace Instrumentation, 2003, No. 10, C.2-13) - [3]. Experimental studies of such a SHS developed by the Voskhod MPKB showed that at flight speeds of less than 30 km / h the error in measuring the slip angle reaches about ± 2 °, and at speeds of more than 70 km / h, when the nose of the helicopter fuselage, where the flow receivers, leaves the zone of the vortex column, the error decreases to values of ± 0.4 °, acceptable for solving control and piloting problems. However, one of the main disadvantages of such SHS and the method implemented in it is the limited range of measurement by the slip angle with β = ± 20 ° - [1].
Известна система воздушных сигналов, которая позволяет получить информацию о параметрах вектора воздушной скорости вертолета и при скоростях полета менее 30…70 км/ч. Известные СВС вертолета типа Lassie, ХМ-143 и СВС-В1 - [3] содержит свободно-ориентируемый приемник воздушных давлений, который при малых скоростях полета находится в створе вихревой колонны и ориентируется с помощью пространственного флюгера по направлению вектора результирующего воздушного потока, набегающего на свободно-ориентированный приемник. Вектор является, суммой вектора воздушной скорости, обусловленного поступательным движением вертолета, и вектора индуктивной скорости воздушного потока создаваемого несущим винтом вертолета. В этом случае система уравнений, по которым определяют составляющие Vx, Vy, Vz вектора истинной воздушной скорости , углы атаки α и скольжения β вертолета имеют вид (Козицин В.К. Алгоритмическое обеспечение систем воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2004. №4. С.52-57) - [4]:A known system of air signals, which allows you to obtain information about the parameters of the vector of the airspeed of the helicopter and at flight speeds less than 30 ... 70 km / h. Known SHS helicopters such as Lassie, KhM-143 and SHS-B1 - [3] contain a freely-oriented air pressure receiver, which at low flight speeds is located in the alignment of the vortex column and is oriented using a spatial weather vane in the direction of the vector the resulting airflow running onto a freely oriented receiver. Vector is, the sum of the vector air speed due to the translational movement of the helicopter, and the vector Inductive air velocity generated by the rotor of a helicopter. In this case, the system of equations by which the components V x , V y , V z of the true air velocity vector are determined , the angles of attack α and glide β of the helicopter have the form (VK Kozitsin. Algorithmic support of helicopter air signal systems based on a freely oriented pressure receiver // Izv. Vyssh. Aviation Engineering. 2004. No. 4. P.52-57) - [ four]:
где ix, iz - углы наклона плоскости диска несущего винта; αBK и βBK - углы скоса воздушного потока вихревой колонны относительно осей связанной (скоростной) системы координат.where i x , i z are the angles of inclination of the plane of the rotor disk; α BK and β BK are the bevel angles of the vortex column air flow relative to the axes of the coupled (speed) coordinate system.
Однако, система на основе свободно-ориентированного приемника имеет значительные погрешности определения параметров Vx, Vy, Vz, α и β вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и особенно околонулевых скоростей из-за погрешностей регистрации углов αBK, βBK положения вихревой колонны из-за малости флюгерного момента, создаваемого пространственным флюгером, из-за наличия трения в кардановом подвесе и нагружения подвижной системы свободно ориентированного приемника. Это также ограничивает значение минимальной рабочей скорости полета, при которой обеспечивается устойчивое измерение параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета. Из-за необходимости передачи воспринимаемых воздушных давлений и преобразования углов ориентации подвижного приемника с помощью пневмоколлектора и сельсинных преобразователей усложняется конструкция системы и снижается надежность ее работы, особенно при возможных резких аэродинамических возмущениях набегающего воздушного потока при стрельбе стрелкового и реактивного вооружения.However, a system based on a freely oriented receiver has significant errors in determining the parameters V x , V y , V z , α and β of the true airspeed vector of the helicopter in the region of low and especially near-zero velocities due to errors in recording angles α BK , β BK position vortex columns due to the small weathering moment created by the spatial weather vane, due to the presence of friction in the cardan suspension and loading of the moving system of a freely oriented receiver. It also limits the value of the minimum operating flight speed, which provides a stable measurement of the parameters of the true airspeed vector of the helicopter. Due to the necessity of transmitting perceived air pressures and converting the orientation angles of the movable receiver using a pneumatic manifold and synchro transducers, the design of the system becomes more complicated and its reliability decreases, especially with possible sharp aerodynamic disturbances of the incoming air flow during firing of small arms and jet weapons.
За прототип взята система измерения воздушных сигналов вертолета (Патент на изобретение №2307357 от 7.12.2005 г. - [4]), в которой для регистрации углов αBK и βBK вихревой колонны несущего винта вертолета используются два неподвижных ортогонально расположенных аэрометрических приемника, трубки полного давления и полости дросселирования статического давления которых соединены с пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, в котором вычисляются параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых скоростей по уравнениям видаThe prototype is a helicopter air signal measurement system (Patent for the invention No. 2307357 dated December 7, 2005 - [4]), in which two fixed orthogonally located aerometric sensors, tubes are used to register the angles α BK and β BK of the rotor column of the rotor of the helicopter full pressure and static pressure throttling cavities which are connected to pneumatic-electric converters, the outputs of which are connected to a microprocessor through a multiplexer and an analog-to-digital converter, in which the steam is calculated meters of the true airspeed vector of the helicopter in the low-velocity region according to equations of the form
где a β и a α - коэффициенты связи боковой Vz и продольной Vx составляющих вектора воздушной скорости вертолета с углами скоса βBK и αBK вихревой колонны несущего винта вертолета в плоскости рыскания и ортогональной с ней плоскости; a P - коэффициент связи вертикальной скорости Vy со скоростью изменения дросселированного статического давления.where a β and a α are the coupling coefficients of the lateral V z and longitudinal V x components of the vector the airspeed of the helicopter with bevel angles β BK and α BK of the vortex column of the rotor of the helicopter in the yaw plane and the plane orthogonal to it; a P is the coupling coefficient of the vertical velocity V y with the rate of change of the throttled static pressure.
