close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

способ и устройство для обнаружения вихревого образования над (перед) винтом летательного аппарата (варианты)

код для вставки
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
(19)
RU
(11)
2 300 089
(13)
C2
(51) МПК
G01M 9/00
(2006.01)
ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ
(12)
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
(21), (22) За вка: 2005106495/11, 09.03.2005
(72) Автор(ы):
Пашуков Евгений Борисович (RU)
(24) Дата начала отсчета срока действи патента:
09.03.2005
(73) Патентообладатель(и):
Пашуков Евгений Борисович (RU)
(43) Дата публикации за вки: 20.08.2006
R U
(45) Опубликовано: 27.05.2007 Бюл. № 15
Адрес дл переписки:
196135, Санкт-Петербург, ул. Авиационна , 36,
кв.40, Е.Б. Пашукову
(54) СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОБНАРУЖЕНИЯ ВИХРЕВОГО ОБРАЗОВАНИЯ НАД (ПЕРЕД)
2 3 0 0 0 8 9
R U
винтом. Устройство дл обнаружении ВО над или
перед винтом ЛА аппарата характеризуетс тем,
что над или перед винтом установлена одна
перегородка, имеюща на конце, обращенном к
периферии
винта,
сопло-отверстие
системы
сжатого и подкрашенного воздуха. Эта система
состоит из источника, трубопровода и запорного
вентил или клапана. Источник соединен с соплом
трубопроводом, перекрываемым вентилем или
клапаном. Сопло-отверстие спрофилировано так,
чтобы стру сжатого воздуха, выход ща из него,
вл лась бы продолжением перегородки,
направленной по радиусу винта, перпендикул рно
его диску, а ось струи была бы параллельна диску
винта и достигала его периферийную часть.
Перегородка имеет консольное закрепление к
штоку, проход щему через продольную полость
вала винта. На ЛА установлена замкнута телевизионна система, состо ща из передающей
трубки
и
видеоконтрольного
устройства,
соединенных кабелем. Трубка смонтирована у
перегородки
и
обращена
к
диску
винта.
Видеоконтрольное устройство установлено перед
рабочим местом оператора. Технический результат
заключаетс в повышении точности обнаружени ВО над (перед) винтом ЛА. 6 н. и 6 з.п. ф-лы, 16 ил.
Страница: 1
RU
C 2
C 2
ВИНТОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)
(57) Реферат:
Изобретение относитс к авиационному
приборостроению и может быть использовано в
летательных аппаратах (ЛА) с т нущим или
несущим винтом. Способ дл обнаружени вихревого образовани (ВО) над или перед винтом
ЛА состоит в том, что пространство над или перед
винтом временно перегораживают струей сжатого
воздуха, при этом подкрашивают ее в цвет,
удобный дл визуализации. Струю направл ют по
радиусу винта от его периферии к оси вращени ,
параллельно его диску. Струю разгон ют до
скорости, примерно равной скорости вращени винта, дозируют массу струи так, чтобы ее
кинетическа энерги была значительно меньше
кинетической энергии зарождающегос среднего
вихр . Струю формируют в виде подоби перегородки,
пересекающей
преимущественно
периферийную часть диска и возвышающейс над
ней на высоту среднего по интенсивности
зарождающегос вихр . На ЛА устанавливают
замкнутую
телевизионную
систему,
ее
передающую трубку ориентируют с наклоном к
диску
винта.
Видеоконтрольное
устройство
устанавливают перед рабочим местом оператора и
просматривают пространство над или перед
2 3 0 0 0 8 9
(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: US 2004/0197194 А, 07.10.2004.
Е.И.Ружицкий. Воздушные вездеходы. М.,
"МАШИНОСТРОЕНИЕ", 1964, с.32, фиг.24а.
C 2
C 2
2 3 0 0 0 8 9
2 3 0 0 0 8 9
R U
R U
Страница: 2
RUSSIAN FEDERATION
(19)
RU
(11)
2 300 089
(13)
C2
(51) Int. Cl.
G01M 9/00
(2006.01)
FEDERAL SERVICE
FOR INTELLECTUAL PROPERTY,
PATENTS AND TRADEMARKS
(12)
ABSTRACT OF INVENTION
(21), (22) Application: 2005106495/11, 09.03.2005
(72) Inventor(s):
Pashukov Evgenij Borisovich (RU)
(24) Effective date for property rights: 09.03.2005
(73) Proprietor(s):
Pashukov Evgenij Borisovich (RU)
(43) Application published: 20.08.2006
R U
(45) Date of publication: 27.05.2007 Bull. 15
Mail address:
196135, Sankt-Peterburg, ul. Aviatsionnaja,
36, kv.40, E.B. Pashukovu
2 3 0 0 0 8 9
R U
(57) Abstract:
FIELD:
aircraft
instrumentation;
flying
vehicles with tractor and lifting propellers.
SUBSTANCE: proposed method consists in
temporarily dividing the space above or in front
of propeller by the jet of compressed air which
is
tinted
for
better
visualization.
Jet
is
directed in propeller radius from its periphery
to axis of rotation in parallel with its disk.
Jet is accelerated to velocity approximately
equal to rotational speed of propeller; mass of
jet is so metered that its kinetic energy is
considerably
lesser
than
kinetic
energy
of
arising vortex. Jet is
formed as partition
crossing the periphery part of disk and rising
above it by height of arising vortex average in
intensity. Flying vehicle is provided with closed
TV system and its camera tube is oriented at
inclination relative to propeller disk. Picture
monitor is mounted in front of operator's
position for observation of space above or in
front of
propeller. Device for detection of
vortex formation
is provided with one partition
having nozzle-hole of the compressed tinted air
system which is made on end directed to propeller
periphery. This system includes compressed air
source. Pipe line and shut-off valve or cock.
Nozzle-hole is so profiled that jet of compressed
air escaping from it is just extension of
partition
directed
along
propeller
radius
perpendicularly relative to its disk and axis of
jet is parallel to propeller disk reaching its
periphery part. Partition is secured to rod
passing through longitudinal cavity of propeller
shaft as cantilever. Flying vehicle is provided
with closed TV system consisting of camera tube
and picture monitor connected by means of cable.
Camera tube is mounted near partition and is
directed towards propeller disk. Picture monitor
is mounted in front of operator's position.
EFFECT: enhanced accuracy of detection of
vortex formation.
12 cl, 16 dwg
Страница: 3
EN
C 2
C 2
FLYING VEHICLE PROPELLER (VERSIONS)
2 3 0 0 0 8 9
(54) METHOD AND DEVICE FOR DETECTION OF VORTEX FORMATION ABOVE (IN FRONT OF)
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Изобретение относитс к авиационному приборостроению и может быть использовано в
летательных аппаратах с винтами большого диаметра.
Рассмотрим работу воздушного винта, пользу сь аэромагнитной аналогией (1, c.89).
Враща сь, лопасти винта отбрасывают назад (вниз) воздух, создава аэродинамические
силы и его осевую скорость. За винтом стру воздуха закручиваетс в сторону его
вращени (фиг.1 - аналоги с гребным винтом).
Дальнейшее описание в основном относитс к несущему винту вертолета. Под винтом
возникает область повышенного давлени . Над винтом - область пониженного давлени . В
результате образуетс сила-упор, направленна вверх. Эта сила, уравновешива вес
вертолета, поддерживает его на определенной высоте. В случае ее превышени над весом
вертолет поднимаетс (набирает высоту). При ее снижении вертолет опускаетс . Более
строгое описание требует учета выталкивающей силы, действующей на вертолет со
стороны среды (воздуха).
Вес и выталкивающа сила направлены встречно. Уравнение равновеси , удержани вертолета на определенной высоте, имеет вид
где Py - упор, G - вес, В - выталкивающа сила.
Представим аэродинамическое поле винта в виде пространственного дипол ,
комбинации источника и стока с равными расходами. Упрощенное силовое поле вл етс набором "эллиптических" силовых линий, расположенных вокруг винта. Здесь полезна
аналоги с электромагнитным полем соленоида, состо щего из двух половин: неподвижной
(пространство под винтом) и подвижной (пространство над винтом). Источником вл етс северный полюс, а стоком - южный (фиг.2).
Принципиальным отличием пол винта от пол соленоида вл етс наличие у первого
закрутки силовых линий (дл упрощени закрутка на фиг.2 не показана). Также не
показано вли ние корпуса носител .
В соответствии с (1, с.95) крут щий момент винта рассчитываетс по формуле
где D - диаметр винта, n - скорость вращени винта, ? - плотность воздуха, К1 коэффициент момента.
Из формулы 2 следует наличие резкого различи величины крут щего момента у винтов
большого и малого диаметра. Отношение их может достигать нескольких пор дков.
Выражение дл упора винта имеет вид:
где К2 - коэффициент упора, Pу~D 4.
Таким образом, дл винтов большого диаметра характерно наличие очень больших
крут щего момента и упора. Например, увеличение диаметра в два раза приводит к
увеличению момента в 32, а упора в 16 раз (при посто нных оборотах). В результате
резко возрастает степень закрутки воздуха.
