Измеритель скорости вертолета
Полезная модель касается усовершенствования измерителя скорости вертолета. Технический результат заключается в повышении точности измерения составляющих вектора воздушной скорости вертолета на динамических режимах. Предложен измеритель воздушной скорости вертолета, содержащий датчик вектора скорости суммарного воздушного потока (индуктивного от несущего винта и поступательного от движения вертолета), датчик температуры потока, датчик веса вертолета, датчик составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета относительно его центра масс, датчик угла крена, датчик угла тангажа, датчик вертикальной бароинерциальной скорости, первый, второй, третий, четвертый и пятый преобразователи. В первом преобразователе, на основе сигналов с датчика вектора скорости суммарного воздушного потока по параметрам углового положения двухстепенного флюгера и пневматических сигналов с приемника воздушных давлений, размещенного на двухстепенном флюгере, а также сигнала с датчика температуры, на его выходе формируются составляющие вектора скорости суммарного потока в связанной системе координат вертолета. В четвертом преобразователе, на основе сигналов первого, второго, третьего и пятого преобразователей, на его выходе формируются сигналы составляющих вектора воздушной скорости вертолета в связанной системе координат. 3 ил.
Заявленная полезная модель относится к системам воздушных сигналов вертолетов.
В отечественной и зарубежной авиации до сих пор актуальными остаются вопросы высокоточного измерения высотно-скоростных параметров вертолетов и других винтокрылых летательных аппаратов. Большое значение в условиях как директорного, так и автоматического режимов пилотирования имеет информация о величине и направлении вектора истинной воздушной скорости.
Измерение параметров вектора воздушной скорости вертолета затрудняется значительными искажениями его аэродинамического поля индуктивными потоками несущей системы, а также пространственным обтеканием приемников воздушных давлений, установленных вблизи фюзеляжа или на выносной штанге. Это ограничивает применение на вертолете традиционных для самолета методов и средств измерения высотно-скоростных параметров.
Возможность вертолета совершать движение как вперед, так и назад, вправо и влево, полеты на предельно малых и около нулевых скоростях обуславливают актуальность задачи по созданию системы всенаправленного измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета. Причем центральное место здесь занимает проблема точного восприятия и измерения малой по модулю (до 70 км/ч) скорости полета. Наибольшие успехи при разрешении этой проблемы достигнуты в тех устройствах и системах, в которых средства восприятия размещены в некотором опорном потоке.
По способу создания опорного потока указанные устройства и системы (как реально существующие на борту вертолета, так и перспективные технические решения) можно условно разделить на 3 группы:
- устройства и системы, в которых опорный поток создается путем введения в измеритель специальной поворотной штанги (например, зарубежная система LORAS, патент США №3373605, 1968 г. кл. 73-182);
- устройства и системы, в которых опорный поток создается посредством размещения средств восприятия на лопастях несущего винта вертолета (например, отечественный измеритель типа КВИС);
- устройства и системы, в которых в качестве опорного потока используется индуктивный поток от несущего винта вертолета (например, зарубежная система LASSIE, результаты испытаний которой были представлены авиаинженером J.KALETKA в докладе, опубликованном в журнале JOURNAL OF THE AMERICAN HELICOPTER SOCIETY, V28, №4, 1983 г., а также отечественный измеритель скорости вертолета, патент №58719, кл. G01P 5/00, 2006 г.).
Последняя группа устройств имеет в своем преимуществе возможность измерять вертикальную составляющую воздушной скорости.
Структурная схема известного измерителя скорости вертолета (патент №58719) представлена на фиг.1.
Известный измеритель включает в себя датчик 1 вектора суммарного потока от несущего винта и скорости движения вертолета, содержащий двухстепенной флюгер 3 и размещенный на нем приемник 2 полного Рп и статического Р н давлений; два датчика 4 и 5 углового положения флюгера 3 и приемника 2 относительно связанных осей вертолета; датчик температуры 6; преобразователь 7 с датчиками давления (не показаны); датчик 8 веса G вертолета; датчик 9 вертикальной перегрузки n y; датчики 10, 11, 12 составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета 
х, y, z, второй 13, третий 14 и четвертый 15 преобразователи.
