Авиационные приборы и системы (стр. 30 )

Рис. 5.7. Инвариантный измеритель воздушной приборной скорости самолета

На малых высотах полета ЛА расхождение постоянных времени в каналах Рст и Рп сравнительно невелико (см. рис. 5.3). Поэтому, например, для вертолетного измерителя скорости закон (5.17) можно выполнить только для одного значения отношения Рп/Рст [а. с. 908150 (СССР)]. Это значительно упрощает конструкцию измерителя скорости, но не позволяет достичь абсолютной инвариантности на всех режимах полета. Но даже при использовании упрощенного варианта измерителя скорости на вертолете помехи от аэродинамических возмущений снижаются на целый порядок. Для высокоманевренных самолетов такое упрощение недопустимо.

С учетом полученных алгоритмов, в цифровых измерителях можно компенсировать дополнительную погрешность (а также и динамическую погрешность по каналу Рп) путем введения их в алгоритмы формирования сигналов. При этом необходимо иметь в виду, что механические индикаторы скоростных параметров останутся нескомпенсированными.

Рис. 5.8. Регулируемая пневматическая емкость: 1 – штуцеры; 2 – герметичный корпус; 3 – вкладыши съемные; 4 – кожух; 5 – сильфон; 6 – винт; 7 – шкала

Для достижения условия инвариантности измерителя в ограниченном диапазоне измерения высоты и скоростей можно воспользоваться устройством с регулируемой пневматической емкостью, величина которой регулируется вручную в процессе полета (рис. 5.8). В качестве регулируемой емкости применен сильфон 5 и съемные вкладыши 3, которые заполняют избыточный объем для конкретной пневмосистемы. С помощью штуцеров 1 устройство подсоединяется к пневмосистеме согласно рис. 5.7. Вращая кожух 4 относительно корпуса 2, сводят колебания стрелки указарис. 5.7) к минимуму. По шкале 7 фиксируют величину объема емкости, необходимую для данного режима полета.

5.2. Всенаправленный измеритель малой скорости с приемником давления на вращающейся штанге

Рассмотренный в параграфе 5.1 инвариантный измеритель скорости позволяет существенно повысить вероятность получения достоверной информации о малой скорости полета вертолета и самолета. Этот измеритель был быстро внедрен практически на всех современных вертолетах и на некоторых самолетах. Особенно быстро и просто был внедрен его упрощенный вариант с фиксированной дополнительной емкостью. С помощью устройства, показанного на рис. 5.8, на ответственном режиме полета определяют величину объема, изготавливают емкость с постоянным объемом и устанавливают ее в канал полного давления.

К недостаткам инвариантного измерителя скорости относится то, что с помощью него не решается проблема точного измерения околонулевых скоростей вертолета в направлениях полета вправо, влево, назад. Для этих целей используют всенаправленный измеритель малой скорости (рис. 5.9).

Рис. 5.9. Принципиальная схема датчика всенаправленного измерителя скорости с приемником давления на вращающейся штанге: 1 – преобразователь давления в электрический сигнал; 2 – штанга; 3 ‑ приемник давления

Принцип действия всенаправленного измерителя основан на способности приемников давления, установленных на вращающейся штанге, разлагать общую скорость полета по направлениям вперед-назад (ось x – x) и вправо-влево (ось z – z). При нулевой скорости полета штанга 2 с приемником 3 совершает принудительное с помощью двигателя постоянное вращение вокруг своей оси. При этом в дифференциальный датчик 1 поступают одинаковые по величине давления Р1 и Р3. Сигнал с датчика отсутствует, что свидетельствует об отсутствии движения вертолета. При появлении движения вертолета приемники 3 участвуют в двух движениях: вращательном и поступательном (рис. 5.10).