Фото гребного винта (фиг.1), заимствованное из (3), хорошо показывает закрутку воды
за винтом, образование жгутов силовых линий (трубок тока), сход щих с концевых кромок
лопастей, и их образование на засасывающей стороне. Силова лини вл етс замкнутой
спиралью переменного шага и радиуса. Совокупность множества силовых линий образует
силовое поле винта. Вдоль этих линий происходит движение масс воздуха (воды).
Структура пол хорошо видна у гребного винта благодар кавитационным пузырькам.
Особенности этой структуры будут использованы и дл описани пол воздушного винта.
Отличи обуславливаютс тем, что плотность воздуха на три пор дка меньше плотности
воды, ось вращени винта вертолета вертикальна и носитель расположен под винтом, в
области повышенного давлени .
Геометрическую модель пол около винта можно представить в виде двух усеченных
конусов, имеющих одну вертикальную ось и одно малое основание, совпадающее с диском
винта. В верхнем конусе - недостаток давлени , в нижнем - избыток.
Источником закрутки вл ютс нагнетающие поверхности лопастей винта, создающие
Страница: 4
DE
RU 2 300 089 C2
5
10
вращающий момент. Несмотр на снижение закрутки корпусом носител она передаетс в
область над винтом благодар вращению засасывающих поверхностей лопастей и
наличию в зкости. Степень закрутки может быть различной. При некоторых услови х (о
них будет сказано ниже) закрутка может достигать наибольшего значени . В результате
над винтом возникает вихревое образование - (фиг.3), подобие смерча.
При горизонтальном движении встречный поток сносит назад вихревое образование и
оно исчезает. Однако через некоторое (малое) врем образование вновь возникает, име вертикальную ось, и оно сноситс встречным потоком. Таким образом, смерчь описывает в
вертикальной плоскости подобие сектора-квадранта. Его существование носит циклический
характер. При зарождении его ось вертикальна, при исчезновении горизонтальна. Период
смерча можно определить по формулам
где tо - врем образовани , tи - врем исчезновени , tд - врем действи 15
где Н - высота образовани , Uн - скорость набегающего потока.
Частота обратна периоду, т.е.
20
25
Задава сь значени ми Н=100 м и Uн=30 м/с, получим значени Т=5 с и f=0,2 Гц.
Следовательно, вектор упора может иметь горизонтальную составл щую,
измен ющуюс за период от нул до максимума. При этом его вертикальна составл юща изменитс от максимума до нул . Уточн , необходимо определить характер упора как
пульсирующий, имеющий посто нную и переменную составл ющие.
Рассмотрим подробнее факторы, вли ющие на амплитуду и частоту изменени переменной составл ющей упора. Главной причиной возникновени смерча над винтом
вл етс соотношение энергий поступательного и вращательного движени . Это
определ етс уравнением
30
35
40
45
50
где mп - масса воздуха поступательного движени , Uп - скорость поступательного
движени , ? - углова скорость вращательного движени , I - момент инерции
вращающейс массы воздуха.
Момент инерции вращающегос цилиндра определ етс формулой
где mв - вращающа с масса, Rв - средний радиус вращени .
Обозначим энергию поступательного вращательного движени символами А и В
соответственно. Уравнение 6 имеет вид: А=В и характеризует предвихревое состо ние
винта. Оно неустойчиво, смерча нет, но он при по влении способствующего фактора может
возникнуть. Неравенству А>В соответствует устойчивое состо ние отсутстви смерча.
Неравенству А<В соответствует устойчивое состо ние присутстви смерча.
Способствующим фактором, привод щим к возникновению смерча, вл етс восход щий поток. Он способен изменить равенство А=В на неравенство А<В или на А«В.
Дадим краткое описание источникам восход щих потоков. Пожары на местности, на
технических сооружени х, на транспорте, действующие вулканы, участки местности,
имеющие темную окраску, котлованы и прогреваемые солнцем ущель , водна поверхность во второй половине дн - все это может создавать восход щие потоки
воздуха. При этом их геометри на высоте превосходит в дес тки и более раз за счет
присоединенной массы (турбулентное перемешивание, эжектирующее действие). С учетом
этого кратковременный способствующий фактор превращаетс в долговременный,
способный вызвать серию (временную последовательность) вихревых образований. Их
Страница: 5
RU 2 300 089 C2
5
визуализаци практически отсутствует, при этом внимание экипажа сосредоточено на
местность.
В результате переменна составл юща упора, ее амплитуда пропорционально (в
определенных пределах) зависит от интенсивности восход щего потока. Последний
направлен встречно.
Воздушный винт вл етс генератором амплитудно-модулированных колебаний. Спектр
этих колебаний линейчатый. Основна энерги сосредоточена в несущей частоте fн и в
двух боковых частотах: fн+f и fн-f. При этом f - частота модулирующей функции
(циркул ции смерча над винтом). Несуща частота определ етс по формуле
10
15
20
25
30
35
40
45
50
где n - скорость вращени винта, N - количество лопастей.
Дл рассматриваемого случа при n=240 об/мин (4 об/с) и N=3 несуща частота равна
12 Гц, верхн бокова равна 12,2 Гц, нижн бокова составл ет 11,8 Гц.
Представленный спектр вл етс упрощенным, вытекающим из гармонического анализа.
Реальна форма несущей более сложна . Однако в ней можно выделить первую
гармонику.
Таким образом, упор (подъемна сила) вл етс в первом приближении амплитудномодулированной функцией. При этом коэффициент модул ции в крайних случа х может
приближатьс к единице (возникновение интенсивного смерча). Следствием этого может
быть резка потер высоты (провал) с катастрофическими последстви ми.
Рассмотрим траекторию движени вертолета, нагруженного водой, при тушении пожара.
На тректории можно выделить три участка. Участок подлета - участок торможени и
снижени высоты не вл етс опасным. Последнее характеризуетс неравенством А»В и
справедливо в случае учета экипажем геометрии присоединенных масс восход щего
потока воздуха. В конце этого участка может иметь место неравенство А>B.
Участок пролета над очагом пожара вл етс опасным и здесь в потоке воздуха над
винтом могут иметь место соотношени : A?B или А<В. При существовании равенства A?B
сброс воды в очаг пожара изменит его на неравенство А>В. Вихревое образование над
винтом отсутствует.
При существовании неравенства А<В (к нему приводит работа винта в мощном
восход щем потоке) над винтом возникает смерч, вершина которого под вли нием
встречного потока (вертолет на малой скорости перемещаетс над очагом пожара)
смещаетс назад. Вектор равнодействующей подъемной силы начинает вращатьс вокруг
горизонтальной оси, проход щей через центр т жести вертолета. Последнее
обуславливает по вление вращающего момента, увеличение угла между диском винта и
горизонталью, провал вертолета, увеличиващийс при сносе смерча с диска винта.
Здесь возможны следующие случаи. Сброс воды происходит в начале цикла
существовани смерча, когда вращающий момент только возникает. После сброса
неравенство А<В изменитс на А>В, смерч исчезает и вертолет резко набирает высоту.
Сброс воды производитс в середине цикла действи смерча. Имеет место бульший
провал вертолета. Однако при сбросе неравенство А<В изменитс на А>В.
Сброс воды производитс в конце цикла смерча. Имеет место наибольший провал
(потер высоты). Неравенство А<В после сброса не превращаетс в неравенство А>В и
над вертолетом вновь возникает смерч.
Работа винта в вихревом образовании (в смерче) имеет следующие отличи . Упроща ,
рассматриваем лопасть винта как крыло с посто нным углом атаки по длине. При этом
лопасть расчлен ем на две части: центральную и периферийную. В центральной части
смерча имеет место разрежение, обуславливающее отсутствие подъемной силы в этой
части лопасти. На периферии происходит принципиальное изменение характера обтекани воздухом лопасти. Слои воздуха вовлечены во вращательное движение согласно с
вращением лопасти, уменьшаетс скорость обтекани воздухом лопасти и уменьшаетс подъемна сила.
Таким образом, образование водоворота (гребной винт) и образование смерча
Страница: 6
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
(воздушный винт) на засасывающей стороне существенно измен ет (ухудшает) услови обтекани поверхностей лопасти. Следствием этого вл етс значительное уменьшение
упора дл гребного винта и подъемной силы у воздушного винта.
При перемещении массы воды в емкости, подвешенной на тросе, в силу указанных
причин система вертолет - емкость может расчленитьс на две системы, кажда из
которых совершает движение по своей траектории. Система емкость - трос и система вертолет могут иметь сдвиг по фазе и пересечение траектории движени . Летчик, вид потерю высоты, срочно увеличивает скорость вращени винта. Однако этим он только
увеличивает интенсивность смерча, продолжает тер ть высоту и, возможно, входить в
более интенсивные восход щие потоки, увеличива интенсивность смерча и потерю
высоты. При падении вертолет опережает облегченную емкость, пересека горизонтальной
балкой трос.
Кратко перечислим действи , привод щие к катастрофе:
1) вхождение в сильный восход щий поток на малой высоте с большой скоростью
вращени винта;
2) образование смерча над винтом и потер высоты;
3) сброс воды и уменьшение рассто ни между емкостью и вертолетом;
4) увеличение скорости вращени винта;
5) увеличение интенсивности смерча и дальнейша потер высоты;
6) увеличение рассто ни по горизонтали между вертолетом и емкостью;
7) пересечение горизонтальной балкой вертолета троса.