Входы первого преобразователя 7 подключены к выходам датчика 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, приемнику 2 давлений и датчику 6 температуры потока. Входы второго преобразователя 13 подключены к выходам датчика 8 веса вертолета, датчика 9 вертикальной перегрузки, датчикам 4 и 5
двухстепенного флюгера 3, датчику 6 температуры Тн и выходам первого преобразователя 7 по параметрам статического давления Рн и суммарного потока V
.
Входы третьего преобразователя 14 подключены к выходам датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора вращения вертолета относительно связанных осей. Входы четвертого преобразователя 15 подключены к выходам первого преобразователя 7, формирующего сигналы составляющих вектора воздушной скорости суммарного потока u, v и w в связанной системе координат вертолета, выходам второго преобразователя 13, формирующего сигналы составляющих вектора скорости индуктивного потока Vix, V iz, Viy в связанной системе координат и к выходам третьего преобразователя 14, формирующего сигналы составляющих вектора переносной скорости вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета в связанной системе координат 
Vx, Vy, Vz.
На выходе четвертого преобразователя 15 формируются искомые сигналы составляющих вектора воздушной скорости движения вертолета в связанной системе координат вертолета XYZ (Vx, Vy, V z) в соответствии с выражениями:
где: Kx, K y, Kz - поправочные коэффициенты, зависящие от режимов полета вертолета, определяются во втором преобразователе 13 на основе сигналов с датчика 1 вектора суммарного потока и с преобразователя 7, а именно по параметрам 
1, 2 углового положения флюгера 3, статического давления Рн и модуля вектора суммарной скорости V путем линейной или нелинейной регрессии для принятого места размещения датчика 1 на вертолете с
координатами X0, Y0, Z 0; - относительная плотность воздуха; F - сметаемая площадь несущего винта.
Недостатком известного измерителя скорости вертолета, как показали результаты летных испытаний, является то, что на динамических режимах (вертикальный набор высоты и снижение, пикирование, кабрирование и др.), во-первых, наблюдается зависимость погрешности измерения составляющих вектора воздушной скорости в связанной системе координат (в большей степени погрешности измерения вертикальной составляющей) от значения вертикальной скорости в земной системе координат, во-вторых, наблюдается зависимость погрешности измерения составляющих вектора воздушной скорости (в большей степени погрешности измерения вертикальной и боковой составляющих) от углов ориентации связанной системы координат относительно земной, а именно углов крена и тангажа.
Первая зависимость погрешности измерения объясняется тем, что исходя из импульсной теории идеального винта [2], на режимах вертикального набора высоты и вертикального снижения, а также на режимах косого обтекания винта интегральный индуктивный поток является функцией не только величины 
, но и вертикальной скорости.
Вторая зависимость погрешности измерения объясняется тем, что углы завала оси конуса вращения несущего винта «а» в плоскостях XY и «b» в плоскостях ZY связанной системы координат (фиг.2) зависят не только от режимов полета, но и от центровки вертолета, т.е. одни и те же режимы полета один и тот же вертолет с разной центровкой будет выполнять при различных углах крена и тангажа.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является создание измерителя скорости для вертолета, свободного от указанных недостатков и обладающего более высокими техническими характеристиками.
Технический результат выражается в повышении точности измерения составляющих вектора воздушной скорости вертолета.
Это достигается тем, что в известный измеритель по патенту №58719 дополнительно вводятся датчики угла крена, тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости, а также пятый преобразователь, в котором осуществляется дополнительная коррекция составляющих вектора воздушной скорости вертолета, причем выходы датчиков угла крена, тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости соединены со входами пятого преобразователя, выходы которого подключены к четвертому преобразователю.
На фиг.3 представлена структурная схема заявляемого измерителя скорости для вертолета, вновь введенные блоки и связи показаны двойными линиями.