Рис. 5.10. Схема расположения приемников давления при вращении штанги (а) и векторная диаграмма скоростей (б)

Рассмотрим вариант, когда на штанге установлены приемники полного давления типа ППД. Если вертолет летит со скоростью и скольжением β, то составляющие этой скорости равны

, (5.18)

. (5.19)

Окружная скорость при вращении штанги равна

, (5.20)

где f – частота вращения штанги; R – радиус штанги. При вращении приемники давления занимают положения 1 – 4 (рис. 5.10, а). В зависимости от этого поступательная и окружная скорости либо складываются (в положениях 1 – 2), либо вычитаются (в положениях 3 – 4). Определим значения полных давлений в точках 1 – 4 по формуле

. (5.21)

Подставляя значения скоростей в эту формулу в каждой точке ППД, получим

, (5.22)

, (5.23)

, (5.24)

. (5.25)

Как известно, поступательная скорость относительно воздуха зависит от динамического давления Рп-Рст :

, (5.26)

, (5.27)

, (5.28)

. (5.29)

Определим приращения динамического давления ΔРд по осям х-х, z-z. Для этого из уравнения (5.26) вычтем уравнение (5.28), а из уравнения (5.27) вычтем уравнение (5.29):

, (5.30)

. (5.31)

В формулы (5.30) и (5.31) подставим значения скоростей vo, vx, vz по формулам (5.18) – (5.20):

, (5.32)

. (5.33)

По формулам (5.32) и (5.33) в вычислителе всенаправленного измерителя определяются значения приборной скорости полета вертолета в направлениях вперед-назад, вправо-влево при и постоянных значениях параметров f, R.

Для оценки эффекта всенаправленного измерителя малых скоростей по последним формулам определим чувствительности динамического давления по скорости

, (5.34)

. (5.35)

Видим, что чувствительность давлений по скорости в рассматриваемом измерителе постоянна и не зависит от скорости полета в отличие от манометрического способа измерения (рис. 5.11).

Рис. 5.11. Зависимость чувствительности давления по скорости: 1 – для всенаправленного измерителя; 2 – для манометрического способа

Следует особое внимание обратить на формулы (5.30) – (5.33). Оказывается, что малые скорости измеряются вместе с наперед заданной скоростью vo. Это равносильно наличию искусственного наддува в пневматической системе восприятия полного давления, который может быть увеличен за счет увеличения радиуса R и частоты вращения штанги f. Предельным значением окружной скорости vo является скорость, при которой в приемнике давления появляются сверхзвуковые течения воздуха, что приводит к запиранию приемника (волновой кризис).

Для определения направления полета ось штанги датчика измерителя фиксируется относительно строительной оси вертолета, как это показано на рис. 5.10. Дифференциальный датчик давления 1 (рис. 5.9) непрерывно принимает разность давлений с двух приемников давления. Однако прием этой разницы давлений в вычислителе осуществляется только тогда, когда ось приемника совпадает с осями х-х и z-z вертолета по сигналу с диска, вращающемуся вместе со штангой.

Знаки давления дифференциального датчика, рассчитанные по формулам (5.30) и (5.31), будут зависеть от направления движения вертолета (рис. 5.12), полная истинная воздушная скорость вычисляется по ее составляющим как

.

Рис. 5.12. Знаки давления дифференциального датчика в зависимости от направления полета

Знаки давления дифференциального датчика могут быть алгоритмом определения направления движения вертолета.

Представителем всенаправленного измерителя по приведенной выше теории является измеритель фирмы Пейсер Системс (США) с условным названием ЛОРАС. Она состоит из датчика (рис. 5.13), указателя малых скоростей (рис. 5.14) и вычислителя воздушных параметров (не показан), в котором расположен датчик статического давления. На основе давления Рд , получаемого с приемников на штанге, Рст с датчика, расположенного внутри вычислителя и температуры торможения потока воздуха вычисляются следующие параметры: полная истинная воздушная скорость, продольная составляющая истинной воздушной скорости, поперечная составляющая истинной скорости, давление окружающего воздуха, температура наружного воздуха. Масса датчика 2,3 кг, масса вычислителя 5,8 кг, диаметр корпуса датчика 108 мм, радиус штанги датчика 0,34 м, скорость вращения штанги 720 об/мин.