В результате полна потер управлением и обреченность вертолета. Здесь возможна
груба аналоги с буксирующим автомобилем: чем больше водитель нажимает на педаль
"газа", тем больше в знет автомобиль.
Рассмотренное развитие и окончание второго участка траектории вл етс крайним
случаем попадани в очень сильный восход щий поток. По-видимому, чаще после
разгрузки воды даже при наличии смерча его удаетс погасить за счет высвободившейс подъемной силы, которой хватает дл ухода из опасной зоны. В этом случае у траектории
имеетс третий участок, на котором производитс разгон и набор высоты.
Попытаемс ответить на вопрос: возможно ли подобное развитие событий у винтовой
авиации? Восход щий поток, имеющий горизонтальную составл ющую, направленную
согласно с движением самолета, вр д ли вызовет смерч. Однако сильный попутный ветер
(тем более ураган или шквал) способен создать смерч, ось которого вначале
горизонтальна. Затем под вли нием подъемной силы (по оси смерча существует
разрежение) его передн часть поднимаетс и сноситс встречным потоком. В случае
расположени винта не по центру на смерч дополнительно действуют носовые
расход щиес волны, НРВ. Последние усложн ют траекторию смерча.
Отметим, что диаметр винта вертолета не превышает 20 м. Диаметр винта самолета
может достигать 3 м. Однако скорость попутного ветра может составл ть 150 км/ч и
более. Последнее значительно повышает веро тность возникновени смерча у малой
авиации, скорость которой не превышает 400 км/ч. Наличие облачности и тумана
увеличивает среднюю плотность среды перед винтом и повышает веро тность смерча.
Следствием возникновени смерча вл ютс уменьшение упора винта, скорости
набегани потока на крыло, его подъемной силы и высоты полета. Эти влени периодически повтор ютс в соответствии с циклами смерча и длительностью действи способствующего фактора (попутного очень сильного ветра). В результате потер высоты
может оказатьс недопустимо большой. Попытки летчика набрать высоту, увеличива скорость вращени винта, могут оказатьс безуспешными, так как при этом увеличиваетс интенсивность смерча. Шквальный попутный ветер, по-видимому, вл етс наиболее
опасным ввиду неожиданности и возможности существовани в его скоростном поле
окружных составл ющих. Последние могут вл тьс дополнительным способствующим
фактором.
Основным признаком предвихревого нахождени винта (точнее массы воздуха над
Страница: 7
RU 2 300 089 C2
винтом дл вертолета и перед винтом дл самолета) вл етс наличие равенства А=В.
Используем уравнение 6, формулу дл относительной поступи винта
и уравнение
5
10
15
20
7. После подстановки и преобразований получим уравнение 6 в виде
где mвр - масса воздуха с вращательным движением,
mпост - масса воздуха с поступательным движением.
Величина ?p дл гребного винта может измен тьс в пределах 0,2-0,8. Дл воздушного
винта ?р на пор док и более меньше. Из этого следует вывод о том, что масса
вращающегос воздуха должна быть значительно меньше массы с поступательным
движением по сравнению с водной средой. У воздуха плотность в 1000 раз меньше, что
обуславливает необходимость наличи более мощных способствующих факторов
образовани вихр . Веро тность возникновени водоворота выше, чем веро тность
по влени смерча. Однако врем жизни последнего значительно превышает врем существовани водоворота ввиду бульшего демпфировани (торможени ) воды.
Найдем другие признаки нахождени воздушного винта в предвихревом состо нии,
использу второй закон Ньютона. При этом считаем, что часть массы воздуха,
сопр женна с лопастью винта, находитс под воздействием упора и крут щего момента,
имеет одинаковое ускорение и описываетс уравнением
Использу зависимость 9, получим уравнение 10 в виде:
25
Подставл формулы дл момента 2 и дл упора 3 в выражение 11, получим второй
признак в виде
30
35
40
45
50
Рассмотрим дополнительные факторы, вли ющие на возникновение смерча. Их можно
разделить на способствующие и преп тствующие, на долговременные и кратковременные.
Увеличение числа лопастей способствует образованию смерча, так как увеличиваетс суммарный крут щий момент. К такому же результату приводит увеличение угла атаки,
особенно на периферийной части лопасти. Использование двух винтов (спаренных),
вращающихс в разные стороны, уменьшает закрутку потока. Увеличение диаметра
лопастей увеличивает крут щий момент в большей степени, чем величину упора.
Двухвальна модель самолета с внутренним вращением винтов способствует образованию
смерча. У нее момент вращени от корпуса (фюзел жа) направлен согласно с моментом
смерча при его подъеме. При наружном вращении винтов моменты направлены встречно,
что преп тствует образованию смерча.
Одновальную модель самолета можно отнести к преп тствующей, так как фюзел ж
уменьшает закрутку в пространстве за винтом. Иногда винты располагают за крылом.
Така модель уменьшает закрутку перед винтом. Однако смерч может расчленитьс на
несколько менее мощных вихревых образований в соответствии с количеством лопастей.
Кратковременные факторы действуют эпизодически, в течение особых режимов
движени , например, на циркул ции, при резком изменении высоты и т.п. Они способны
возбудить (погасить), усилить (ослабить) смерч на один или несколько циклов.
Количество циклов пропорционально длительности фактора.
Особым случаем вл етс попадание вертолета в поток, восход щий по спирали. При
согласном вращении потока и винта веро тность возникновени смерча наибольша . Такие
потоки чаще возникают над водной поверхностью и вл ютс предвестниками
естественных смерчей.
Страница: 8
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Почти каждый восход щий поток имеет дро (центр), где вертельна составл юща скорости наибольша . По мере движени к периферии потока эта составл юща убывает.
Периферийна часть сло двигаетс к центру, замеща подн вшуюс центральную. Поток
имеет разные по величине горизонтальные градиенты температуры. В нем нельз выделить изотермические окружности. Последнее обуславливает по вление моментов
вращени с вертикальной осью и окружных составл ющих скорости. Таким образом,
атрибутом каждого восход щего потока вл етс подъем воздушных масс по кривой,
подобной спирали. Станет ли поток способствующим фактором определ етс направлением вращени , интенсивностью и геометрией.
Считаетс , что винт любого диаметра засасывает воздух равномерно. Существование
перед (над) винтом вихревого образовани не предполагалось. Поэтому выбор аналогов
затруднен и изобретение вл етс пионерным.
Целью изобретени вл етс обнаружение вихревого образовани над или перед
винтом летательного аппарата. В результате должна быть подана команда как на срочный
выход летательного аппарата (ЛА) из опасной зоны, так и на включение механизма
коррекции воздушного потока, если таковой имеетс .
Простое обнаружение вл етс визуальным. Однако оно возможно при наличии в
воздухе иных частиц (пыль, дым, туман и т.п.). При отсутствии этих компонентов
обнаружение крайне затруднено (особенно, если смотреть сквозь вращающийс винт).
Выходом из указанного вл ютс искусственна визуализации (например,
подкрашенным сжатым воздухом) и постановка передающей телевизионной камеры над
или перед винтом. При этом человеческий фактор остаетс . Субъективный фактор вносит
неоднозначность в обнаружение вихр и в прин тие решени . Автоматизаци обнаружени , прин ти команды и коррекции требует конкретных объективных данных,
простых дл анализа, обработки и св занных с состо нием ЛА. Сам вихрь может быть
кратковременным влением, не представл ющим серьезной опасности.
При построении системы обнаружени необходимо вз ть за основу естественный
процесс, состо щий из получени признаков зарождени вихр , его развити до уровн ,
представл ющего опасность, и прин ти решени . Решение должно быть своевременным,
так как в случае запаздывани провал ЛА может оказатьс недопустимо большим, а
мощность источника коррекции воздушного потока недостаточной.
Проанализируем как реагирует ЛА и его движитель на возникновение и развитие вихр .
В основном рассматриваем вертолет в режиме зависани как наиболее опасный случай.
Предполагаетс , что двигатель работает при посто нной скорости подачи топлива. Без
вихр имеет место наименьша закрутка потока над винтом, наименьшее скольжение винта
и наибольша подъемна сила. Траектори воздушной трубки подобна эллиптической,
немного закрученной кривой. Скорость пересечени винтом воздушных трубок наибольша .
Нагрузка на винт (тормозной момент) также максимальна, так как сила трени пропорциональна давлению. Вследствие указанного винт вращаетс с наименьшей
скоростью.
При возникновении вихр воздушные трубки потока измен ют свою ориентацию
относительно лопастей винта. Угол пересечени трубок винтом начинает уменьшатьс .
Увеличиваетс скольжение винта относительно воздушного потока. Уменьшаетс их
относительна скорость. Уменьшаетс сила трени и тормозной момент. Движитель
начинает набирать обороты и тем больше, чем сильнее закручен воздушный поток. При
этом растет вращающий момент винта (см. фиг.2). Процесс имеет лавинообразный
характер. В результате резко мен етс характер обтекани лопастей. Лопасть тер ет
свойства крыла, резко уменьшаетс подъемна сила, КПД движител приближаетс к нулю.