Заявляемый измеритель скорости для вертолета содержит датчик 1 вектора суммарного потока от несущего винта и скорости движения вертолета, содержащий двухстепенной флюгер 3 и размещенный на нем приемник 2 полного Р п и статического Рн давлений; два датчика 4 и 5 углового положения флюгера 3 относительно связанных осей вертолета; датчик температуры 6; преобразователь 7 с датчиками давления (не показаны); датчик 8 веса G вертолета; датчик 9 вертикальной перегрузки ny; датчики 10, 11, 12 составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета х, y, z; второй 13, третий 14 и четвертый 15 преобразователи; датчик угла крена 16; датчик угла тангажа 17; датчик вертикальной бароинерциальной скорости 18; пятый преобразователь 19.
Входы первого преобразователя 7 подключены к выходам датчиков 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, приемнику давлений 2 и датчику температуры потока 6.
Входы второго преобразователя 13 подключены к выходам датчика веса вертолета 8, датчика вертикальной перегрузки 9, датчика температуры потока 6, к выходам датчиков 4 и 5 двухстепенного флюгера 3, и к выходам
первого преобразователя 7 по параметрам статического давления Рн и суммарного потока V.
Входы третьего преобразователя 14 подключены к выходам датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора вращения вертолета относительно связанных осей.
Входы пятого преобразователя 19 подключены к выходам датчика угла крена 16, датчика угла тангажа 17 и датчика вертикальной бароинерциальной скорости 18.
Входы четвертого преобразователя 15 подключены к выходам первого преобразователя 7, формирующего сигналы составляющих вектора воздушной скорости суммарного потока u, v и w в связанной системе координат вертолета, а также к выходам второго преобразователя 13, формирующего сигналы составляющих вектора скорости индуктивного потока Vix, Viz, Viy в связанной системе координат; к выходам третьего преобразователя 14, формирующего сигналы составляющих вектора переносной скорости вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета в связанной системе координат Yх, Vy, Vz; и к выходам пятого преобразователя 19, формирующего динамические поправки составляющих вектора воздушной скорости Vx1, Vy1, Vz1 в связанной системе координат как функции угла крена, угла тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости.
На выходе четвертого преобразователя 15 формируются искомые сигналы составляющих вектора воздушной скорости движения вертолета в связанной системе координат вертолета XYZ, т.е. V x, Vy, Vz.
Работа предложенного измерителя скорости вертолета осуществляется следующим образом. Датчик 1 вектора скорости, установленный на фюзеляже вертолета относительно его центра масс с координатами Х0; Y0; Z 0 под несущим винтом 2, ориентируется с помощью двухстепенного флюгера вдоль вектора суммарного потока 
(как это показано на фиг.2), угловое положение которого в связанной с вертолетом системе координат XYZ
определяется углами 1 и 2. Приемник 2 давлений вместе с флюгером 3 также устанавливаются вдоль вектора суммарного потока 
и воспринимает полное и статическое давление, которые в виде пневматических сигналов поступают к соответствующим датчикам давления (на чертеже не показаны), размещенным в преобразователе 7, на вход которого поступают сигналы с датчиков 4 и 5 углового положения флюгера 3 в виде тригонометрических функций Sin1, Cos1, Sin2, Cos2 и сигнал с датчика 6 температуры торможения Тн потока. В преобразователе 7, на основе сигналов с датчиков давлений и температуры, в соответствии с известной зависимостью V=f(Pп; Pн ; Tн) [3], формируется значение модуля истинной воздушной скорости суммарного потока, а на его выходе составляющие вектора на связанные оси координат u, v, w в соответствие с выражениями (фиг.2):
Одновременно с этим в предложенном измерителе (фиг.3) с помощью датчиков 8, 9, 10, 11, 12, 16, 17, 18 измеряются соответственно вес вертолета G, вертикальная перегрузка ny , составляющие угловых скоростей вращения вертолета х, y, z относительно его центра масс, угол крена 
, угол тангажа 
и вертикальная бароинерциальная скорость V у би. Во втором преобразователе 13 на основе сигналов с датчиков 8, 9, 4, 5, 6 и сигналов с первого преобразователя 7 по параметрам соответственно веса вертолета, вертикальной перегрузки, углового положения флюгера 3, температуры, статического давления и модуля вектора скорости суммарного потока, формируются опорная величина модуля индуктивной скорости в соответствии с выражением и поправочные коэффициенты Кх, К y,
Kz, а на его выходе формируются составляющие вектора 
индуктивного потока на связанные оси координат в соответствии с выражениями:
Поправочные коэффициенты Кх , Кy, Kz, зависящие от режимов полета вертолета, определяются на основе сигналов с датчика 1 вектора суммарного потока и первого преобразователя 7, а именно по параметрам 1, 2 углового положения флюгера 3, статического давления Рн и модуля вектора суммарной скорости V путем линейной или нелинейной регрессии для принятого места размещения датчика 1 на вертолете с координатами Х 0, Y0, Z0. Для принятого размещения датчика 1 вектора скорости и для данного типа вертолета функциональные зависимости поправочных коэффициентов Кх, Кy, K z являются сугубо индивидуальными и могут быть установлены только в результате летных испытаний.
