УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТНОГО НАПОРА НА ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА Российский патент 2002 года по МПК G01P5/14 

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в информационно-измерительных системах летательных аппаратов при дозвуковых скоростях полета, в частности в информационно-измерительных системах вертолетов.

Известен традиционный способ измерения скоростного напора (Браславский Д. А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1970, с. 392) - [1], при котором величина скоростного напора определяется как разность полного и статического давлений, замеряемых в набегающем на летательный аппарат воздушном потоке с помощью приемника воздушного давления (ПВД).

Основным недостатком данного способа измерения является то, что наличие угла атаки (угла между осью ПВД и вектором набегающего потока) существено сказывается на точности измерения величины скоростного напора (Боднер В.А. Авиационные приборы. М., Машиностроение, 1969, с. 467) - [2]. Поэтому реализация данного способа для измерения скоростного напора в некотором сечении лопасти несущего винта (НВ) вертолета нежелательна, поскольку установленный в этом случае на лопасти ПВД работал бы при переменных и значительных углах атаки, создаваемых за счет циклического шага лопасти, ее маховых движений, а также за счет наличия переменного за оборот НВ сильного скоса потока, что в итоге привело бы к значительным погрешностям при определении истинного скоростного напора в заданном сечении лопасти.

Из уровня техники известно устройство для измерения скоростного напора воздушного потока, набегающего на аэродинамический профиль в виде крыла, содержащее датчик разности давлений, соединенный с отверстиями на нижней и верхней сторонах крыла в одном и том же его сечении, усилители и сумматор (US, патент 5257536, 02.11.1993, 6 с.) - [3]. Указанное устройство является наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков и принято в качестве прототипа.

Недостатком выбранного прототипа является недостаточная точность измерения скоростного напора при работе устройства в поле переменных скосов потока, так как измеряемый им скоростной напор зависит от величины угла атаки аэродинамического профиля.

Изобретение решает задачу повышения точности измерения скоростного напора.

Поставленная задача достигается тем, что устройство для измерения скоростного напора на лопасти несущего винта вертолета, содержащее датчик перепада давления, соединенный с расположенными на нижней и верхней сторонах лопасти парой дренажных отверстий в том ее сечении, в котором измеряется скоростной напор, усилители и сумматор, содержит второй датчик перепада давления, соединенный со второй парой расположенных на нижней и верхней сторонах лопасти дренажных отверстий в том же ее сечении, при этом первая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии 3-6%, а вторая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии 8-12% хорды профиля сечения лопасти от ее передней кромки в зависимости от вида профиля, выходы датчиков перепада давления через соответствующие усилители подсоединены к входам сумматора, формирующего выходной сигнал, пропорциональный величине скоростного напора и не зависящий от угла атаки лопасти.

Приведем обоснование алгоритма, реализуемого предлагаемым устройством и позволяющего повысить точность функционирования измерительной системы.

Для скоростей обтекания аэродинамического профиля, при которых можно не учитывать эффект сжимаемости между коэффициентом нормальной силы профиля С_N и коэффициентом перепада давления определяемого как разность полных давлений P₁ и P₂ в двух любых точках профиля, имеет место некоторая функциональная зависимость

где q - величина скоростного напора набегающего на профиль воздушного потока. Конкретный вид зависимости (1) определяется формой профиля и выбранными положениями на нем точек съема перепада давления. Исследования, выполненные на основе расчетных и экспериментальных данных распределения давления по профилю (Ушаков Б.Л. и др. Материалы по распределению давления на профиле и использование их при выборе профиля крыла скоростного самолета. Труды ЦАГИ, вып. 487, 1940, 180 с.) - [4], показали, что для авиационных профилей в случае определения перепада давления как разность давлений на нижней и верхней сторонах профиля в точках, отстоящих от передней кромки на одинаковом расстоянии в широком диапазоне положения этих точек по хорде профиля, зависимость (1) линейна.

Следовательно, для двух пар определенным образом выбранных на профиле точек, можно записать соотношение


где перепады давлений, замеряемых между точками первой и второй пар соответственно (фиг.1), a₁, a₂, b₁, b₂, - коэффициенты, определяемые теоретическим или экспериментальным путем. Исключая далее коэффициент нормальной силы С_N из уравнений (2) и (3), получим

где

Таким образом, располагая информацией о величине перепадов давлений замеренных между определенным образом выбранными точками профиля, по линейной зависимости (4) можно вычислить величину скоростного напора q. Коэффициенты зависимости (4) могут быть определены теоретическим или экспериментальным путем.

Следует подчеркнуть, что исключение из системы уравнений (2) и (3) коэффициента нормальной силы С_N, означает исключение из алгоритма (4) функционирования измерительной системы влияния угла атаки профиля. Так, если профиль обтекается потоком с величиной скоростного напора q, то при варьировании углов атаки профиля изменяются значения перепадов давлений но величина вычисленного по формуле (4) значения скоростного напора q остается неизменной. Данный факт экспериментально подтвержден при апробации предлагаемого устройства для измерения скоростного напора в заданном сечении лопасти несущего винта вертолета при проведении испытаний на вертолетном стенде.