Таким образом, имеем один пр мой признак и три косвенных. Последние действуют в
совокупности. Использование четырех признаков в одной системе повышает веро тность
обнаружени . Однако такой принцип вл етс сложным и дорогим. Возможно
использование только трех косвенных признаков, содержащихс в высоте В, оборотах О и
в топливе Т, точнее в их приращени х (производных по времени). Наличию вихр над
Страница: 9
RU 2 300 089 C2
винтом характерны следующие производные:
5
10
15
20
25
Они имеют место в режиме зависани . Способ обнаружени вихр в этом режиме
должен состо ть из следующих действий.
1. Измерение текущих значений параметров В, О и Т в момент 1.
2. Измерение текущих значений параметров В, О и Т в момент 2.
3. Вычисление разности текущих значений параметров В, О и Т, измеренных в моменты
1 и 2.
4. Определение знака полученных разностей (приращений) параметров В, О и Т.
5. Сравнение знака приращений со знаками, характерными дл рассматриваемого
случа .
6. Сравнение абсолютного значени приращений со значени ми, характерными дл рассматриваемого случа .
7. Исключение из рассмотрени приращений параметров В, O и Т, попадающих в
область фоновых флуктуаций.
8. Формирование решени - команды.
9. Включение исполнительного органа и сигнализации.
10. Повторение (при необходимости) п.п.1-9.
Очевидно возникновение вихр возможно и при других режимах пилотировани ,
например при снижении, при подъеме, при сложном маневрировании, когда имеетс возможность попадани в отраженный от преп тстви оставленный собственный вихрь или
вихрь лет щего впереди вертолета (особенно при наличии восход щего потока). Отметим,
что от лет щего вертолета распростран ютс волны, способные отражатьс от земли и
других преп тствий.
Рассмотрим другие режимы. При подъеме имеем производные в виде:
где
- производные, характерные дл штатного (обычного) режима,
30
- производные при вихревом образовании. Способ обнаружени вихр 35
40
состоит из действий, по форме аналогичных рассмотренным. Однако их содержание
определ етс неравенствами 14. На практике может оказатьс , что неравенства <,>
следует заменить на «и».
При снижении имеем производные в виде:
где
- производные, характерные дли штатного режима,
- производные при вихревом образовании.
45
Способ обнаружени вихр состоит из аналогичных действий, содержание которых
определ етс неравенствами 15.
При медленном перемещении по "горизонтали" (особенно при полной нагрузке)
производные можно представить в виде:
где
50
- производные, характерные дл штатного режима,
- производные при вихревом образовании.
Способ обнаружени вихр состоит из указанных действий, содержание которых
определ етс неравенствами 16.
Страница: 10
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Важным действием вл етс систематическа проверка штатной работы двигател . Она
заключаетс в проверке соответстви скорости вращени вала скорости подачи топлива
при данной нагрузке. В случае несоответстви система обнаружени должна быть
заблокирована (отключена), так как используемые признаки при неисправном двигателе
могут содержать неопределенность. Иными словами, при формировании решени (п.8
перечн действий) должно быть учтено состо ние двигател . Веро тность выхода из стро редуктора (пассивное звено) значительна меньше.
Изменени во времени параметров В, О и Т имеют инфронизкочастотный характер
(частота их изменений составл ет доли герц). Обычные электронные способы вычислени (определени ) производных в этом частотном диапазоне непригодны. В этом случае
необходимо использовать оперативную пам ть. С учетом этого действи (п.п.1-9) должны
заканчиватьс запоминанием. Результат каждого действи должен запоминатьс . После
окончани цикла информаци стираетс и система готова дл дальнейшей работы.
Реализаци способа потребует проведени предварительной работы, состо щей в
следующем: расчленение летной работы на типовые режимы, выбор из них наиболее
веро тных дл образовани вихр , определение численных значений
(среднестатистических) производных параметров В, О и Т в штатном режиме. Необходимо
использовать протоколы происшествий и анализ показаний регистраторов режимов полета
("черных щиков") вертолетов, особенно потерпевших аварию. Анализ должен уточнить как
характер, так и численные соотношени вышеиспользованных неравенств. По-видимому,
указанные регистраторы вл ютс хорошим источником информации. Однако их анализ
необходимо провести с позиций предлагаемой физики образовани и развити вихр над
винтом вертолета.
Как в способе, так и в устройстве рассмотрение аналогов и сравнительный анализ с
прототипом невозможен, так как предлагаемое изобретение вл етс пионерным.
Образование вихр над (перед) винтом ЛА не рассматривалось.
Способ обнаружени вихревого образовани над (перед) винтом ЛА св зан со способом
борьбы с этим образованием. Последнее заключаетс в перегораживании пространства
над (перед) винтом в момент зарождени вихр . Оптимальным способом дл этого
вл етс перегораживание плоской струей сжатого воздуха, направленной по радиусу
винта от центра к периферии или от периферии к центру вращени винта. Стру сжатого
воздуха располагаетс параллельно диску винта, а ее плоскость перпендикул рна диску.
С целью существенно повли ть на вихрь (изменить его траекторию) кинетическа энерги струи должна быть примерно равной энергии вихр . Дл визуализации вихр стру должна обладать значительно меньшей энергией. Ее воздействие на структуру воздушного
потока должно быть наименьшим. Указанное выполн етс регулированием длительности
импульса. В первом случае импульс должен быть сравнительно длинным
(продолжительным), во втором случае - коротким. Так дозируетс масса струи.
Система сжатого воздуха включает баллон - источник сжатого воздуха, трубопровод,
запорный вентиль или клапан и сопло-отверстие. Баллон расположен в корпусе ЛА. Соплоотверстие монтируетс на короткой перегородке и стру сжатого воздуха вл етс ее
продолжением. Сопло имеет внутренний профиль, позвол ющий создавать подобие
перегородки с наличием в струе составл ющих, направленных навстречу вращению винта
и к его диску (сменные насадки).
У вертолета перегородки могут крепитьс как на задней верхней точке горизонтальной
балки, так и на вертикальном штоке, проход щем через полость вала несущего винта.
Примерно в тех же самых местах могут располагатьс передающие телевизионные
камеры, с помощью которых возможно обнаружение вихр . Подразумеваетс , что
видеоконтрольное устройство (ВКУ) замкнутой телевизионной системы находитс на
приборной панели экипажа. На самолете возможно аналогичное крепление с
использованием фюзел жа или крыла вместо горизонтальной балки.
На фиг.6 представлена структурна схема системы обнаружени вихревого образовани в аналоговом исполнении. Блоки 1, 2 и 3 вл ютс первичными измерител ми высоты
Страница: 11
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
полета В, скорости вращени винта О (количество оборотов в единицу времени) и расхода
топлива Т. В качестве измерителей могут использоватьс как штатные, примен емые на
ЛА, так и специальные. В обоих случа х потребуютс согласующие устройства. Однако их
расположение в структурной схеме будет различным. Первичные измерители
предназначены дл преобразовани неэлектрических величин В, О и Т в электрические.
Измерители располагаютс вблизи от источника информации, что уменьшает их
погрешность.
Блок №1 - измеритель высоты (статического давлени атмосферы). Возможна
следующа конструкци (10, с.589). В качестве чувствительного элемента используетс анероидна коробка с реостатным преобразователем. Последний включаетс в
измерительный мост, питаемый посто нным или переменным током (одна диагональ
моста). Ко второй диагонали подключен вход предварительного усилител 4, нагруженный
фильтром низкой частоты 7 и имеющий орган масштабировани . В случае цифрового
варианта фильтр низкой частоты (ФНЧ) нагружаетс аналого-цифровым преобразователем
(АЦП). Вместо метода пр мого измерени может быть использован метод с
уравновешиванием. Он обладает меньшей погрешностью, однако вл етс более
сложным.
Блок №2 - измеритель скорости вращени вала несущего винта. Методы измерени скорости изложены на с.602 (см.10). Используютс тахометры индукционные, частотные и
стробоскопические. Дл рассматриваемого случа возможно использование индукционного
тахометра (генератора посто нного тока). Магнитна система располагаетс на
вращающемс валу. При этом наличие щеточно-коллекторного аппарата существенно
снижает надежность устройства. Возможно использование синхронного генератора (10,
с.453) совместно с конденсаторным частотомером. Последнее позвол ет иметь на выходе
посто нное напр жение, пропорциональное скорости вращени вала, и при необходимости
использовать типовой АЦП. Очевидно после частотомера возможна постановка ФНЧ.
Блок №3 - измеритель скорости поступлени топлива к двигателю (расходомер). Методы
измерени параметров движени жидкостей изложены в 10 на c.617. Наиболее
подход щими вл ютс следующие. Индукционный расходомер (10, с.621) требует
использовани предварительного усилител 6 с повышенным коэффициентом передачи,
наличи в качестве нагрузки выпр мител 9 и ФНЧ 11. Удельное сопротивление топлива
должно находитьс в диапазоне 10 3-10 5 (Ом?м). Тахометрический расходомер (10, с.455)
использует турбину, помещенную в трубопровод. Последнее вл етс существенным
недостатком.