В третьем преобразователе 14, на основе сигналов с датчиков 10, 11, 12 составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета х; y; z, с учетом координат Х 0; Y0; Z0 размещения датчика 1 вектора скорости на фюзеляже относительно центра масс вертолета, на его выходе формируются составляющие вектора переносной скорости от вращения датчика 1 относительно центра масс вертолета Vx, Vy, Vz в соответствии с выражениями:
В пятом преобразователе 19 на основе сигналов с датчика угла крена 16, датчика угла тангажа 17 и датчика вертикальной бароинерциальной скорости V у би 18 формируются динамические поправки составляющих вектора воздушной скорости Vx1, Vy1, Vz1 как функции , , Vу б. Функциональные зависимости динамических поправок Vx1, Vy1, Vz1 являются сугубо индивидуальными для данного типа вертолета и могут быть определены только по результатам летных испытаний методом регрессионного анализа.
В четвертом преобразователе 15, на основе сигналов с первого 7, второго 13, третьего 14 и пятого 19 преобразователей формируются на его выходе искомые сигналы вектора воздушной скорости вертолета в проекциях на связанные оси координат, в соответствии с выражениями:
которые могут быть использованы как для индикации, так и в других системах вертолета.
Привлечение угла крена, угла тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости в измерение составляющих вектора воздушной скорости вертолета в предложенном измерителе позволило, как показали испытания на вертолете Ми28Н, повысить его точность на динамических режимах, таких как вертикальный набор высоты и снижение, пикирование, кабрирование и др.
Источники информации
1. Измеритель скорости вертолета, патент №58719, кл. G01P 5/00, 2006 г.
2. Д.И.Базов «Аэродинамика вертолета», Транспорт, М., 1969 г.
3. ГОСТ 5212-74 «Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры».
Измеритель скорости вертолета, включающий в себя датчик вектора суммарного воздушного потока от несущего винта и движения вертолета, содержащий приемник полного и статического давления, размещенный на двухстепенном флюгере для его ориентации вдоль суммарного потока, два датчика углового положения флюгера относительно связанных осей вертолета, датчик температуры потока, датчики веса вертолета, датчик вертикальной перегрузки, три датчика составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета в связанной системе координат, первый преобразователь с датчиками полного и статического давлений, второй, третий и четвертый преобразователи, при этом первый преобразователь своими входами подключен к выходам датчиков углового положения флюгера, приемникам полного и статического давления и к выходу датчика температуры потока, второй преобразователь своими входами связан с выходами датчика веса вертолета, датчика вертикальной перегрузки, датчика температуры потока, датчиков углового положения флюгера и выходами первого преобразователя по параметрам статического давления и скорости суммарного потока, третий преобразователь связан своими входами с выходами трех датчиков составляющих вектора угловой скорости вращения вертолета, четвертый преобразователь своими входами связан с выходами первого, второго и третьего преобразователей, отличающийся тем, что в него введены датчик угла крена, датчик угла тангажа, датчик вертикальной бароинерциальной скорости и пятый преобразователь, причем входы пятого преобразователя подключены к выходам датчиков угла крена, угла тангажа и вертикальной бароинерциальной скорости, а выходы подключены ко входам четвертого преобразователя.
