Всенаправленный измеритель малой скорости с приемником давления на двухстепенном подвесе

Измеритель малой скорости с приемником давления на двухстепенном подвесе, как и измерители ЛОРАС и КВИС, использует эффект наддува в измерительной пневматической системе полного давления. В измерителях ЛОРАС и КВИС наддув достигается за счет окружной скорости приемника давления при его вращении на штанге или на лопасти.

Измеритель малой скорости с приемником давления ПВД на двухстепенном подвесе был впервые разработан в начале семидесятых годов английской фирмой Маркони Авионикс (Marconi Avionics) и получил условное название ЛЭССИ (LASSIE) (рис. 5.21).

Рис. 5.21. Внешний вид измерителя ЛЭССИ: 1 – индикатор; 2 – вычислитель; 3 ‑ датчик

Измеритель ЛЭССИ состоит из индикатора 1, вычислителя 2, датчика 3. Для получения наддува в пневмосистеме Р _п датчик 3 измерителя размещается на фюзеляже вертолета под НВ. В процессе вращения НВ скорость отбрасывания потока воспринимается ПВД 1, пропорциональное ей полное давление передается по тракту 7 в вычислитель (рис. 5.22).

Как было показано во второй главе, величина наддува зависит от интенсивности вихря от НВ и составляет 50 – 130 км/ч (таблица 2.5). Это уже достаточно большие скорости, которые можно легко преобразовать в электрические сигналы для обработки их в вычислителе.

Измеритель ЛЭССИ способен воспринимать и вычислять параметры Р _п , Р _ст , Р _д, Т _т, угол атаки местный α _м , угол скольжения β _м, скорости по продольной оси ± v _х , по попереч ной оси ± v _z. Основу системы составляет ее датчик первичных аэродинамических параметров (рис. 5.22). Он представляет собой комбинированное устройство, совмещающее в себе ПВД и флюгер, закрепленные на общей штанге, свободно вращающейся на двухстепенном подвесе 2 относительно осей Х – Х и Z –Z.

Рис. 5.22. Принципиальная схема датчика измерителя ЛЭССИ: 1 – ПВД; 2 – подвес двухстепенной; 3 – датчик угла β; 4 – флюгер; 5 – датчик угла α, 6 – корпус

ПВД и флюгер сами по себе в отдельности не являются оригинальными. Оригинальным является их сочетание вместе с подвесом. В качестве выходных устройств по угловым координатам применены БСКТ. Давления с ПВД (Р _п, Р _ст) передаются на выход устройства через подвижный шарнир с помощью гибких шлангов. Датчик устанавливается на вертолете под несущим винтом и обдувается местным воздушным потоком, который представляет собой сумму потоков от несущего винта и от скорости движения вертолета относительно воздуха. В режиме висения при отсутствии ветра ось Y – Y датчика совпадает с вертикальной осью вертолета Y – Y. Во всех остальных случаях ось Y – Y датчика совпадает по направлению с суммарным вектором воздушного потока (рис. 5.24).

На рис. 5.23 представлена векторная диаграмма воздушных потоков в месте установки датчика ЛЭССИ при полете вертолета по оси X – X без скольжения. В режиме висения весь поток НВ направлен по вектору АД. Плоскость НВ перпендикулярна вектору АД. При движении плоскость НВ наклоняется в сторону предполагаемого движения.

Появляется угол наклона плоскости НВ φ. Вектор потока АД занимает положение АС. По направлению движения вертолета появляется поток ДС – проекция вектора АС на ось X – X. Одновременно, под действием тяги винта, расположенного под углом φ, появляется вектор воздушного потока СВ. Этот вектор пропорционален воздушной скорости. В результате действия потока от НВ и от скорости полета результирующий вектор занимает положение АВ. Как показано на рисунке, датчик отслеживает положение суммарного потока АВ.

По аналогии с самолетом будем обозначать аэродинамические углы через α и β. Под углом α будем понимать аэродинамический угол между проекцией вектора суммарного потока АВ на плоскость ZOX (вектор ДВ) и вектором суммарного потока АВ. Под углом β будем понимать аэродинамический угол между вектором скорости по оси Х - Х (вектор ДВ) и проекцией вектора суммарного потока на плоскость ZOX (вектор ДВ₂ , риc. 5.24).