При отсутствии штатных измерителей параметров В, О и Т или непригодности
необходимо разработать их. Первичные измерители, состо щие из датчиков и
усилительно-преобразовательных частей, в насто щее врем чаще выполн ютс в
аналоговом виде. Их функциональна схема такова. Датчик, преобразующий
неэлектрическую величину в электрическую, располагаетс на объекте измерени .
Предварительный усилитель масштабирует сигнал, полученный от датчика, и в некоторых
случа х корректирует его нелинейность. Выпр митель или фазочувствительный
выпр митель нагружает предварительный усилитель в случае передачи информации с
помощью модул ции несущей частоты. Затем следует фильтр низкой частоты,
пропускающий только инфранизкие частоты, в которых содержитс информаци об
изменени х параметров В, О и Т.
В случае наличи цифрового датчика рассмотренна последовательна цепь должна
строитьс с использованием цифровых методов. Тем более, что далее следует
дифференцирование, ограничение, компарирование и логика. Учитыва изложенное, автор
в формуле использует обобщенный термин - измеритель.
Блоки №№ 12, 13 и 14 - однотипные дифференцирующие устройства, вычисл ющие
инфранизкочастотные приращени параметров В, О и Т. Устройство принимает,
запоминает и передает в звено сравнени (вычитани ) мгновенные значени как
предыдущего, так и последующего параметра. На фиг.7 представлена функциональна Страница: 12
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
схема устройства. Запоминание выполн етс звень ми 4 и 6. Прием информации
производитс с помощью ключей (звень 2 и 3). Считывание - ключом 5 (звено 9).
Стирание информации осуществл етс ключами 3 и 4 (звень 5 и 7).
Запоминающие устройства ЗУ1 и ЗУ2 могут выполн тьс с использованием
конденсатора, подключенного к входу усилител с большим входным сопротивлением. При
стирании конденсатор шунтируетс ключом. Звено сравнени 8 вычитает из последующего
значени параметра предыдущее.
На фиг.8 представлена одна из возможных функциональных схем коммутационного
генератора (блок №15, фиг.6), вл ющегос атрибутом рассмотренного
дифференцирующего устройства. Генератор может быть построен по кольцевой схеме,
состо щей из повтор ющегос набора ждущих мультивибраторов 1, 4, 10, 8,
формирователей коротких импульсов 3, 9, 12, 5 (мультивибратор запускаетс от заднего
фронта импульса, вырабатываемого предыдущим мультивибратором). Выход каждого
мультивибратора нагружен усилителем мощности (звень 2, 6, 11, 7), позвол ющим
подключать несколько ключей. Первый запускающий импульс формируетс специальной
схемой. Первый мультивибратор вырабатывает импульс, в течение которого ЗУ1
подключено к первичному измерителю. Второй мультивибратор генерирует импульс дл подключени ЗУ2 к ПИ. Третий мультивибратор подключает нагрузку к схеме сравнени (операци считывани ). Далее следует стирание информации от импульса четвертого
мультивибратора и цикл повтор етс .
Итак, начальна часть устройства преобразует три неэлектрические величины В, О и Т
в электрические и определ ет (вычисл ет) их производные по времени. Средн часть
устройства должна анализировать производные, вы вл наличие неравенств 13-16
(режимы полета №№1-4). Результатом анализа должна быть команда-сигнал обнаружени вихревого образовани . Эта часть устройства сосредоточена в блоках 16 и 17 (фиг.6).
Средн часть устройства может быть выполнена дво ко. Во-первых, в виде отдельных
схем, кажда из которых предназначена дл одного из перечисленных режимов полета
(фиг.9-12). Переключение (выбор) схемы может быть как ручным, так и автоматическим.
Напомним, что устройство включаетс эпизодически, на наиболее опасных участках. В
основное врем полета устройство выключено. При этом может оказатьс полное
отсутствие его необходимости. Второе исполнение устройства может быть универсальным,
пригодным дл всех режимов полета.
Оконечна часть устройства (фиг.6, блоки №№18-20) должна прин ть сигнал-команду и
включить силовые звень . Последние открывают запорный вентиль системы сжатого
воздуха, создава преграду дл вихр , и привод т в действие звуковую и световую
сигнализации, оповеща экипаж о нахождении ЛА в опасной зоне.
Рассмотрим подробнее блоки 16 и 17 фиг.6. На фиг.9 изображена функциональна схема средней части устройства дл режима №1. Схема состоит из набора логических
элементов, позвол ющих обнаружить наличие неравенства 13. На входы схемы поступают
производные параметров B, О и Т. Ограничител ми (односторонними) из производных
выдел ютс производные со знаком в соответствии с неравенством 13 (элементы 1-4). С
помощью компараторов 5-8 (на их выходах) создаютс импульсы-единицы, при выполнении
указанных неравенств. Последнее выполн етс путем подачи на второй вход каждого
компаратора опорного напр жени соответствующего уровн .
Значени опорных напр жений выбираютс на основании статистики полетов данной
модели ЛА. Ограничители 1-4 пропускают сигналы одной пол рности + или -. Они вл ютс селекторами пол рности. Компараторы вл ютс селекторами амплитуды (ограничение
снизу параметров В, О и Т). Условие выполнени третьего неравенства (параметр Т)
требует расчленени сигнала на два (по признаку пол рности) и постановки в каждый
канал логического элемента НЕ. Последнее позволит иметь 1 на выходе канала в случае
нахождени расхода топлива в штатном диапазоне.
На выходе схемы стоит элемент И, имеющий четыре входа. При наличии четырех
единиц (выполн етс неравенство 13) на выходе элемента И возникает 1, т.е. команда на
Страница: 13
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
включение силовых звеньев. Оконечным звеном вл етс импульсный усилитель
мощности, имеющий три выхода по числу потребителей. В качестве нагрузки используетс реле времени, определ ющее длительность работы оконечной части устройства.
Режим №2 определ етс неравенством 14, и обнаружение вихр обеспечиваетс схемой фиг.10. Схема подобна рассмотренной. Однако элемент НЕ стоит в цепи параметра
В. Последнее позвол ет удовлетворить первое неравенство в системе неравенств 14.
Иными словами при превышении производной параметра В над ее штатным значением на
входе элемента И будет 0. Такую инверсию осуществл ет элемент НЕ.
Режим №3 определ етс неравенством 15, и обнаружение вихр обеспечиваетс схемой фиг.11. Схема подобна рассмотренным. Однако элементы НЕ включены в цепи
параметров О и Т. Последнее позвол ет выполнить неравенства второе и третье в системе
неравенств 15.
Режим №4 определ етс неравенством 16, и обнаружение вихр обеспечиваетс схемой фиг.12. Схема подобна рассмотренным. Однако она проще, так как отсутствуют
элементы НЕ. Последнее обуславливаетс одинаковым характером всех неравенств в
системе 16.
Во избежание попадани на вход компараторов высокочастотных составл ющих
параметров возможна постановка ФНЧ после ограничителей. В рассмотренных схемах
используетс сложный усилитель мощности, состо щий из трех, работающих параллельно.
Это позвол ет исключить возможную паразитную св зь по входу потребителей (реле
времени). Назначение реле времени заключаетс в подключении к питанию трех
исполнителей команды "вихрь обнаружен": световой и звуковой сигнализации и механизма
поворота запорного вентил системы сжатого воздуха в положение "открыто". При этом
длительность подключени потребителей может быть разной. Врем включени системы
сжатого воздуха особенно ограничено ввиду необходимой экономии.
Возможно объединение схем (фиг.9-12) в одну. Однако на первых порах лучше
использовать четыре схемы и ручное переключение. Последнее облегчит набор
статистического материала и уточнение необходимых производных. Испытание макета
устройства поможет также определить необходимость использовани счетчика импульсов,
включенного в разрыв между схемой И и усилителем мощности. При этом на врем действи сигнала-команды схема не должна чувствовать поступающие производные, а
после окончани команды должна приходить в исходное состо ние. Это относитс к
счетчику импульсов.
Возможно использовать не три реле времени, а два: одно дл системы сжатого воздуха
и одно дл сигнализации световой и звуковой Реле времени на выходе могут создавать
импульс напр жени определенной (регулируемой) длительности, а также содержать
группу контактов, работающих с установленной выдержкой.
В период действи реле времени (после его запуска) исполнительна система
нечувствительна к командам. Обоснование длительности выдержки реле и периода
дифференцировани вл етс специальным вопросом, относ щимс к техническому
проектированию. Однако общим и главным вл етс безопасность полета. При этом
система обнаружени в большинстве случаев вл етс разовой.
Рассмотрим подробнее исполнительную часть (оконечную). На фиг.13 представлена
функциональна схема открыти запорного вентил системы сжатого воздуха. Реле
времени 1 под воздействием сигнала-команды вырабатывает пр моугольный импульс. От
переднего фронта импульса замыкаютс контакты промежуточного реле 2. Последние
подключают цепь обмотки возбуждени исполнительного (силового) реле 3 к источнику
питани . Замыкаютс контакты реле 3, подключа обмотку возбуждени электромагнита 4 к
источнику питани . Электромагнит 4 срабатывает, привод в действие механизм открыти вентил . Стру сжатого воздуха из баллона устремл етс по трубопроводу к соплуотверстию и перегораживает пространство над или перед винтом ЛА. Вихревое
образование воздушного потока деформируетс , уменьша свою интенсивность.
