textarchive.ru

Главная > Документ


5.4. 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 Рп 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 Рп , Рст , Рд , Тт, угол атаки местный αм , угол скольжения βм, скорости по продольной оси ± vх , по попереч ной оси ± vz. 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 (Рп, Рст) 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·cosα-AB·sinα·tgφ=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·cosβ – AD · tgφ= AB2 · cosα· cosβ- AB2 · sinα· tgφ=

= AB2 (cosα· cosβ– sinα· 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 · tgφ1;

AD = AD2·sin α; (5.41)

DB3 = DB2 · sinβ;

DB2 = AB2 · cos α.

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

C1B3 = DB2 · sinβ– AD · tgφ1 = AB2 · cosα· sin β - AB2 · sinα· tg φ1 =

= AB2(cosα· sin β - sin α· tg φ1). (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 = Рд, получим формулы для определения скоростей по осям Х-Х и Z-Z:

, (5.43)

, (5.44)

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

Принципиальной особенностью датчика системы ЛЭССИ является наиболее благоприятные условия для измерения давлений Рп, Рст. 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 1о 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 Рп и Рст 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 Рд ± 0,02q;

- погрешность восприятия Рст ± 0,02q;

- 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 vпр , резервный;

3, 4, 18, 19 – ППД;

10 – датчик Рд ;

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

370

5

760

5

100

2 – 15

100

8

-

-

-

-

-

-

-

500

ПВД-Т1

-

-

± 60

370

2 за
2 мин

760

5

100

2 – 15

100

15

-

-

-

-

-

-

-

5800

ПВД-3Д

± 30

± 30

+ 60
+1700 – 3 мин

370

1 за
2 мин

760

1 за
5 мин

100

5 – 15

100

15

-

-

-

-

-

-

-

1700

ПВД-5

0

0

± 60

370

5

760

5

100

2 – 15

100

10

5,5–6,5

300

-

-

10

10

12

800

ПВД-6М

0

0

± 60

50

0,4

50

0,4

-

-

75

15

3,4–3,9

300

-

-

6

10

12

250

ПВД-7

0

0

± 60
+90 – 1 час

370

5

760

5

100

2 – 15

100

10

5,5–6,5

300

-

-

10

10

12

1200

ПВД-9

-5 – +15

0

+ 370 – -60
+ 500 – 1 мин

370

5

760

5

100

2 – 15

100

10

-

35 – 80

6

-

25

-

-

650

ПВД-9М

-5 – +15

± 5

± 60
+ 800 – 1 мин

370

5

760

5

100

2 – 15

100

10

-

2000

10

-

25

-

-

620

ПВД-12

± 25

± 25

± 60
+ 800 – 3 мин

370

5

760

5

100

5 – 15

100

15

-

2000

10

-

25

-

-

1700

ПВД-12А

± 25

± 25

± 60
+ 800 – 3 мин

370

5

760

5

100

5 – 15

100

19

-

2000

0

-

25

-

-

1000

ПВД-15

± 25

± 25

+ 60 – - 60
+ 700 – 38 сек

56 (разреж.)

0

6560

0

100

5 – 15

100

15

-

300

4

-

25

-

-

950

ПВД-15А

± 25

± 25

+ 60 – - 60
+ 700 – 3 мин

370

5

760

5

100

5 – 15

100

15

-

1000

10

-

25

-

-

1350

ПВД-16

± 10

± 10

± 60
+ 300 – 3 час
+ 450 – 10 мин

370

0

760

0

100

5 – 15

100

25

6 – 7,4

30 – 200

4,5

-

10

10

12

1200

Окончание табл.3.1

ПВД-17А
ПВД-17Б

± 25

± 25

± 60
+ 800 – 1,5 мин

370

5

760

5

100

2 – 15

100

10

-

2000

15

1

25

-

-

800

ПВД-18

-5 – +20

± 10

± 60
+ 90 – 3 часа

370

5

760

5

100

2 – 15

100

10

5,5 – 6,5

300

5

0,7

10

10

12

1200

ПВД-19А
ПВД-19Б

-10 – +30

± 10

± 60
+ 200 – 3 часа

370

0

760

0

100

2 – 15

100

10

13 – 17

300

5

0,7

4

10

12

3500

ПВД-19-1

-10 – +30

± 10

± 60
+ 200 – 3 часа

370

0

760

0

100

2 – 15

100

10

5,7 – 7,2
115 В

300

5

0,7

4

10

12

3000

ППД1

-5 – +10

± 5

± 60
+ 300 – 7,5 часа
+ 500 – 10 мин

-

-

760

5

100

2 – 15

100

10

6,2 – 6,8

300

-

-

30

10

12

1000

ППД2

-

-

± 60

-

-

760

5

100

1,5 – 5

100

14

5,5 – 6,5

200

3,5

0,5

-

10

4

300

Таблица 3.2

Технические характеристики ПВД фирмы Rosemount, США

Типы ПВД

850А

851А1

851А2

852А

851

855А1

856А1, 2, 3

858А

857С

857Д

857Е

Воспринимаемые параметры

Рп , Рст

Рп , Рст , α

Рп , Рст

Рп , Рст , α, β

Рп , Рст , 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

vпр , км/ч

150 – 1200

50 – 730

80 – 620

77 – 481

vист , км/ч

400 – 1200

400 – 1100

300 – 900

185 – 1111

219 – 416

185 –832,5

vмакс , км/ч

350 – 620

Н, м

0 – 15000

0 – 15000

0 – 10000

нет данных

0 – 5000

до 10640

Погрешность в нормальных условиях

δvпр , 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

δvист , 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

δvмакс , км/ч

±5 (v = 350 – 450)
±6 (v = 500 – 550)
±9 (v = 600 – 620)

Соответствует FAR (стандарту AS-418A)

Вес, г

500

950

800

570

330

1200

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

vпр , км/ч

150 – 1200

50 – 730

80 – 620

77 – 481

vист , км/ч

400 – 1200

400 – 1100

300 – 900

185 – 1111

219 – 416

185 –832,5

vмакс , км/ч

350 – 620

Н, м

0 – 15000

0 – 15000

0 – 10000

нет данных

0 – 5000

до 10640

Погрешность в нормальных условиях

δvпр , 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

δvист , 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

δvмакс , км/ч

±5 (v = 350 – 450)
±6 (v = 500 – 550)
±9 (v = 600 – 620)

Соответствует FAR (стандарту AS-418A)

Вес, г

500

950

800

570

330

1200

Габаритные размеры

82,5х82,5х116

85х85х146

85х85х170

82,5х82,5х87,5

82,5х82,5х84

80х80х130



Скачать документ

Похожие документы:

  1. ОГЛАВЛЕНИЕ Введение (2)

    Литература
    ОГЛАВЛЕНИЕВведение ..……………….…………………………………………………….….…3 Глава 1. Тактика ... аппаратуры танков и БМП, авиационных и артиллерийских приборов и боеприпа­сов. Кроме того, ... группировки войск четко функционирующей системы управления авиацией опе­ративного и, ...
  2. Оглавление введение 7 раздел 1 угроза биотерроризма в современном мире 8

    Исследование
    ... working mechanisms. ОГЛАВЛЕНИЕВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………………7 Раздел 1. ... 62 3.1. Проблемы системы биологической безопасности….……………..62 ... к цели: ракеты, авиационные бомбы и контейнеры, ... специальной техникой, приборами, аппаратурой, медицинским ...
  3. Введение Error Reference source not found (2)

    Документ
    ОглавлениеВведение Error: Reference ... видах экономической деятельности в информационных системах и ресурсах, едином государственном регистре ... - производство бортовых авиационныхприборов, систем воздушной навигации, приборов и аппаратуры для ...
  4. Реферат Подготовка и начало Второй Мировой войны (документы свидетельствуют) Оглавление Введение 3 I Причины Второй Мировой войны 5 II Виновники войны 10 II 1 Кто привёл Гитлера к власти 10 II 2 Вступление СССР в войну 13 II 3 Подготовленность

    Автореферат диссертации
    ... ) Оглавление: Введение ... приборами ... системы званий, две системы ... бомбардировочные дивизии. 3-й авиационный корпус – в ...
  5. Введение 6 глава 1 идея и этапы создания международной космической станции 9 1 1 идея создания мкс 9 1 2 история создания проекта мкс 10

    Документ
    ОглавлениеВведение 6 Глава 1. Идея ... радиолинии, системы телеметрического контроля и радиотехнической системы стыковки, приборы управления ... 5 Авиационно-космические системы. Москва, Издательство МАИ, 1997. 6 Авиационно-космические системы. Москва ...

Другие похожие документы..