На фиг.1 приведена компоновка аэрометрического блока из двух неподвижных ортогонально расположенных многоканальных аэрометрических приемников системы - прототип, который устанавливается на фюзеляже вертолета в зоне вихревой колонны несущего винта.Figure 1 shows the layout of the aerometric unit of two fixed orthogonally located multi-channel aerometric sensors of the system - a prototype that is mounted on the fuselage of the helicopter in the area of the rotor vortex column.
На фиг.2 приведена структурно-функциональная схема системы прототипа.Figure 2 shows the structural-functional diagram of the prototype system.
При работе системы неподвижный проточный многоканальный аэрометрический приемник (фиг.1) в плоскости рыскания выделяет в набегающем на него воздушном потоке вихревой колонны плоскопараллельную воздушную струю, в которой формирует давления, пропорциональные дросселированному статическому давлению Pст.т и давления Pi, характеризующие угол скоса плоскопараллельной воздушной струи (потока). С помощью пневмоэлектрических, например, термоанемометрических преобразователей и схем воспринимаемые давления Pст.т и Рi преобразуют в электрические сигналы Ui, которые через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь вводятся в микропроцессор. Проточный многоканальный аэрометрический приемник выделяет в набегающем на него воздушном потоке вихревой колонны плоскопараллельную воздушную струю в плоскости, ортогональной плоскости рыскания, в которой формируют и преобразуют в электрические сигналы давления, соответствующие дросселированному статическому давлению Pст.т, и давления Pi, характеризующие угол скоса ортогональной плоскопараллельной воздушной струи, которые через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь (фиг.2) вводят в микропроцессор. Микропроцессор обрабатывает введенные электрические сигналы по разработанным алгоритмам, определяет углы положения (скоса) вихревой колонны, по которым вычисляет составляющие вектора воздушной скорости и определяет высотно-скоростные параметры вертолета.During operation of the system, a fixed flow multichannel aerometric receiver (Fig. 1) in the yaw plane emits a plane-parallel air stream in the incoming stream of the vortex column air stream, in which it generates pressures proportional to the throttled static pressure P st and pressure P i characterizing the bevel angle plane-parallel air stream (flow). Using pneumoelectric, for example, hot-wire anemometric transducers and circuits, the perceived pressures P Art and P i are converted into electrical signals U i , which are introduced into the microprocessor through a multiplexer and an analog-to-digital converter. A flow-through multichannel aerometric receiver emits a plane-parallel air stream in the plane of the plane orthogonal to the yaw plane in the incoming air stream of the vortex column in which the pressure corresponding to the throttled static pressure P Art and pressure P i characterizing the bevel angle are generated and converted into electric signals orthogonal plane-parallel air stream, which through the multiplexer and analog-to-digital Converter (figure 2) is introduced into the microprocessor. The microprocessor processes the introduced electrical signals according to the developed algorithms, determines the angles of position (slanting) of the vortex column, which calculates the components of the airspeed vector and determines the altitude and speed parameters of the helicopter.
При установке аэрометрического блока, выполненного в виде двух ортогонально расположенных проточных многоканальных аэрометрических приемников, в носовой части фюзеляжа вертолета имеют место два характерных режима обтекания набегающим воздушным потоком.When installing an aerometric unit made in the form of two orthogonally located flow-through multichannel aerometric sensors, two characteristic regimes of the flow around the incoming air flow take place in the nose of the helicopter fuselage.
При скоростях полета более 70…90 км/ч, когда аэрометрический блок находится вне вихревой колонны несущего винта, составляющие вектора воздушной скорости на оси связанной скоростной системы координат определяются в соответствии с системой уравнений видаAt flight speeds of more than 70 ... 90 km / h, when the aerometric unit is located outside the rotor vortex column, the components of the airspeed vector on the axis of the associated velocity coordinate system are determined in accordance with a system of equations of the form
где: β=ψβ и α=ψα - углы скольжения и атаки вертолета, равные углам скоса плоскопараллельной воздушной струи в плоскости рыскания ψβ и воздушной струи в ортогональной с ней плоскости ψα.where: β = ψ β and α = ψ α are the glide and attack angles of the helicopter equal to the bevel angles of the plane-parallel air stream in the yaw plane ψ β and the air stream in the plane ψ α orthogonal to it.
Модуль (величина) вектора истинной воздушной скорости вертолета определяется по соотношениюThe module (value) of the true airspeed vector determined by the ratio
Барометрическая высота H определяется до информации о величине дросселированного статического давления Pст.т, получаемой от многоканальных аэрометрических приемников, по соотношениюThe barometric height H is determined up to the information on the value of the throttled static pressure P Art.t obtained from multichannel aerometric sensors , according to the ratio
где: R - газовая постоянная воздуха; T=T0+τH - температура наружного воздуха; τ - высотный температурный градиент; P0 и T0 - статическое давление и температура на уровне земли.where: R is the gas constant of air; T = T 0 + τH is the outdoor temperature; τ is the altitude temperature gradient; P 0 and T 0 - static pressure and temperature at ground level.