Восстанавливаютс услови обтекани лопастей винта, и восстанавливаетс подъемна Страница: 14
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
сила.
Длительность импульса такова, чтобы его воздействие было эффективным, а расход
сжатого воздуха экономным. Перва порци сжатого воздуха может быть подкрашенной.
Это визуализирует воздушный поток и помогает контролировать эффективность работы
системы.
На фиг.14 представлена функциональна схема световой сигнализации. Реле времени 1
под воздействием сигнала-команды, полученного от промежуточного устройства,
вырабатывает пр моугольный импульс напр жени . Под воздействием импульса в реле
времени замыкаютс контакты, подключа к источнику питани мультивибратор 2,
работающий в автоколебательном режиме. Частота и длительность импульсов
мультивибратора подбираютс с целью создани приемлемого дл воспри ти режима
работы источника света 5. В качестве нагрузки на мультивибратор используетс промежуточное реле 3 (обмотка возбуждени ). Последнее своими контактами подключает к
источнику питани обмотку возбуждени исполнительного реле 4, осуществл ющего
импульсное подключение источника света 5 к питанию.
Возможна упрощенна система световой сигнализации, работающа в режиме
посто ного свечени , без мультивибратора, без силовых реле, с использованием
светодиодов. Заметим, что там, где это возможно, электромагнитные реле должны быть
заменены на ключевые схемы с использованием бесконтактных типовых элементов.
Использование электромагнитных реле в описании обусловлено простотой изложени материала.
На фиг.15 представлена функциональна схема звуковой сигнализации обнаружени вихр . Реле времени 3 (оно может быть общим дл систем световой и звуковой
сигнализации) под воздействием сигнала-команды вырабатывает пр моугольный импульс
напр жени . Под воздействием импульса последовательно срабатывают промежуточное
реле 2 и исполнительное реле 1. Последнее подключает к источнику питани низкочастотный генератор 4, инфранизкочастотный генератор 5 и усилитель мощности 7. С
помощью модул тора 6 производитс амплитудна модул ци несущей частоты
генератора 4 частотой генератора 5. Например, несуща частота мажет составл ть 400
Гц, а модулирующа - доли Гц. Такое соотношение наиболее благопри тно дл человеческого уха.
Модулированный сигнал обнаружени вихр через усилитель мощности 7 поступает на
обмотку возбуждени динамика 8. Возможна упрощенна схема звуковой сигнализации, без
генератора 5 и модул тора 6. Однако ее сигнал на фоне значительного шума имеет
меньшую веро тность выделени .
Очевидно, рассмотренные системы могут использоватьс как в комплексе, так и
поодиночке. Своевременное обнаружение вихр позвол ет путем правильного
маневрировани вывести ЛА из опасной зоны, измен режим полетами без воздействи сжатым воздухом. Например, при зависании необходимо придать вертолету
горизонтальную скорость. При медленном горизонтальном перемещении необходимо
существенно увеличить скорость. При режимах №2 и №3 следует также увеличить
горизонтальную скорость. При этом должен выполн тьс основной принцип: при
возникновении вихр необходимо существенно изменить режим полета, не усугубл положение. Очевидно, данные рекомендации вл ютс приблизительными и нуждаютс в
уточнении.
Дополним изложенное следующим. Реле времени вл етс специальным реле, и в его
основе может быть ждущий мультивибратор. Последний срабатывает в случае прихода на
его вход короткого импульса, получаемого дифферинцированием переднего фронта
сигнала-единица. Врем задающа цепь мультивибратора определ ет длительность
сигнала-команды. После мультивибратора размещен усилитель мощности, нагруженный
обмоткой возбуждени реле. Последнее определ ет контактную группу реле времени.
Схемы компараторов подробно изложены в 8 на с.175-190 и в 9 на с.207-210. Схемы
мультивибраторов - в 9 на с.210-214.
Страница: 15
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
На фиг.4 схематически показано разбиение общего вихр на составл ющие
перегородками. Уменьшение интенсивности общего вихревого образовани происходит за
счет встречного движени составл ющих внутри пространства над (перед) винтом. При
этом чем больше составл ющих, тем больша степень взаимной компенсации вращени .
На фиг.5 приводитс пример конструкции - системы чеек перед гребным винтом. Одним из
механизмов поворота запорного вентил может быть шатунно-кривошипный. Конструкци запорного клапана может основыватьс на стержне- коре электромагнита с
использованием пружины.
Сущность и отличительные признаки по п.7 формулы заключаютс в том, что в
устройстве дл обнаружени вихреобразовани над или перед винтом летательного
аппарата (ЛА) имеетс сопло-отверстие системы сжатого и подкрашенного воздуха,
состо щей из источника, трубопровода и запорного вентил или клапана; источник
соедин етс с сопло трубопроводом, перекрываемым вентилем или клапаном; соплоотверстие профилировано так, чтобы стру сжатого воздуха, выход ща из него, вл лась
бы продолжением перегородки, направленной по радиусу винта, перпендикул рно его
диску; перегородка имеет консольное закрепление у вертолета с одним несущим винтом к
штоку на верхней, дальней точке горизонтальной балки; дл вертолета с двум несущими
винтами перегородки креп тс консольно к вертикальному штоку, расположенному между
винтами; у самолета с одним винтом перегородка крепитс консольно к штоку,
расположенному на фюзел же, у многовинтового самолета - к штоку, расположенному на
крыле между винтами; на ЛА устанавливаетс замкнута телевизионна система,
состо ща из передающей трубки и видеоконтрольного устройства, соединенных кабелем;
трубка монтируетс у перегородки и обращена к диску винта.
Сущность и отличительные признаки по п.8 формулы заключаютс в том, что в
устройстве дл обнаружени вихреобразовани над или перед винтом ЛА имеетс соплоотверстие системы сжатого и подкрашенного воздуха, состо щей из источника,
трубопровода и запорного вентил или клапана; при этом источник соедин етс с сопло
трубопроводом, перекрываемым вентилем или клапаном; сопло-отверстие профилировано
так, чтобы стру сжатого воздуха, выход ща из него, вл лась бы продолжением
перегородки, направленной по радиусу винта, перпендикул рно его диску, от оси винта к
его периферии; перегородка имеет консольное закрепление к штоку, проход щему через
продольную полость вала несущего винта; на ЛА устанавливаетс замкнута телевизионна система, состо ща из передающей трубки и видеоконтрольного
устройства, соединенных кабелем; трубка монтируетс у перегородки и обращена к диску
винта.
Литература
1. Басин A.M., Миниович И.Я. Теори и расчет гребных винтов. - Л.: Судпромгиз, 1963.
2. Бушмарин О.Н. Закрученна стру в спутном потоке жидкости той же плотности. - Л.:
Труды ЛПИ №176, 1955.
3. М сищев В.И (ред.). Физические основы подводной акустики. - М.: Сов. радио. 1955.
4. Нейман Л.Р., Калантаров П.Л. Теоретические основы электротехники. Часть 3. М.Л.: Госэнергоиздат, 1959.
5. Холмс Т. Знаменитые самолеты и вертолеты (справочник), пер. с англ. Мамаева А.И.
- М.: Астрель, ACT. 2002.
6. Яворский Б.М., Детлаф А.А. Справочник по физике. - М.: Физматгиз, 1960.
7. Гутников B.C. Интегральна электроника в измерительных устройствах. - Л.:
Энерги , 1980.
8. Алексенко А.Г. и др. Применение прецизионных аналоговых микросхем - М.: Радио и
св зь, 1985.
9. Шило В.Л. Линейные интегральные схемы в радиоэлектронной аппаратуре. - М.:
Сов.радио, 1979.
10. Туричин A.M. Электрические измерени неэлектрических величин. - М.Л.: Энерги ,
1966.
Страница: 16
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
11. Пашуков Е.Б. Способ и устройство улучшени гидродинамических характеристик
гребного винта (вар.) - за вка на изобретение №2004110419/11(011197) от 06.04.2004.
12. Пашуков Е.Б. Способ и устройство улучшени аэродинамических характеристик
воздушного винта (вар.) - за вка на изобретение №2004115775/11(016806) от 24.05.2004.
13. Пашуков Е.Б. Способ и устройство улучшени аэродинамических характеристик
воздушного винта (вар.) - за вка на изобретение №2004135662/11(038785) от 06.12.2004.
