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

Типы ПВД	850А	851А1	851А2	852А		855А1	856А1, 2, 3	858А	857С	857Д	857Е
Воспринимаемые параметры	Р п , Р ст	Р п , Р ст , α	Р п , Р ст	Р п , Р ст , α, β	Р п , Р ст , α
Соответствие стандартам	MIL-P-25757B	Ts 0-C16 As-390	MIL-25632B	Ts 0-C16 As-390	MIL-P-83207A	Нет данных	MIL-P-83206 MIL-P-26292
Электропитание обогревательного элемента	Нет данных	28 В или 115 В	115 В	28 В или 115 В	28 В или 115 В	Нет данных	115 В	Нет данных
Диапазон рабочих температур	Нет данных	- 65о … + 350оС
Диапазон измерения α	-	-	-	-	до 50о	-	-	-	± 60о	- 5о… +30о	± 60о
На каких объектах устанавливается	военные	гражданские	военные	Гражданские	военные	F-16, Shuttle и др.	Нет данных	F-16
Место установки на объекте	Нет данных	На штанге, консоли крыла или фюзеляже	Нет данных	На штанге, консоли крыла	На фюзеляже	На штанге	На штанге или боковых сторонах фюзеляжа

Страна	Россия	Англия	Италия	ФРГ
Фирма	Восход	УКБП	Elliot	Aeritalia	Kollsman System-Technik
Наименование, шифр	КУС-1200	КУС-730/1100	КУС-620/900	81-27-01	серия "ГАРДА"	Е07241-10-003
Вид индикации
Диапазон работы	v пр , км/ч	150 – 1200	50 – 730	80 – 620	–	77 – 481	–
v ист , км/ч	400 – 1200	400 – 1100	300 – 900	185 – 1111	219 – 416	185 –832,5
v макс , км/ч	–	–	350 – 620	–	–	–
Н, м	0 – 15000	0 – 15000	0 – 10000	нет данных	0 – 5000	до 10640
Погрешность в нормальных условиях	δ v пр , км/ч	±10 (v = 150 – 400) ±15 (v = 500 – 1200)	±10 (v = 50 – 100) ±5 (v = 100 – 350) ±10 (v = 350 – 730)	±5 (v = 100) ±3,5 (v = 150 – 200) ±4 (v = 250) ±5 (v = 300 – 450) ±6 (v = 500 – 620)	Соответствует FAR (стандарту AS-418A) и НЛГ СССР	–	±4,8	–
δ v ист , км/ч	±15 (Н = 0) ±30 (Н = 4000 – 8000м) ±40 (Н = 12000м) ±60 (Н = 15000м)	±15 (Н = 0 – 4000м) ±25 (Н = 4000 – 8000м) ±30 (Н = 8000 – 12000м) ±80 (Н = 12000 – 15000м)	±15 (Н = 0 – 2000м) ±12 (Н = 2000 – 8000м) ±20 (Н = 8000 – 10000м)	±9,3 (дополнительная погрешность)	нет данных	нет данных
δ v макс , км/ч	–	–	±5 (v = 350 – 450) ±6 (v = 500 – 550) ±9 (v = 600 – 620)	Соответствует FAR (стандарту AS-418A)
Вес, г
Габаритные размеры	82,5х82,5х116	85х85х146	85х85х170	82,5х82,5х87,5	82,5х82,5х84	80х80х130

Страна	Россия	Англия	Италия	ФРГ
Фирма	Восход	УКБП	Elliot	Aeritalia	Kollsman System-Technik
Наименование, шифр	КУС-1200	КУС-730/1100	КУС-620/900	81-27-01	серия "ГАРДА"	Е07241-10-003
Вид индикации
Диапазон работы	v пр , км/ч	150 – 1200	50 – 730	80 – 620	–	77 – 481	–
v ист , км/ч	400 – 1200	400 – 1100	300 – 900	185 – 1111	219 – 416	185 –832,5
v макс , км/ч	–	–	350 – 620	–	–	–
Н, м	0 – 15000	0 – 15000	0 – 10000	нет данных	0 – 5000	до 10640
Погрешность в нормальных условиях	δ v пр , км/ч	±10 (v = 150 – 400) ±15 (v = 500 – 1200)	±10 (v = 50 – 100) ±5 (v = 100 – 350) ±10 (v = 350 – 730)	±5 (v = 100) ±3,5 (v = 150 – 200) ±4 (v = 250) ±5 (v = 300 – 450) ±6 (v = 500 – 620)	Соответствует FAR (стандарту AS-418A) и НЛГ СССР	–	±4,8	–
δ v ист , км/ч	±15 (Н = 0) ±30 (Н = 4000 – 8000м) ±40 (Н = 12000м) ±60 (Н = 15000м)	±15 (Н = 0 – 4000м) ±25 (Н = 4000 – 8000м) ±30 (Н = 8000 – 12000м) ±80 (Н = 12000 – 15000м)	±15 (Н = 0 – 2000м) ±12 (Н = 2000 – 8000м) ±20 (Н = 8000 – 10000м)	±9,3 (дополнительная погрешность)	нет данных	нет данных
δ v макс , км/ч	–	–	±5 (v = 350 – 450) ±6 (v = 500 – 550) ±9 (v = 600 – 620)	Соответствует FAR (стандарту AS-418A)
Вес, г
Габаритные размеры	82,5х82,5х116	85х85х146	85х85х170	82,5х82,5х87,5	82,5х82,5х84	80х80х130