В области малых скоростей полета, когда аэрометрический блок с проточными многоканальными аэрометрическими приемниками находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета, за меру величин составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета используется угловое положение воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, определяемое углами скоса β=ψβ и α=ψα, которые регистрируются ортогонально расположенными проточными многоканальными приемниками и определяются в соответствии с уравнениями вида (2).In the region of low flight speeds, when the aerometric unit with flow multichannel aerometric sensors is in the alignment of the rotor column of the rotor of the helicopter, the angular position of the rotor column of the rotor of the rotor of the helicopter, determined by the bevel angles β = ψ β and α = ψ α , which are recorded by orthogonally located flow multichannel receivers and are determined in accordance with equations of the form (2).
Как показали исследования (Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie. // Jornal of American Helicopter Society, 1983, №4. p.p.35-43) - [5], угловое положение вихревой колонны вертолета при полете на малых скоростях можно представить в видеAs studies have shown (Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie. // Jornal of American Helicopter Society, 1983, No. 4. pp35-43) - [5], the angular position of the vortex column of a helicopter when flying at low speeds can present as
где , и a α, a β - функции и коэффициенты, определяемые по результатам летных испытаний данного типа вертолета.Where , and a α , a β are functions and coefficients determined by the results of flight tests of this type of helicopter.
При этом для каждого значения αBK, находящегося в зоне вихревой колонны, можно определить два значения βBK max и βBK min, определяющих границы углового положения вихревой колонны в ортогональной плоскости. Следовательно, за критерий нахождения аэрометрического блока в зоне вихревой колонны для каждого значения αBK можно использовать условиеThus for each value of α BK, located in the vortex zone of the column, it is possible to determine two values of β BK max and β BK min, defining the boundaries of the angular position of the vortex column in the orthogonal plane. Therefore, for the criterion for the location of the aerometric block in the vortex column zone, for each α BK value, the condition
При соблюдении этого условия, т.е. при полете вертолета на малых скоростях, алгоритмы определения высотно-скоростных параметров вертолета имеют видSubject to this condition, i.e. when flying a helicopter at low speeds, the algorithms for determining the altitude and speed parameters of the helicopter have the form
где a P - коэффициент связи вертикальной скорости со скоростью изменения статического давления.where a P is the coupling coefficient of the vertical velocity with the rate of change of static pressure.
В случае невыполнения условия (7) вихревая колонна не охватывает планер вертолета и полет осуществляется в режиме, когда аэрометрический блок с многоканальными аэрометрическими приемниками вышел за пределы вихревой колонны.In case of failure to fulfill condition (7), the vortex column does not cover the helicopter glider and the flight is carried out in the mode when the aerometric unit with multi-channel airborne receivers has gone beyond the vortex column.
Выделение с помощью ортогонально расположенных проточных многоканальных аэрометрических приемников двух плоскопараллельных воздушных струй в плоскости рыскания и в ортогональной ей плоскости, формирование в них давлений, характеризующих дросселированное статическое давление в струях, и давления, характеризующие их углы скоса, преобразование давлений в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических, например, термоанемометрических преобразователей и последовательное определение углового положения (углов скоса) вихревой колонны несущего винта и далее параметров вектора истинной воздушной скорости и других воздушных сигналов вертолета позволяет повысить точность измерения высотно-скоростных параметров, расширить рабочие диапазоны по углу атаки и по скорости в области малых и околонулевых скоростей полета.The selection using two orthogonal flow multichannel aerometric sensors of two plane-parallel air jets in the yaw plane and in the plane orthogonal to it, the formation of pressures characterizing the throttled static pressure in the jets, and the pressure characterizing their bevel angles, converting the pressure into electrical signals using pneumoelectric , for example, hot-wire transducers and sequential determination of the angular position (bevel angles) of a vortex count nna rotor and more vector parameters of the true airspeed of the helicopter and other overhead signals improves the accuracy of the measurement of altitude and speed parameters to extend operating ranges of the angle of attack and in the low flight speeds and near-zero velocity.
Однако недостатками рассматриваемой системы измерения малых воздушных скоростей вертолета является существенное усложнение конструкции, увеличение массы и габаритов аэрометрического блока с приемниками, повышение стоимости системы в целом.However, the disadvantages of the considered system for measuring low airspeed of a helicopter is a significant complication of the design, an increase in the mass and dimensions of the aerometric unit with receivers, and an increase in the cost of the whole system.
Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая полезная модель заключается в упрощении конструкции, снижении массы и габаритов аэрометрического приемника давлений, снижение стоимости системы измерения малых воздушных скоростей вертолета за счет использование одного аэрометрического приемника давлений, уменьшения числа пневмоэлектрических преобразователей, упрощения структурно-функциональной и электрической схем системы.The technical result, which is claimed by the claimed utility model, is to simplify the design, reduce the mass and dimensions of the air pressure receiver, reduce the cost of the system for measuring low air speed of the helicopter by using one air pressure sensor, reduce the number of pneumoelectric converters, simplify the structural-functional and electrical system circuits.