Формула изобретени 1. Способ дл обнаружени вихревого образовани над или перед винтом летательного
аппарата, отличающийс тем, что пространство над или перед винтом временно
перегораживают струей сжатого воздуха, при этом подкрашивают ее в цвет, удобный дл визуализации, направл ют струю по радиусу винта от его периферии к оси вращени параллельно его диску, разгон ют струю до скорости, примерно равной скорости вращени винта, дозируют массу струи так, чтобы ее кинетическа энерги была значительно
меньше кинетической энергии зарождающегос среднего вихр , формируют струю в виде
подоби перегородки, пересекающей преимущественно периферийную часть диска и
возвышающейс над ней на высоту среднего по интенсивности зарождающегос вихр ,
устанавливают на летательном аппарате замкнутую телевизионную систему, ее
передающую трубку ориентируют с наклоном к диску винта, видеоконтрольное устройство
устанавливают перед оператором и просматривают пространство над или перед винтом.
2. Способ дл обнаружени вихревого образовани над или перед винтом летательного
аппарата, отличающийс тем, что пространство над или перед винтом временно
перегораживают струей сжатого воздуха, при этом подкрашивают ее в цвет, удобный дл визуализации, направл ют струю по радиусу винта от его оси вращени к периферии
параллельно его диску, разгон ют струю до скорости, примерно равной скорости вращени винта, дозируют массу струи так, чтобы ее кинетическа энерги была значительно
меньше кинетической энергии зарождающегос среднего вихр , формируют струю в виде
подоби перегородки, пересекающей периферийную часть диска и возвышающейс над
ней на высоту среднего по интенсивности зарождающегос вихр , устанавливают на
летательном аппарате замкнутую телевизионную систему, ее передающую трубку
ориентируют с наклоном к диску винта, видеоконтрольное устройство устанавливают перед
оператором и просматривают пространство над или перед винтом.
3. Способ по п.1, отличающийс тем, что в струе сжатого воздуха имеетс составл юща , направленна к диску винта.
4. Способ по п.2, отличающийс тем, что в струе сжатого воздуха имеетс составл юща , направленна к диску винта.
5. Способ дл обнаружени вихревого образовани над или перед винтом летательного
аппарата, отличающийс тем, что измер ют высоту аппарата, скорость вращени его
несущего винта и расход топлива двигател , существующие в данный момент времени,
запоминают эти значени , через определенный промежуток времени вновь измер ют
высоту аппарата, скорость вращени несущего винта и расход топлива двигател и
запоминают эти значени , определ ют разность между последующим и предыдущим
значени ми каждого параметра, определ ют знак полученных разностей или приращений,
при зависании аппарата отбирают отрицательную разность по высоте и положительную по
скорости, учитывают разность по расходу как положительную, так и отрицательную,
сравнивают полученные разности с их штатными значени ми, формируют признак
обнаружени вихревого образовани при условии превышени по абсолютному значению
приращений по высоте и по скорости над их штатными значени ми и превышени штатного
значени по расходу над измеренным или его равенство, при подъеме аппарата учитывают
положительные приращени по высоте, по скорости и по расходу, сравнивают их
абсолютные значени со штатными, формируют признак обнаружени вихревого
образовани при условии превышени по абсолютному значению приращений по скорости
и расходу и превышени штатного значени приращени по высоте над измеренным, при
Страница: 17
CL
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
снижении аппарата учитывают отрицательные приращени по высоте, скорости и расходу,
сравнивают их абсолютные значени со штатными, формируют признак обнаружени вихревого образовани при условии превышени по абсолютному значению приращени по
высоте над штатным значением и превышени штатных значений по скорости и расходу
над измеренными, при горизонтальном полете учитывают отрицательное приращение по
высоте и положительные приращени по скорости и расходу, сравнивают их абсолютные
значени со штатными, формируют признак обнаружени вихревого образовани при
условии превышени по абсолютному значению приращений по высоте, скорости и расходу
над их штатными значени ми.
6. Способ по п.5, отличающийс тем, что пространство над или перед винтом временно
перегораживают струей сжатого воздуха, при этом подкрашивают ее в цвет, удобный дл визуализации, направл ют струю по радиусу винта параллельно его диску, разгон ют
струю до скорости, примерно равной скорости вращени винта, дозируют массу струи так,
чтобы ее кинетическа энерги была значительно меньше кинетической энергии
зарождающегос среднего вихр , формируют струю в виде подоби перегородки,
перпендикул рной диску винта и возвышающейс над ним на высоту среднего по
интенсивности зарождающегос вихр , устанавливают на летательном аппарате замкнутую
телевизионную систему, ее передающую трубку ориентируют с наклоном к диску винта,
видеоконтрольное устройство устанавливают перед оператором и просматривают
пространство над или перед винтом.
7. Устройство дл обнаружени вихревого образовани над или перед винтом
летательного аппарата, отличающеес тем, что над или перед винтом устанавливаетс одна перегородка, имеюща на конце, обращенном к оси винта, сопло-отверстие системы
сжатого и подкрашенного воздуха, состо щей из источника, трубопровода и запорного
вентил или клапана; источник соедин етс с соплом трубопроводом, перекрываемым
вентилем или клапаном, сопло-отверстие профилировано так, чтобы стру сжатого
воздуха, выход ща из него, вл лась бы продолжением перегородки, направленной по
радиусу винта перпендикул рно его диску; перегородка имеет консольное закрепление у
вертолета с одним несущим винтом к штоку на верхней, дальней точке горизонтальной
балки, при двух несущих винтах перегородки креп тс консольно к вертикальному штоку,
расположенному между винтами; у самолета с одним винтом перегородка крепитс консольно к штоку, расположенному на фюзел же, у многовинтового самолета - к штоку,
расположенному на крыле; устанавливаетс замкнута телевизионна система, состо ща из передающей трубки и видеоконтрольного устройства, соединенных кабелем; трубка
монтируетс у перегородки и обращена к диску винта, видеоконтрольное устройство
устанавливаетс перед оператором.
8. Устройство дл обнаружении вихревого образовани над или перед винтом
летательного аппарата, отличающеес тем, что над или перед винтом устанавливаетс одна перегородка, имеюща на конце, обращенном к периферии винта, сопло-отверстие
системы сжатого и подкрашенного воздуха, состо щей из источника, трубопровода и
запорного вентил или клапана, при этом источник соедин етс с соплом трубопроводом,
перекрываемым вентилем или клапаном, сопло-отверстие профилировано так, чтобы стру сжатого воздуха, выход ща из него, вл лась бы продолжением перегородки,
направленной по радиусу винта перпендикул рно его диску, а ось струи была бы
параллельна диску винта и достигала его периферийную часть, перегородка имеет
консольное закрепление к штоку, проход щему черед продольную полость вала винта; на
летательном аппарате устанавливаетс замкнута телевизионна система, состо ща из
передающей трубки и видеоконтрольного устройства, соединенных кабелем; трубка
монтируетс у перегородки и обращена к диску винта, видеоконтрольное устройство
устанавливаетс перед оператором.
9. Устройство по п.7, отличающеес тем, что ось струи сжатого воздуха имеет наклон
к диску винта.
10. Устройство по п.8, отличающеес тем, что ось струи сжатого воздуха имеет наклон
Страница: 18
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
к диску винта.
11. Устройство дл обнаружени вихревого образовани над или перед винтом
летательного аппарата, отличающеес тем, что состоит из трех измерителей: высоты
полета аппаратам - В, скорости вращени винта - О и расхода топлива двигател - Т,
трех дифференцирующих устройств, каждое из которых подключено к выходу своего
измерител ; при этом дифференцирующие устройства синхронно управл ютс коммутационным генератором и осуществл ют инфранизкочастотное дифференцирование;
выходы устройств подключены к логической схеме, вырабатывающей сигнал-команду
обнаружени ; логическа схема дл режима зависани летательного аппарата состоит из
четырех односторонних амплитудных ограничителей, входы которых подключены к
выходам дифференцирующих устройств, при этом в канале высоты стоит ограничитель
положительного приращени , в канале скорости - ограничитель отрицательного
приращени , в канале расхода сто т параллельно как ограничитель положительного, так и
отрицательного приращений, при этом их входы закорочены, выходы всех ограничителей
подключены к входам компараторов, при этом к другим входам компараторов подключены
источники опорных напр жений; выходы компараторов каналов высоты и скорости
подключены к входам логической схемы "И"; выходы компараторов двух разнопол рных
приращений расхода нагружены схемами "НЕ", выходы которых подключены к входам
схемы "И"; логическа схема дл режима подъема аппарата состоит из трех односторонних
амплитудных ограничителей, пропускающих только положительные приращени параметров В, О и Т; при этом вход каждого ограничител подключен к выходу измерител параметра, а выход - к входу компаратора, второй вход которого подключен к источнику
опорного напр жени ; выходы компараторов параметров О и Т подключены к входам
схемы "И"; выход компаратора параметра В подключен к входу схемы "НЕ", выход которой
подключен к входу схемы "И", логическа схема дл режима снижени аппарата состоит из
трех односторонних амплитудных ограничителей, пропускающих отрицательные
приращени параметров В, О и Т, при этом вход каждого ограничител подключен к выходу
соответствующего измерител , а выход - к входу компаратора, второй вход которого
подключен к источнику опорного напр жени , выход компаратора параметра В подключен к
входу схемы "И", а выходы компараторов параметров О и Т - к входам схем "НЕ", выходы
которых подключены к входам схемы "И", логическа схема дл горизонтального полета
состоит из одного амплитудного ограничител , пропускающего отрицательные приращени параметра В, и двух ограничителей, пропускающих положительные приращени параметров О и Т, при этом входы ограничителей подключены к выходами измерителей, а
их выходы - к входам компараторов, вторые входы компараторов подключены к источникам
опорных напр жений, выход каждого компаратора подключен к входу схемы "И"; дл каждого режима полета выход схемы "И" нагружен усилителем мощности, к выходу
которого подключено реле времени, нормально разомкнутые контакты реле времени
включены в цепь питани обмотки возбуждени силового реле, нормально разомкнутые
контакты которого включены в разрыв цепи питани источника света, друга пара
нормально разомкнутых контактов силового реле включена в разрыв цепи питани источника звука.