Рис. 5.23. Векторная диаграмма воздушных потоков в месте установки датчика ЛЭССИ при полете вертолета в направлении оси Х – Х без скольжения (β = 0)

Из приведенных определений следует, что полной аналогии аэродинамических углов на вертолете, определяемых с помощью всенаправленного датчика, и на самолете, нет. Тем не менее, это уже аэродинамические углы, однозначно связанные с суммарным аэродинамическим вектором, который на вертолете определяет и несущую и движущую силы. С привлечением дополнительной информации (угол автомата перекоса и др.) можно определить значения аэродинамических углов относительно фюзеляж вертолета. Эти зависимости определяются при трубных продувках и летных испытаниях конкретного вертолета.

В соответствии с векторной диаграммой рис.5.23 для полета без скольжения определим алгоритмы скорости по давлению, воспринимаемому ПВД. Напишем систему уравнений

DВ = DС + СВ

АD = АВ·sin α

DС = АD·tg φ = АВ·sin α ·tg φ (5.36)

DВ = АВ·cos α

Решая совместно уравнения системы (5.36) получим:

СВ=DB–DC=AВ·cos α -AB·sin α ·tg φ =AB(cos α - sin α ·tg φ). (5.37)

Так как вектop СВ пропорционален величине скоростного напора по траектории полета Х - Х: СВ ≡ 0,5 ρ , то скорость равна в околонулевом диапазоне

. (5.38)

На рис. 5.24 представлена векторная диаграмма потоков в месте установки всенаправленного датчика аэродинамических параметров при полете вертолета со скольжением (общий случай полета).

Используя известные тригонометрические зависимости, получим систему уравнений для определения вектора СВ:

СВ = DB – DC;

DC = AD·tg φ;

AD = AB₂·sin α; (5.39)

DB = DB₂·cos β;

DB₂ = AB₂ cos α.

Решая совместно уравнения системы (5.39) получим формулу для определения скоростного напора, пропорционального скорости полета по оси Х-Х.:

СВ = DB₂·cos β – AD · tg φ = AB₂ · cos α · cos β - AB₂ · sin α · tg φ =

= AB₂ (cos α · cos β – sin α · tg φ) (5.40)

Из общей формулы (5.40) получается частный случай при полете без скольжения, когда β = 0.

Для определения вектора, пропорционального скоростному напору при движении вертолета по оси Z-Z напишем систему уравнений:

C₁B₃ = DB₃ – DC₁;

DC₁ = AD · tg φ ₁;

AD = AD₂·sin α; (5.41)

DB₃ = DB₂ · sin β;

DB₂ = AB₂ · cos α.

Решая совместно уравнения системы (5.41) получим окончательную формулу для скоростного напора при полете по оси Z - Z:

C₁B₃ = DB₂ · sin β – AD · tg φ ₁ = AB₂ · cos α · sin β - AB₂ · sin α · tg φ ₁ =

= AB₂(cos α · sin β - sin α · tg φ ₁). (5.42)

Рис. 5.24. Векторная диаграмма воздушных потоков в месте установки датчика ЛЭССИ при полете вертолета со скольжением

С учетом того, что CB = 0,5 ρ , C₁B₃ = 0,5 ρ , AB₂ = Р _д, получим формулы для определения скоростей по осям Х-Х и Z-Z:

, (5.43)

, (5.44)

где P _д – динамическое давление от суммарного потока НВ вертолета и скорости полета.

Принципиальной особенностью датчика системы ЛЭССИ является наиболее благоприятные условия для измерения давлений Р _п, Р _ст. Кроме того, этот датчик способен измерять аэродинамические углы.

Недостатком датчика является ограниченная возможность по измерению малой, околонулевой скорости вертолета. Ограничение наступает из-за наличия трения в шарнире. Судя по некоторым зарубежным сведениям начальная скорость измерения составляет около 20 – 30 км/ч.

Как показали результаты теоретических исследований в облегченном варианте датчика (без обогрева) с точностью до 1^о по углам α и β можно достичь начальной скорости 15 – 20 км/ч. Кроме углов застоя датчика величина измеряемой минимальной скорости в системе аэродинамических параметров с датчиком типа ЛЭССИ определяется динамической погрешностью и порогом чувствительности по давлению (статической погрешностью) решающих устройств.

Специалисты ОАО УКБП существенно улучшили схему датчика измерителя ЛЭССИ за счет замены трубопроводов по каналам Р _п и Р _ст на специальную конструкцию воздухопроводов с магнитно-жидкостной герметизацией и за счет оптимизации флюгера с целью увеличения его момента. Эти технические решения позволили разработать датчик вертолетной скорости ДВС с улучшенными характеристиками (рис. 5.25).

