Устройство для формирования сигнала предупреждения о достижении предельной скорости полета вертолета
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, С 3 - первая, вторая и третья постоянные
V пp лоп1 - предельное значение приборной скорости, эквивалентное предельному допустимому напору на элементы конструкции вертолета
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 - 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
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 доп2, Vпр доп 3 и Vпр доп4 , а также к выходу формирователя 4 максимально допустимой приборной скорости из условия непревышения допустимой истинной воздушной скорости Vпр доп 5 и постоянному значению Vпр доп 1.
В блоке выбора 5 формируется минимальное значение Vпр 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 С 3 с коммутатора 18. Логический элемент «И» 16 управляет сигнальным устройством 17 и коммутатором 18 разовой командой LV.
Формирование разовой команды VпpVпp доп происходит при выполнении условия:
где Vпр - текущее значение приборной скорости (с датчика 1),
Vпр доп - минимальное значение допустимой приборной скорости (с блока выбора 5),
C1 - величина статической задержки формирования разовой команды;
С 2 - 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 Vпр связана с истинной воздушной скоростью Vист соотношением
где - относительная плотность воздуха, являющаяся функцией температуры Тн наружного воздуха и высоты полета Н,
то в формирователе 4 реализуется допустимое значение приборной скорости Vпр 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 - плотность воздуха на высоте Н,
V ист - истинная воздушная скорость практически не отличается от динамического давления
где:
рп и р н - соответственно полное и статическое давления
Так как рд однозначно определяется приборной скоростью Vпp (и наоборот), т.е. V пp=f(рд), то ограничение, связанное с пределом прочности элементов конструкции вертолета определяется постоянным значением допустимой приборной скорости не зависящем от высоты т.е.
Vпр доп. 1=f(p д доп=gдоп),
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, Vпp доп 3, V пp доп 4. В формирователе 4 реализуется в соответствии с соотношением (5) максимально допустимое значение приборной скорости Vпp доп 5 из условия непревышения допустимой истинной скорости.
Из этих значений и значения Vпp 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 Vпp доп+C1-С 3 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 Lv 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 Vпp доп+C 1 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 С 3 со знаком минус.
Допустимое значение на выходе сумматора 6 уменьшается на величину С3 и становится равным Vпp доп+C 1-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 С 3 разовая команда Lv 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 C 1, т.е. Vпp доп+C 1. 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. Vпp доп+C 1.
Таким образом, введение статической задержки C 1 на срабатывание сигнального устройства 17, а также постоянной гистерезиса С3 при
включении и отключении разовой команды Lv 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.
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 С 3 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.