При выборе точек съема перепадов давлений следует руководствоваться двумя основными критериями. Во-первых, для выбранных зависимость (1) должна быть линейной, то есть иметь вид (2) или (3). Во-вторых, этот выбор следует сделать таким, чтобы погрешность измерения величины скоростного напора q была минимальной, а для этого следует минимизировать модули коэффициентов K₁ и К₂ зависимости (4), поскольку абсолютная погрешность измерения q согласно (4) равна

где инструментальные погрешности датчиков перепада давлений
Исследования, выполненные для используемого в вeртолeтостроении профиля NACA-23012, показали, что оба критерия будут выполнены, если перепад давления определять как разность давлений на нижней и верхней сторонах профиля в точках, отстоящих от носика профиля на расстоянии 5% хорды, а перепад давления - в точках, отстоящих от носика профиля на расстоянии 10% хорды (Живетин В. Б. Аэромеханические измерения. Методы и устройства. Монография. Часть 1. КГТУ им. А.Н. Туполева. 1996 г., стр. 70) - [5]. В частности, коэффициенты линейных зависимостей (2) и (3) в этом случае для профиля NACA-23012 получаются равными
a₁=3,4517, b₁=-0,2378
a₂=2,4363, b₂=0,1259 (7)
а коэффициенты вычислительного алгоритма (4) равны
K₁=2,4028, K₂=3,4043 (8)
Для пояснения сущности предлагаемого устройства для измерения скоростного напора на лопасти несущего винта вертолета на фиг.2 представлена его блок-схема, где:
1, 2 - датчики перепада давления, замеряющие разности полных давлений в точках профиля сечения лопасти первой и второй пар соответственно;
3, 4 - усилители с коэффициентами усиления K₁ и К₂ соответственно;
5 - сумматор, вырабатывающий сигнал, пропорциональный величине измеряемого скоростного напора.

Датчик перепада давления 1 соединен с первой парой дренажных отверстий, расположенных на расстоянии (3-6)% хорды сечения лопасти от передней ее кромки соответственно на нижней и на верхней сторонах в том сечении лопасти несущего винта вертолета, в котором измеряется скоростной напор предлагаемым устройством, а датчик перепада давления 2 соединен со второй парой дренажных отверстий, расположенных на расстоянии (8-12)% хорды от передней кромки в том же ее сечении также на нижней и верхней сторонах лопасти соответственно. Указанные датчики перепада давлений 1 и 2, замеряющие перепады давлений в заданных точках, подсоединены соответственно к входам усилителей 3 и 4, имеющих коэффициенты усиления К₁ и К₂, выходы которых подсоединены к первому и второму входам сумматора 5.

Устройство работает следующим образом. Сигналы с датчиков перепада давления 1 и 2 после соответствующего масштабирования с помощью усилителей 3 и 4 поступают в сумматор 5, на выходе которого формируется сигнал, пропорциональный величине скоростного напора и не зависящий от угла атаки лопасти.

В качестве датчиков перепада давления могут быть использованы индукционные датчики типа ДМИ, а усилители и сумматор могут быть выполнены согласно известным схемам (Малиновский В.И. Справочник по цифровой вычислительной технике. 1974 г., 472 с.) - [6].

Применение заявляемого устройства в сравнении с прототипом обеспечивает высокую точность измерения величины скоростного напора, в том числе и при работе в поле переменных скосов потоков, так как из алгоритма функционирования заявляемого устройства исключено влияние угла атаки аэродинамического профиля.

Устройство может быть использовано в информационно-измерительных системах летательных аппаратов при дозвуковых скоростях полета. Датчик перепада давления соединен с первой парой дренажных отверстий, расположенных на расстоянии (3-6)% хорды сечения лопасти от передней ее кромки на нижней и на верхней сторонах в том сечении лопасти несущего винта вертолета, в котором измеряется скоростной напор. Второй датчик перепада давления соединен со второй парой дренажных отверстий, расположенных на расстоянии (8-12)% хорды от передней кромки в том же ее сечении на нижней и верхней сторонах лопасти. Датчики через усилители подсоединены к входам сумматора, формирующего выходной сигнал, пропорциональный величине скоростного напора и не зависящий от угла атаки лопасти. Обеспечивается высокая точность измерения. 2 ил.

Устройство для измерения скоростного напора на лопасти несущего винта вертолета, содержащее датчик перепада давления, соединенный с расположенными на нижней и верхней сторонах лопасти парой дренажных отверстий в том ее сечении, в котором измеряется скоростной напор, усилители и сумматор, отличающийся тем, что введен второй датчик перепада давления, соединенный с второй парой расположенных на нижней и верхней сторонах лопасти несущего винта вертолета дренажных отверстий в том же ее сечении, при этом первая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии (3-6)%, а вторая пара дренажных отверстий расположена на расстоянии (8-12)% хорды профиля сечения лопасти от ее передней кромки в зависимости от вида профиля, выходы датчиков перепада давлений через соответствующие усилители подсоединены к входам сумматора, формирующего выходной сигнал, пропорциональный величине скоростного напора и не зависящий от угла атаки лопасти.