Рис. 5.25. Внешний вид датчика ДВС

В одном из вариантов ДВС были реально получены следующие технические характеристики:

- масса 1,6 кг;

- диапазон скоростей от 20 до 400 км/ч;

- диапазон по углу атаки α = ± 180°;

- диапазон по углу скольжения β = ± 70°;

- погрешность восприятия Р _д ± 0,02 q;

- погрешность восприятия Р _ст ± 0,02 q;

- погрешность измерения угла атаки от 0,5 до 2 градусов;

- погрешность измерения угла скольжения от 0,5 до 2 градусов.

Оригинальность рассмотренных измерителей малых скоростей сказывается на месте их установки на вертолете (рис. 5.26).

Рис. 5.26. Установка измерителей КВИС, ЛОРАС, ЛЭССИ на вертолете и их диапазоны измерения скоростей

Рис. 5.20. Принципиальная схема измерителя КВИС

Рис. 4.2. Схема воздушных сигналов:

1 – указатель давления;	6, 7, 8, 21, 22, 23 – ПСД;	12 – воздушная турбина;
2, 17 – СВС;	9 – приемник температуры;	15 – указатель v пр , резервный;
3, 4, 18, 19 – ППД;	10 – датчик Р д ;	16 – указатель Н резервный;
5, 20 – ДАУ;	11, 13 – переключатель скоро;	24 – фюзеляж

Таблица 3.1

Основные технические данные приемников типа ПВД и ППД

Шифр приемника

Наименование характеристик и параметров

Приемник нормально работает при углах

Интервал рабочей температуры и время работы при предельной температуре

Допустимая негерметичность камер (трубопроводов)

Расход воздуха

Потребляемый обогревателем ток при питании от источника напряжения 27 В

Вибрационные нагрузки

Линейные центробежные нагрузки

Ударные нагрузки

Вес не более

через дренажное отверстие камеры полного давления

через трубопроводы статического и полного давления

Частота до

перегрузка до

амплитуда смещения до

число ударов

перегрузка

статического давления

полного давления

атаки до

скольжения до

при давлении в камере

допуск на спад за 3 мин

при давлении в камере

допуск на спад за 3 мин

при избыточном давлении

расход

при избыточном давлении

расход не менее

оС

мм рт. ст.

л/мин

мм рт. ст.

л/мин

А

Гц

мм

тыс.

г

ПВД-М1

-

-

± 60+800 – 2 мин

2 – 15

-

-

-

-

-

-

-

ПВД-Т1

-

-

± 60

2 за 2 мин

2 – 15

-

-

-

-

-

-

-

ПВД-3Д

± 30

± 30

+ 60 +1700 – 3 мин

1 за 2 мин

1 за 5 мин

5 – 15

-

-

-

-

-

-

-

ПВД-5

± 60

2 – 15

5,5–6,5

-

-

ПВД-6М

± 60

0,4

0,4

-

-

3,4–3,9

-

-

ПВД-7

± 60 +90 – 1 час

2 – 15

5,5–6,5

-

-

ПВД-9

-5 – +15

+ 370 – -60 + 500 – 1 мин

2 – 15

-

35 – 80

-

-

-

ПВД-9М

-5 – +15

± 5

± 60 + 800 – 1 мин

2 – 15

-

-

-

-

ПВД-12

± 25

± 25

± 60 + 800 – 3 мин

5 – 15

-

-

-

-

ПВД-12А

± 25

± 25

± 60 + 800 – 3 мин

5 – 15

-

-

-

-

ПВД-15

± 25

± 25

+ 60 – - 60 + 700 – 38 сек

56 (разреж.)

5 – 15

-

-

-

-

ПВД-15А

± 25

± 25

+ 60 – - 60 + 700 – 3 мин

5 – 15

-

-

-

-

ПВД-16

± 10

± 10

± 60 + 300 – 3 час + 450 – 10 мин

5 – 15

6 – 7,4

30 – 200

4,5

-

ПВД-17А ПВД-17Б

± 25

± 25

± 60 + 800 – 1,5 мин

2 – 15

-

-

-

ПВД-18

-5 – +20

± 10

± 60 + 90 – 3 часа

2 – 15

5,5 – 6,5

0,7

ПВД-19А ПВД-19Б

-10 – +30

± 10

± 60 + 200 – 3 часа

2 – 15

13 – 17

0,7

ПВД-19-1

-10 – +30

± 10

± 60 + 200 – 3 часа

2 – 15

5,7 – 7,2 115 В

0,7

ППД1

-5 – +10

± 5

± 60 + 300 – 7,5 часа + 500 – 10 мин

-

-

2 – 15

6,2 – 6,8

-

-

ППД2

-

-

± 60

-

-

1,5 – 5

5,5 – 6,5

3,5

0,5

-

Таблица 3.2

Технические характеристики ПВД фирмы Rosemount, США