Использование предложенной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета позволяет повысить безопасность полета и повысить эффективность решения задач пилотирования и боевого применения, например, точность стрельбы и бомбометания, за счет повышения надежности работы системы, в том числе в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, и обеспечения высокой точности измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.Using the proposed system for measuring low air speeds of a helicopter can improve flight safety and improve the efficiency of solving problems of piloting and combat use, for example, accuracy of shooting and bombing, by improving the reliability of the system, including in the conditions of possible sharp disturbances of the aerodynamic field of the helicopter, and ensuring high accuracy of measuring the parameters of the true airspeed vector of the helicopter in the region of low and near-zero flight speeds.
Технический результат достигается тем, что:The technical result is achieved by the fact that:
1. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета, содержащей1. In the system for measuring low air speeds of a helicopter containing
- установленный на фюзеляже в зоне вихревой колонны несущего винта многоканальный аэрометрический приемник,- mounted on the fuselage in the area of the rotor column of the rotor of the rotor multichannel aerometric receiver,
- пневмоэлектрические преобразователи, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору,- pneumoelectric converters, the outputs of which are connected through a multiplexer and an analog-to-digital converter to a microprocessor,
- выход которого является выходом системы по параметрам вектора истинной воздушной скорости вертолета,- the output of which is the output of the system according to the parameters of the vector of the true air speed of the helicopter,
новым является то, чтоnew is that
- аэрометрический приемник выполнен в виде сферического тела, ось которого направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета,- the aerometric receiver is made in the form of a spherical body, the axis of which is directed upward in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter,
- на верхней поверхности этого сферического тела на оси симметрии выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны,- holes are made on the upper surface of this spherical body on the axis of symmetry, which are receivers for taking the total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column,
- симметрично относительно оси симметрии сферического тела в плоскостях, параллельной плоскости симметрии вертолета и ортогональной к ней, выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных выше ортогональных плоскостях,- symmetrically with respect to the axis of symmetry of the spherical body in planes parallel to the plane of symmetry of the helicopter and orthogonal to it, holes are made that are receivers for pressure collection that determine the angular position of the vortex column relative to the axis of symmetry of the spherical body in the above orthogonal planes,
- в плоскости, ортогональной двум указанным плоскостям, на поверхности сферического тела выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны,- in the plane orthogonal to the two indicated planes, holes are made on the surface of the spherical body, which are receivers for taking the static pressure of the resulting incident air flow of the vortex column,
- при этом приемники для забора полного давления соединены проточными пневмоканалами с приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных выше ортогональных плоскостях, содержащими пневмоэлектрические преобразователи перепада давлений, выходы которых для пневмоканалов одинаковых плоскостей соединены дифференциально.- at the same time, receivers for sampling the total pressure are connected by flowing pneumatic channels to receivers for collecting pressures that determine the angular position of the vortex column relative to the axis of symmetry of the spherical body in the above orthogonal planes containing pneumoelectric differential pressure transducers whose outputs for pneumatic channels of identical planes are connected differentially.
2. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета в качестве пневмоэлектрических преобразователей перепада давлений использованы термоанемометрические преобразователи.2. In the system for measuring low air speeds of a helicopter, thermoanemometric transducers are used as pneumoelectric transducers of differential pressure.
3. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета в качестве термоанемометрических преобразователей использованы дифференциальные термоанемометрические преобразователи, общий вход которых подключен к пневмоканалу приемника полного давления результирующего набегающего воздушного потока, а два других входа - к пневмоканалам приемников давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока в соответствующей плоскости, а выходы дифференциальных термоанемометрических преобразователей соединены дифференциально.3. In the helicopter’s low airspeed measurement system, differential hot-wire anemometric transducers are used as thermoanemometric converters, the common input of which is connected to the pneumatic channel of the receiver of the full pressure of the resulting incident air flow, and the other two inputs are connected to the pneumatic channels of the pressure receivers that determine the angular position of the resulting incident air flow in the corresponding plane, and the outputs of the differential hot-wire anemometric converters are differentially.
4. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета алгоритм вычисления микропроцессора выполнен согласно уравнениям вида4. In the helicopter low airspeed measurement system, the microprocessor calculation algorithm is made according to equations of the form
где P1, P2 - давления в симметричных точках сферического тела в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета; P3, P4 - давления в симметричных точках сферического тела в плоскости, ортогональной плоскости симметрии; PП∑ - полное давление результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; РCT∑ - статическое давление результирующего набегающего потока вихревой колонны несущего винта вертолета; TT∑ - температура торможения результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, воспринимаемая датчиком, встроенным в приемник полного давления результирующего набегающего потока вихревой колонны.wherein P 1, P 2 - Pressure at the symmetric points of the spherical body in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter; P 3 , P 4 - pressure at the symmetric points of the spherical body in the plane orthogonal to the plane of symmetry; P P∑ - total pressure of the resulting incident air flow of the vortex column; P CT∑ - static pressure of the resulting incident flow of the vortex column of the rotor of the helicopter; T T∑ is the braking temperature of the resulting incident air flow of the vortex column, sensed by a sensor integrated into the total pressure receiver of the resulting incident air flow of the vortex column.
Сущность полезной модели поясняется на фиг.3-фиг.6.The essence of the utility model is illustrated in Fig.3-Fig.6.
На фиг.3 приведена конструктивная схема аэрометрического приемника предлагаемой системы измерения малых воздушных скоростей вертолета в виде сферического тела 1, ось которого направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета. Сферическое тело 1 установлено на штанге 11, закрепленной на фюзеляже вертолета.Figure 3 shows the structural diagram of the aerometric receiver of the proposed system for measuring low air speeds of the helicopter in the form of a spherical body 1, the axis of which is directed upward in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter. The spherical body 1 is mounted on the rod 11, mounted on the fuselage of the helicopter.
На верхней поверхности сферического тела 1 на оси симметрии расположено отверстие (приемник) 2 полного давления РП∑ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета. Симметрично относительно оси симметрии тела 1 в плоскости параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом φ01 расположены отверстия (приемники) 3 и 4 для забора давлений P1 и P2, определяющие угловое положение φ1 вихревой колонны, относительно оси симметрии сферического тела в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета. Симметрично относительно оси симметрии сферического тела 1 в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета, под углом φ02 расположены отверстия для забора (приемники) 5 и 6 давлений P3 и P4, определяющие угловое положение φ2 вихревой колонны несущего винта в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета. В плоскости, ортогональной двум указанным плоскостям, на поверхности сферического тела 1 по окружности расположены объединенные в общий канал отверстия для забора (приемники) 7 дросселированного статического давления РCT∑ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны. Приемники давлений РП∑, P1, P2, P3, P4, РCT∑ подключены ко входам пневмоэлектрических преобразователей 8, выходы которых (фиг.4) через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подключены к микропроцессору 14, выход которого является выходом системы по параметрам вектора истинной воздушной скорости вертолета - составляющим Vx, Vy, Vz, модулю , углами атаки α и скольжения β вертолета. На вход микропроцессора 14 через измерительную схему 10, мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подключен приемник 9 температуры торможения РT∑ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, который встроен в приемник 2 полного давления.On the upper surface of the spherical body 1 on the axis of symmetry is a hole (receiver) 2 of the total pressure P П∑ of the resulting incident air flow of the rotor column of the rotor of the helicopter. Symmetrically about the axis of symmetry of body 1 in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter, at an angle φ 01 there are openings (receivers) 3 and 4 for taking pressure P 1 and P 2 , which determine the angular position φ 1 of the vortex column, relative to the axis of symmetry of the spherical body in the plane, parallel to the plane of symmetry of the helicopter. Symmetrically relative to the axis of symmetry of the spherical body 1 in a plane perpendicular to the plane of symmetry of the helicopter, at an angle φ 02 there are sampling holes (receivers) of pressure 5 and 6 P 3 and P 4 defining the angular position φ 2 of the rotor vortex column in a plane perpendicular to the plane symmetry of the helicopter. In the plane orthogonal to the two indicated planes, on the surface of the spherical body 1, circumferential openings for intake (receivers) 7 of throttled static pressure P CT∑ of the resulting incident air flow of the vortex column are arranged in a common channel. The pressure receivers P P∑ , P 1 , P 2 , P 3 , P 4 , P CT∑ are connected to the inputs of the pneumatic transducers 8, the outputs of which (Fig. 4) through the multiplexer 12 and the analog-to-digital converter 13 are connected to the microprocessor 14, the output which is the output of the system according to the parameters of the vector true airspeed of the helicopter - components V x , V y , V z , module , angles of attack α and slip β of the helicopter. At the input of the microprocessor 14 through the measuring circuit 10, the multiplexer 12 and the analog-to-digital Converter 13 is connected to the receiver 9 of the braking temperature P T∑ of the resulting incident air flow of the vortex column, which is built into the receiver 2 of the full pressure.
В целях дальнейшего уменьшения числа пневмоэлектрических преобразователей (фиг.5) отверстия для забора (приемник) 2 полного давления РП∑ соединяется пневмоканалами 14 с отверстиями для забора (приемниками) 3 и 4, 5 и 6 давлений P1 и P2, P3 и P4, определяющих угловые положения φ1 и φ2 вихревой колонны в указанных выше ортогональных плоскостях. При этом в пневмоканалах 14 устанавливаются пневмоэлектрические преобразователи перепадов давлений 15, выходы которых для пневмоканалов одинаковых плоскостей соединены дифференциально, а разность их сигналов через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подается на вход микропроцессора 14.In order to further reduce the number of pneumoelectric converters (Fig. 5), the intake openings (receiver) 2 of the total pressure P П∑ are connected by pneumatic channels 14 to the intake openings (receivers) 3 and 4, 5 and 6 of the pressures P 1 and P 2 , P 3 and P 4 defining the angular positions φ 1 and φ 2 of the vortex column in the above orthogonal planes. At the same time, pneumoelectric pressure differential pressure transducers 15 are installed in the pneumatic channels 14, the outputs of which for the pneumatic channels of the same planes are differentially connected, and the difference of their signals through the multiplexer 12 and the analog-to-digital converter 13 is fed to the input of the microprocessor 14.
В целях повышения чувствительности, снижения нижней границы малых рабочих скоростей пневмоканалы 14 выполнены проточными, а в качестве пневмоэлектрических преобразователей перепада давлений 15 использованы термоанемометрические преобразователи. В целях дальнейшего повышения чувствительности и снижения нижней границы малых рабочих скоростей до околонулевой, а также для снижения вероятности засорения отверстий для забора (приемники) давлений P1 и P2, P3 и P4 за счет вытекания из них потока воздуха в качестве термоанемометрических преобразователей используют дифференциальные термоанемометрические преобразователи 16 (фиг.6), общий вход которых подключен к пневмоканалу отверстий для забора (приемника) полного давления РП∑, а два других входа - к пневмоканалам отверстий для забора (приемников) давлений P1 и P2, P3 и P4, определяющих угловые φ1 и φ2 результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны в соответствующих плоскостях, а выходы дифференциальных термоанемометрических преобразователей соединены дифференциально, при этом разность их выходных сигналов через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подаются на микропроцессор 14, вычисляющий параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета при малых и околонулевых скоростях полета.In order to increase sensitivity and reduce the lower boundary of small operating speeds, the pneumatic channels 14 are made flow-through, and hot-wire anemometric transducers are used as pneumoelectric transducers of differential pressure 15. In order to further increase the sensitivity and lower the lower limit of small working speeds to near zero, as well as to reduce the likelihood of clogging of the intake holes (receivers) of the pressures P 1 and P 2 , P 3 and P 4 due to the flow of air from them as hot-wire anemometers using hot-wire differential converters 16 (6), the total input of which is connected to the intake vents pnevmokanalu (receiver) PΣ total pressure P and the other two inputs - pnevmokanalam to the intake vents (n iemnikov) pressures P 1 and P 2, P 3 and P 4, which determine the angular φ 1 and φ 2 of the resulting oncoming airflow vortex column in the respective planes, and outputs differential thermoanemometric converters are connected differentially, wherein a difference of output signals through multiplexer 12 and An analog-to-digital converter 13 is fed to a microprocessor 14, which calculates the parameters of the true helicopter airspeed vector at low and near-zero flight speeds.
Система измерения малых воздушных скоростей вертолета работает следующим образом.The system for measuring small air speeds of a helicopter operates as follows.
Неподвижный аэрометрический приемник, выполненный в виде сферического тела 1 (фиг.3), устанавливается на специальной штанге 11, закрепленной на фюзеляже в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета. Ось сферического тела 1 направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, при этом плоскость, проходящая через отверстия для забора (приемники) давлений P1 и P2, параллельна продольной оси вертолета. В плоскости, ортогональной плоскости приемников давлений P1 и P2, расположены отверстия для забора (приемники) давлений P3 и Р4.The fixed aerometric receiver, made in the form of a spherical body 1 (Fig. 3), is mounted on a special rod 11 mounted on the fuselage in the area of the rotor column of the rotor of the helicopter. The axis of the spherical body 1 is directed upward in a plane parallel to the plane of symmetry of the helicopter, while the plane passing through the holes for the intake (receivers) of pressure P 1 and P 2 parallel to the longitudinal axis of the helicopter. In the plane orthogonal to the plane of the pressure receivers P 1 and P 2 , there are openings for the intake (receivers) of the pressures P 3 and P 4 .
При малых скоростях полета сферическое тело 1 находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета и воспринимает давления РП∑, P1, P2, P3, P4, РCT∑ и температуру TT∑. При этом составляющие вектора истинной воздушной скорости вертолета определяются путем восприятия и регистрации указанных параметров и определения углового положения результирующего набегающего воздушного потока, обтекающего сферическое тело 1, относительно связанной с вертолетом системы координат.At low flight speeds, the spherical body 1 is in the alignment of the vortex column of the rotor of the helicopter and perceives the pressure P P∑ , P 1 , P 2 , P 3 , P 4 , P CT∑ and temperature T T∑ . Moreover, the components of the vector the true air speed of the helicopter is determined by perceiving and recording these parameters and determining the angular position of the resulting incident air stream flowing around the spherical body 1, relative to the coordinate system associated with the helicopter.
Вектор результирующего набегающего воздушного потока, обтекающего сферическое тело 1, является геометрической суммой вектора скорости невозмущенного воздушного потока, обусловленного поступательным движением вертолета, и вектора скорости индуктивного потока несущего винта, т.е. .Vector the resulting incident air stream flowing around the spherical body 1 is the geometric sum of the vector the speed of the undisturbed air flow due to the translational movement of the helicopter, and the vector rotor inductive flow velocity, i.e. .
Для конкретного места установки аэрометрического приемника в виде сферического тела 1 на фюзеляже вертолета составляющие Vix, Viy, Viz вектора в связанной системе координат можно описать уравнениями вида [4]:For a specific installation site of the aerometric receiver in the form of a spherical body 1 on the helicopter fuselage, the components V ix , V iy , V iz of the vector in a connected coordinate system can be described by equations of the form [4]:
где Kix, Kiy, Kiz - безразмерные коэффициенты, зависящие от величины (модуля) вектора скорости невозмущенного воздушного потока, равного по величине V=VB, а также от углов атаки α и скольжения β вертолета; - модуль вектора скорости индуктивного потока на режиме висения (V=0); G - текущий вес вертолета; - нормальная перегрузка; ρH - плотность невозмущенного воздушного потока на данной высоте H; F - площадь, сметаемая несущим винтом вертолета; χ - коэффициент заполнения диска несущего винта; g=9,80665 - ускорение свободного падения.where K ix , K iy , K iz are dimensionless coefficients depending on the magnitude (modulus) of the velocity vector undisturbed air flow equal in magnitude V = V B, as well as the angles of attack α and β sliding helicopter; - vector module speed of inductive flow in hovering mode (V = 0); G is the current weight of the helicopter; - normal overload; ρ H is the density of the unperturbed air flow at a given height H; F is the area swept by the rotor of the helicopter; χ is the fill factor of the rotor disk; g = 9,80665 - acceleration of gravity.
Величину V∑ скорости и плотность ρ∑ результирующего набегающего воздушного потока можно определить по полному PП∑ и статическому РCT∑ давлениям и температуре TT∑ заторможенного результирующего воздушного потока, воспринимаемой приемником температуры торможения, встроенным в приемник полного давления, используя стандартные зависимости по ГОСТ 5212-74 и ГОСТ 4701-81 (ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температура торможения воздуха для скорости от 10 до 4000 км/ч. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1974. - 239 с. [6] и ГОСТ 4701-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1981. - 179 с. [7]):Velocity V ∑ and density ρ ∑ of the resulting incident air flow can be determined from the total P P∑ and static P CT∑ pressures and temperature T T∑ of the inhibited resulting air flow sensed by the braking temperature sensor built into the total pressure receiver using standard dependencies GOST 5212-74 and GOST 4701-81 (GOST 5212-74. Aerodynamic table. Dynamic pressures and braking temperatures of air for speeds from 10 to 4000 km / h. Parameters. M: Publishing House of Standards, 1974. - 239 p. [6] and GOST 4701-81. The atmosphere is standard. Parameters. M: Publishing House of Standards, 1981. - 179 p. [7]):
где параметры, входящие в формулы (11) и (12), имеют размерности в единицах системы СИ.where the parameters in formulas (11) and (12) have dimensions in units of the SI system.
Используя соотношение (11) по давлениям РП∑, РCT∑ и температуре TT∑ можно определить V∑ и проекции вектора результирующего воздушного потока на оси связанной с вертолетом системы координат какUsing relation (11) from pressures Р П∑ , Р CT∑ and temperature T T∑, it is possible to determine V ∑ and projections of the vector the resulting air flow on the axis of the coordinate system associated with the helicopter as
где φ1 и φ2 - углы, определяющие положение вектора результирующего набегающего потока вихревой колонны относительно плоскостей приемников давлений P1, P2 и P3, P4.where φ 1 and φ 2 are the angles that determine the position of the vector the resulting incident flow of the vortex column relative to the planes of the pressure receivers P 1 , P 2 and P 3 , P 4 .
Используя соотношения, приведенные в работе [2, стр.122], связь давлений P1, P2 и P3, P4, воспринимаемых отверстиями для забора (приемниками) 3, 4 и 5, 6 можно представить в видеUsing the ratios given in [2, p. 122], the relationship of the pressures P 1 , P 2 and P 3 , P 4 , perceived by the holes for the fence (receivers) 3, 4 and 5, 6 can be represented as
Тогда углы φ1 и φ2, определяющие положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колоны, будут определяться соотношениямиThen the angles φ 1 and φ 2 defining the position of the vector the resulting speed of the incident air flow of the vortex column will be determined by the relations
В соответствии с уравнением , получим уравнения для составляющих Vx, Vy, Vz вектора истинной воздушной скорости вертолета видаAccording to the equation , we obtain the equations for the components V x , V y , V z of the vector true airspeed helicopter view
где V∑ определяется по соотношению (11), т.е. V∑=f4(PП∑, PCT∑, TT∑).wherein V Σ defined by equation (11), i.e. V ∑ = f 4 (P П∑ , P CT∑ , T T∑ ).
Как показали исследования (см. Козицин В.К. Система воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Ульяновск. ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения». 2006. - 313 с. [8]), для конкретного места установки аэрометрического приемника давлений на вертолете на каждом из режиме полета по результатам летных испытаний можно определить значения коэффициентов Kix, Кiy, Кiz с достаточной достоверностью.Studies have shown (see Kozitsin VK. The system of helicopter air signals based on a freely oriented pressure receiver. The dissertation for the degree of candidate of technical sciences. Ulyanovsk. OJSC “Ulyanovsk Instrument Design Bureau. 2006. - 313 p. [8] ), for a specific installation site of an aerometric pressure receiver on a helicopter in each of the flight modes, according to the results of flight tests, it is possible to determine the values of the coefficients K ix , K iy , K iz with sufficient reliability.
Тогда по давлениям P1 и P2, P3 и P4, PП∑ и PCT∑, и по температуре торможения TT∑, воспринимаемыми неподвижным аэрометрическим приемником в виде сферического тела после их преобразования в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических преобразователей 8 и вводя через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 в микропроцессор 14 параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей вычисляются в соответствии с уравнениями видаThen, according to the pressures P 1 and P 2 , P 3 and P 4 , P П∑ and P CT∑ , and according to the braking temperature T T восприним , perceived by a stationary aerometric receiver in the form of a spherical body after their conversion into electrical signals using pneumoelectric transducers 8 and entering through the multiplexer 12 and the analog-to-digital converter 13 into the microprocessor 14 the parameters of the true airspeed vector of the helicopter in the region of low and near-zero speeds are calculated in accordance with equations of the form
Следует отметить, что за счет расположения отверстий для забора (приемники) статического давления PCT∑ результирующего набегающего потока по всей окружности сферического тела существенно снижается влияния углового положения вихревой колонны и усредняются пульсации результирующего набегающего воздушного потока.It should be noted that due to the location of the openings for the intake (receivers) of static pressure P CT∑ of the resulting incident flow around the entire circumference of the spherical body, the influence of the angular position of the vortex column is significantly reduced and the pulsations of the resulting incident air flow are averaged.
Таким образом, предлагаемое выполнение неподвижного аэрометрического приемника в виде сферического тела с расположенными на нем отверстиями для забора (приемниками) полного и статического давлений результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, приемника температуры торможения результирующего потока, отверстий для забора (приемников) давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно осей связанной системы координат позволило существенно упростить конструкцию, снизить массу и габариты аэрометрического приемника и системы, снизить стоимость система измерения малых воздушных скоростей вертолета за счет использования одного аэрометрического приемника, уменьшения числа пневмоэлектрических преобразователей, упрощения структурно-функциональной и электрической схем системы, повысить точность измерения и расширить нижнюю границу рабочих скоростей до области околонулевых.Thus, the proposed implementation of a stationary aerometric receiver in the form of a spherical body with openings for the intake (receivers) of the total and static pressures of the resulting incident air flow of the vortex column, the receiver of the braking temperature of the resulting stream, the holes for the intake (receivers) of pressure, determining the angular position vortex columns relative to the axes of the associated coordinate system allowed us to significantly simplify the design, reduce the weight and size of the aerome use of a single aerometric receiver, reducing the number of pneumatic-electric converters, simplifying the structural-functional and electrical circuits of the system, increasing the measurement accuracy and expanding the lower boundary of operating speeds to the region of near-zero.
Применение системы измерения малых воздушных скоростей на различных классах вертолетов позволяет повысить безопасность полета, повысить эффективность пилотирования и боевого применения, повысить надежность работы системы в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, повысить точность измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.The use of the system for measuring low air speeds on various classes of helicopters can improve flight safety, improve piloting and combat use, increase the reliability of the system in conditions of possible sharp disturbances in the aerodynamic field of the helicopter, increase the accuracy of measuring the parameters of the true air speed of the helicopter in the region of low and near-zero speeds flight.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009143395/22U RU94346U1 (en) | 2009-11-23 | 2009-11-23 | HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009143395/22U RU94346U1 (en) | 2009-11-23 | 2009-11-23 | HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94346U1 true RU94346U1 (en) | 2010-05-20 |
Family
ID=42676512
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009143395/22U RU94346U1 (en) | 2009-11-23 | 2009-11-23 | HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU94346U1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2477862C1 (en) * | 2011-07-27 | 2013-03-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ) | Measurement system of airborne vehicle altitude and speed parameters |
-
2009
- 2009-11-23 RU RU2009143395/22U patent/RU94346U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2477862C1 (en) * | 2011-07-27 | 2013-03-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ) | Measurement system of airborne vehicle altitude and speed parameters |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Wildmann et al. | Towards higher accuracy and better frequency response with standard multi-hole probes in turbulence measurement with remotely piloted aircraft (RPA) | |
RU2427844C1 (en) | Helicopter air data system | |
US6531967B2 (en) | Aircraft disturbed air direct sensing system | |
US6101429A (en) | Broad-range, multi-directional aircraft airspeed measuring system | |
RU2426995C1 (en) | System to measure helicopter flight low speeds | |
RU94346U1 (en) | HELICOPTER SMALL AIR SPEED MEASUREMENT SYSTEM | |
RU127473U1 (en) | VORTEX SENSOR OF AERODYNAMIC ANGLE AND TRUE AIR SPEED | |
RU100279U1 (en) | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM | |
RU2307357C1 (en) | Method for measurement of helicopter air signals and system for its realization | |
RU2663315C2 (en) | Method and device for calculating current value of angular attacks and gliding of aerial vehicle | |
RU86752U1 (en) | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM | |
Cavallo et al. | CFD analysis of helicopter wakes in ground effect | |
RU2592705C2 (en) | Onboard system for measuring parameters of wind velocity vector during parking, takeoff and landing of helicopter | |
RU2307358C1 (en) | Helicopter air signal system | |
Nikitin et al. | A starting system for measuring low airspeeds of a single-rotor helicopter | |
Soldatkin | Aerometric system for measuring low helicopter airspeeds based on the data of the vortex column position | |
RU2695964C1 (en) | Helicopter air signals system | |
RU58719U1 (en) | HELICOPTER SPEED METER | |
Ariskin et al. | Onboard system for measuring the parameters of wind vector during parking, starting and takeoff-landing modes for helicopter with aerometric and ion-beacon measuring channels | |
Makshakov et al. | Determination method of the aircrafts flying height using absolute pressure sensors | |
Nikitin et al. | Improving the noise stability of measuring the altitude and speed parameters aboard a helicopter | |
Soldatkin et al. | Construction and algorithms of a helicopter air data system with aerometric and ion-tagging measurement channels | |
Soldatkin et al. | Technology of Measuring Air Parameters Aboard the Single-Rotor Helicopter Using a Fixed Multifunctional Receiver | |
RU112436U1 (en) | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM | |
RU55479U1 (en) | HELICOPTER AIR SIGNAL SYSTEM |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MG1K | Anticipatory lapse of a utility model patent in case of granting an identical utility model |
Ref document number: 2009143226 Country of ref document: RU Effective date: 20110820 |