12. Устройство по п.11, отличающеес тем, что к выходу схемы "И" подключен второй
усилитель мощности, к выходу которого подключен вход второго реле времени; нормально
разомкнутые контакты реле времени включены в разрыв питани обмотки возбуждени силового реле, нормально разомкнутые контакты которого включены в цепь питани электромагнита, воздействующего на механизм поворота запорного вентил или на
механизм открыти клапана системы сжатого воздуха; над или перед винтом
устанавливаетс одна или несколько перегородок, имеющих на конце сопло-отверстие
системы сжатого и подкрашенного воздуха, состо щей из источника, трубопровода и
запорного вентил или клапана, при этом источник соедин етс с соплом трубопроводом,
перекрываемым вентилем или клапаном, сопло-отверстие профилировано так, чтобы стру сжатого воздуха, выход ща из него, вл лась бы продолжением перегородки,
Страница: 19
RU 2 300 089 C2
5
10
направленной по радиусу винта перпендикул рно его диску от оси винта или к оси винта;
перегородка имеет консольное закрепление у вертолета с одним несущим винтом к штоку,
расположенному на верхней, дальней точке горизонтальной балки или на штоке,
проход щем через продольную полость вала несущего винта; у вертолета с двум несущими винтами перегородка крепитс к вершине вертикального штока, расположенного
на корпусе между винтами или на вершине штока, проход щего внутри продольной полости
вала винта, на одновинтовом самолете перегородка крепитс на вершине штока,
проход щего через продольную полость вала винта, у многовинтового самолета
перегородка может крепитьс на штоке, проход щем через продольную полость вала винта
или закрепленном на крыле или фюзел же; устанавливаетс замкнута телевизионна система, состо ща из передающей трубки и видеоконтрольного устройства, соединенных
кабелем, трубка монтируетс у перегородки и обращена к диску винта, видеоконтрольное
устройство устанавливаетс перед оператором.
15
20
25
30
35
40
45
50
Страница: 20
RU 2 300 089 C2
Страница: 21
DR
RU 2 300 089 C2
Страница: 22
RU 2 300 089 C2
Страница: 23
RU 2 300 089 C2
Страница: 24
RU 2 300 089 C2
Страница: 25
RU 2 300 089 C2
Страница: 26
? , определение численных значений
(среднестатистических) производных параметров В, О и Т в штатном режиме. Необходимо
использовать протоколы происшествий и анализ показаний регистраторов режимов полета
("черных щиков") вертолетов, особенно потерпевших аварию. Анализ должен уточнить как
характер, так и численные соотношени вышеиспользованных неравенств. По-видимому,
указанные регистраторы вл ютс хорошим источником информации. Однако их анализ
необходимо провести с позиций предлагаемой физики образовани и развити вихр над
винтом вертолета.
Как в способе, так и в устройстве рассмотрение аналогов и сравнительный анализ с
прототипом невозможен, так как предлагаемое изобретение вл етс пионерным.
Образование вихр над (перед) винтом ЛА не рассматривалось.
Способ обнаружени вихревого образовани над (перед) винтом ЛА св зан со способом
борьбы с этим образованием. Последнее заключаетс в перегораживании пространства
над (перед) винтом в момент зарождени вихр . Оптимальным способом дл этого
вл етс перегораживание плоской струей сжатого воздуха, направленной по радиусу
винта от центра к периферии или от периферии к центру вращени винта. Стру сжатого
воздуха располагаетс параллельно диску винта, а ее плоскость перпендикул рна диску.
С целью существенно повли ть на вихрь (изменить его траекторию) кинетическа энерги струи должна быть примерно равной энергии вихр . Дл визуализации вихр стру должна обладать значительно меньшей энергией. Ее воздействие на структуру воздушного
потока должно быть наименьшим. Указанное выполн етс регулированием длительности
импульса. В первом случае импульс должен быть сравнительно длинным
(продолжительным), во втором случае - коротким. Так дозируетс масса струи.
Система сжатого воздуха включает баллон - источник сжатого воздуха, трубопровод,
запорный вентиль или клапан и сопло-отверстие. Баллон расположен в корпусе ЛА. Соплоотверстие монтируетс на короткой перегородке и стру сжатого воздуха вл етс ее
продолжением. Сопло имеет внутренний профиль, позвол ющий создавать подобие
перегородки с наличием в струе составл ющих, направленных навстречу вращению винта
и к его диску (сменные насадки).
У вертолета перегородки могут крепитьс как на задней верхней точке горизонтальной
балки, так и на вертикальном штоке, проход щем через полость вала несущего винта.
Примерно в тех же самых местах могут располагатьс передающие телевизионные
камеры, с помощью которых возможно обнаружение вихр . Подразумеваетс , что
видеоконтрольное устройство (ВКУ) замкнутой телевизионной системы находитс на
приборной панели экипажа. На самолете возможно аналогичное крепление с
использованием фюзел жа или крыла вместо горизонтальной балки.
На фиг.6 представлена структурна схема системы обнаружени вихревого образовани в аналоговом исполнении. Блоки 1, 2 и 3 вл ютс первичными измерител ми высоты
Страница: 11
RU 2 300 089 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
полета В, скорости вращени винта О (количество оборотов в единицу времени) и расхода
топлива Т. В качестве измерителей могут использоватьс как штатные, примен емые на
ЛА, так и специальные. В обоих случа х потребуютс согласующие устройства. Однако их
расположение в структурной схеме будет различным. Первичные измерители
предназначены дл преобразовани неэлектрических величин В, О и Т в электрические.
Измерители располагаютс вблизи от источника информации, что уменьшает их
погрешность.
Блок №1 - измеритель высоты (статического давлени атмосферы). Возможна
следующа конструкци (10, с.589). В качестве чувствительного элемента используетс анероидна коробка с реостатным преобразователем. Последний включаетс в
измерительный мост, питаемый посто нным или переменным током (одна диагональ
моста). Ко второй диагонали подключен вход предварительного усилител 4, нагруженный
фильтром низкой частоты 7 и имеющий орган масштабировани . В случае цифрового
варианта фильтр низкой частоты (ФНЧ) нагружаетс аналого-цифровым преобразователем
(АЦП). Вместо метода пр мого измерени может быть использован метод с
уравновешиванием. Он обладает меньшей погрешностью, однако вл етс более
сложным.
Блок №2 - измеритель скорости вращени вала несущего винта. Методы измерени скорости изложены на с.602 (см.10). Используютс тахометры индукционные, частотные и
стробоскопические. Дл рассматриваемого случа возможно использование индукционного
тахометра (генератора посто нного тока). Магнитна система располагаетс на
вращающемс валу. При этом наличие щеточно-коллекторного аппарата существенно
снижает надежность устройства. Возможно использование синхронного генератора (10,
с.453) совместно с конденсаторным частотомером. Последнее позвол ет иметь на выходе
посто нное напр жение, пропорциональное скорости вращени вала, и при необходимости
использовать типовой АЦП. Очевидно после частотомера возможна постановка ФНЧ.
Блок №3 - измеритель скорости поступлени топлива к двигателю (расходомер). Методы
измерени параметров движени жидкостей изложены в 10 на c.617. Наиболее
подход щими вл ютс следующие. Индукционный расходомер (10, с.621) требует
использовани предварительного усилител 6 с повышенным коэффициентом передачи,
наличи в качестве нагрузки выпр мител 9 и ФНЧ 11. Удельное сопротивление топлива
должно находитьс в диапазоне 10 3-10 5 (Ом?м). Тахометрический расходомер (10, с.455)
использует турбину, помещенную в трубопровод. Последнее вл етс существенным
недостатком.
При отсутствии штатных измерителей параметров В, О и Т или непригодности
необходимо разработать их. Первичные измерители, состо щие из датчиков и
усилительно-преобразовательных частей, в насто щее врем чаще выполн ютс в
аналоговом виде. Их функциональна схема такова. Датчик, преобразующий
неэлектрическую величину в электрическую, располагаетс на объекте измерени .
Предварительный усилитель масштабирует сигнал, полученный от датчика, и в некоторых
случа х корректирует его нелинейность. Выпр митель или фазочувствительный
выпр митель нагружает предварительный усилитель в случае передачи информации с
помощью модул ции несущей частоты. Затем следует фильтр низкой частоты,
пропускающий только инфранизкие частоты, в которых содержитс информаци об
изменени х параметров В, О и
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
2
Размер файла
1 500 Кб
Теги
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа