Способ предупреждения самопроизвольного вращения вертолета

Авторы патента:

B64D43/02 - для указания скорости полета или срыва потока

B64C27/82 - отличающиеся наличием вспомогательного несущего винта или реактивного устройства для компенсации реактивного момента несущего винта или изменения направления полета вертолета

B64C19/00 - Способы и устройства для управления летательными аппаратами, не отнесенные к другим группам

Владельцы патента RU 2782038:

Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук (RU)

Изобретение относится к способу предупреждения самопроизвольного вращения вертолета. Для предупреждения самопроизвольного вращения вертолета в режимах «полет» на малых скоростях и «висение» проводят процедуру одновременного измерения скоростей двумя датчиками, измеряют первым приемником воздушной скорости с частотным выходом индуктивную скорость рулевого винта, измеряют вторым приемником воздушной скорости с частотным выходом скорость бокового ветра с разворотом рулевого винта, вычисляют величину отношения выходных частотных сигналов, сравнивают величину отношения с допустимой, подают сигнал пилоту об опасном режиме полета при превышении допустимой величины отношения. Обеспечивается повышение безопасности полета вертолета.

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета авиационной техники, в частности к безопасности полетов гражданской авиации, и предлагается к использованию на вертолетах одновинтовой схемы.

По различным данным на одновинтовых вертолетах в государственной авиации, а также в авиакомпаниях и авиапредприятиях гражданской авиации произошло 235 авиационных происшествий (АП), 42 (18%) из них - по причине попадания вертолетов в самопроизвольное левое вращение.

Известны рекомендации для пилотов, попадающих в режим непроизвольного непреднамеренного левого вращения вертолета (Беличенко И.А. Самопроизвольный разворот // Вертолет.- 2000. - №1. - С. 24-25). Недостатком рекомендаций является необходимость предварительного обучения экипажа одновинтовых вертолетов, либо на тренажерах, либо в реальных полетах, что требует финансового обеспечения и дальнейшей практики летного дела. Кроме того, в настоящее время отсутствуют тренажеры вертолетов, которые могли бы качественно и количественно воспроизводить указанное явление.

Известен способ уменьшения вероятности возникновения непреднамеренного разворота влево одновинтового вертолета - это изменение направления вращения рулевого винта (Никифоров В.А. Методика выбора параметров рулевого винта одновинтового вертолета, соответствующих максимальному коэффициенту весовой отдачи. Вертолеты: Труды ОКБ МВЗ имени М.Л. Миля. Выпуск 3. М., Машиностроение-Полет, 2018, стр. 219-247). Ранее при прежнем направлении вращения (верхняя лопасть рулевого винта движется вперед) вращение рулевого винта, совпадало с направлением циркуляции вихрей от несущего винта при ветре спереди-справа, что приводило к снижению эффективности работы рулевого винта. При изменении направления вращения (верхняя лопасть рулевого винта движется назад) эффективности работы рулевого винта значительно возросла, что позволило улучшить путевую управляемость вертолета одновинтовой схемы на малых скоростях при полете влево и на висении с ветром спереди-справа (5-7 м/с). Недостатком известного предложения является отсутствие информации о направления и скорости бокового ветра, поэтому летчик, не имеющий опыта и знания о непреднамеренном вращении одновинтового вертолета влево, может не успеть предотвратить левое вращение (особенно, если оно возникает на малых высотах при взлетах и посадках) и вертолет может попасть в аварию.

Известен способ автоматического вывода из левого вращения (Dequin А-М, The Myth of Losing Tail Rotor effectiveness. 45^th European Rotorcraft Forum, Warsaw, Poland, 17-20 September. 2019. Paper#17. p. 1-15), принятый за прототип. Использование закона управления по угловой скорости электродистанционной системы управления (ЭДСУ) автоматически определяет команду на скорость разворота и положение педалей, не связанное с шагом рулевого винта. Однако для обеспечения его полноценной работы необходима информация о воздушном потоке, который возникает в районе рулевого винта.

Техническим результатом является получение информации о воздушном потоке в области рулевого винта одновинтового вертолета для оповещения пилота об опасной ситуации, а также данных для работы автопилота или системы автоматического управления на вертолете.

Технический результат достигается тем, что по способу предупреждения самопроизвольного вращении вертолета, характеризующегося тем, что в режимах «полет» на малых скоростях и «висение» проводят процедуру одновременного измерения различных скоростей двумя датчиками, измеряют первым датчиком приемником воздушной скорости с частотным выходом индуктивную скорость рулевого винта, измеряют вторым датчиком приемником воздушной скорости с частотным выходом скорость бокового ветра с разворотом рулевого винта, вычисляют величину отношения выходных частотных сигналов, сравнивают величину отношения с допустимой, подают сигнал пилоту об опасном режиме полета при превышении допустимой величины отношения.

Предупреждение самопроизвольного вращении вертолета проводится по способу первым и вторым датчиками приемниками воздушной скорости с частотным выходом одновременно при работе на различных режимах «полет» и «висение», отличающимся между собой аэродинамическим полем скоростей. В режиме «полет» на малых скоростях совместно с боковым ветром значительное влияние на работу рулевого винта оказывает скос потока несущего винта вертолета, который отсутствует в режиме «висение». Кроме того, указанные режимы отличаются большей величиной индуктивной скорости рулевого винта в режиме «висение», позволяющей компенсировать повышенные значения скорости бокового ветра.

Режим «Полет». Например, в конце выполненного задания в полете вертолет переводят в режим горизонтального полета V_x со снижением по высоте. При скорости V_x≤V_x=10-20 м/с и маневре разворота измеряют совместно с боковым ветром окружную скорость V_z разворота рулевого винта относительно центра тяжести вертолета первым датчиком приемником воздушной скорости с частотным выходом расположенным на рулевой балке. Одновременно с измерением параметров первым датчиком измеряют индуктивную скорость рулевого винта вторым датчиком приемником воздушной скорости с частотным выходом, после этого вычисляют величину отношения полученных от первого и второго датчиков частотных сигналов и сравнивают вычисленную величину отношения с допустимой, подают сигнал пилоту об опасном режиме полета при отношении сигналов выше допустимого.

Первый датчик приемник воздушной скорости с частотным выходом расположен на рулевой балке. Ближе к рулевому винту, для повышения чувствительности измерения окружной скорости V_z разворота самой балки вместе с рулевым винтом относительно центра тяжести вертолета. Величина V_z окружной скорости разворота вместе с ветром считается опасной, когда V_z>5 м/с. При этом частота, вырабатываемая первым датчиком будет, например Гц (уточняется на стенде или в летных испытаниях).

Второй датчик приемник воздушной скорости, расположен на концевой части балки в пространстве диска рулевого винта на радиусе r=0,8 R_рв, где R_рв - радиус рулевого винта, для измерения индуктивной скорости средней по диску скоростей рулевого винта. Превышение величины частоты например Гц, вырабатываемой вторым датчиком считается опасной.

Далее вычисляют величину отношения полученных от первого и второго датчиков частотных сигналов и сравнивают вычисленную величину отношения с допустимой, номинально безопасной для режима «полет» величиной отношения частот по формуле содержащуюся в электронном модуле сравнения. После подтверждения результата сравнения величины отношения частот об опасности подают сигнал пилоту о приближении опасного режима неуправляемое самовращение.

Датчики приемники воздушной скорости, построены на основе струйного автогенератора. В работе измерения набегающий поток V_z проходит в проточный корпус с расположенным внутри трехкаскадным струйным автогенератором, на выходе которого формируются пневматические автоколебания давления воздушной среды. Далее, преобразованный пневмо-электропреобразователем в электрический частотный сигнал после сравнения в электронном модуле сравнения передается в кабину пилота сигналом опасности (звук и свет).

На режиме «висение» при боковом ветре измеряют суммарную величину скорости бокового ветра и скорости разворота первым датчиком приемником воздушной скорости (V_z~≥12 м/с) с частотным выходом (например, ≅120 Гц), одновременно совместно измеряют индуктивную скорость V_и1 рулевого винта вторым датчиком приемником воздушной скорости. Далее вычисляют величину отношения, полученных от первого и второго датчиков частотных сигналов и сравнивают вычисленную величину отношения с допустимой, номинально безопасной для режима «висение» величиной отношения частот по формуле содержащуюся в электронном модуле сравнения. После подтверждения результата сравнения величины отношения частот об опасности подают сигнал пилоту о приближении опасного режима неуправляемое самовращение.

Включение режимов «полет» и «висение» определяется штатным прибором скорости на вертолете.

Предложенным способом получения информации о воздушном потоке в области рулевого винта одновинтового вертолета достигается возможность экстренного оповещения пилота об опасной ситуации и предупреждения самопроизвольного вращении вертолета при адекватных действиях пилота. Также данные, полученные предложенным способом, необходимы для работы автопилота или системы автоматического управления на вертолете.

Способ предупреждения самопроизвольного вращения вертолета, характеризующийся тем, что в режимах «полет» на малых скоростях и «висение» проводят процедуру одновременного измерения различных скоростей двумя датчиками, измеряют первым датчиком-приемником воздушной скорости с частотным выходом индуктивную скорость рулевого винта, измеряют вторым датчиком-приемником воздушной скорости с частотным выходом скорость бокового ветра с разворотом рулевого винта, вычисляют величину отношения выходных частотных сигналов, сравнивают величину отношения с допустимой, подают сигнал пилоту об опасном режиме полета при превышении допустимой величины отношения.

Группа изобретений относится к системе и способу обнаружения и изоляции отказов в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления. Система содержит множество отверстий для отбора давления, расположенных в носовом обтекателе космического летательного аппарата, по меньшей мере три датчика давления, множество модулей интерфейса датчиков, электронные схемы и компьютер управления полетом.

Система предупреждения скольжения // 2759370

Система предупреждения скольжения, установленная на пилотируемом летательном аппарате, содержит пост управления с органами управления, выполненными в том числе в виде педалей управления, обеспечивающих управление летательным аппаратом в канале рыскания, содержит средства активации, включающие в себя по меньшей мере один электронный блок управления, по меньшей мере один источник входного сигнала, а также два вибратора, каждый из которых конструктивно связан с одной из педалей управления и выполненных с возможностью передачи вибрации на одну из ног пилота при превышении пороговой величины боковой составляющей перегрузки или угла скольжения.

Система и способ оценки воздушной скорости летательного аппарата на основании модели накопления данных о погоде. // 2755843

Группа изобретений относится к системе и способу оценки множества параметров воздушной скорости. Система содержит один или более процессоров и память, хранящую данные и программный код, который при его исполнении процессором, приводит к осуществлению способа, заключающегося в том, что принимают множество рабочих параметров, представляющих рабочие режимы летательного аппарата, на основании которых определяют модельное динамическое давление, основанное на установившихся режимах полета, определяют переходное динамическое давление, основанное на экстремальных режимах полета, на основании отклонения температуры и вектора инерционной скорости оценивают устойчивость летательного аппарата определенным образом, на основании которой определяют, находится ли летательный аппарат в экстремальном режиме полета.

Автоматическое управление тягой в полёте // 2734364

Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления тягой в полете, способу управления автоматом тяги летательного аппарата, материальному машиночитаемому носителю. Для автоматического управления тягой в полете вычисляют угол датчика положения рычага управления двигателя определенным образом, управляют рычагом управления двигателем для поддержания предпочтительного режима полета летательного аппарата.

Способ и устройство для защиты максимальной подъемной силы воздушного судна // 2731194

Группа изобретений относится к системе, способу автоматической защиты полета и способу защиты параметра конструкции воздушного судна. Система содержит датчик динамического давления, процессор, поверхность управления для выполнения ограничения коэффициента подъемной силы крыла.

Способ интеллектуальной информационной поддержки экипажа вертолета по высотно-скоростным параметрам и параметрам воздушной среды, окружающей вертолет, и устройство для его осуществления // 2730814

Группа изобретение относится к способу и устройству определения высотно-скоростных параметров вертолета (ВСПВ) и метеорологических параметров воздушной среды, окружающей вертолет (МПВС). Для реализации способа формируют аэрометрическую информацию набегающих, образованных пропульсивными силами вертолета воздушных потоков, а также ветра, обеспечивают интеллектуальную информационную поддержку экипажа по ВСПВ и МПВС для всех этапов и режимов летной эксплуатации вертолета определенным образом, обеспечивая экипаж необходимой информацией.

Устройство для индикации срыва потока и флаттера и контроля технического состояния автомата перекоса вертолета // 2693762

Изобретение относится к области авиации. Устройство содержит волоконно-оптические тензодатчики, размещенные на поверхностях контролируемых невращающихся деталей автомата перекоса вертолета, подключаемые к волоконно-оптическому соединителю, соединенному с помощью волоконно-оптического кабеля с блоком-регистратором, к которому с помощью электрической шины передачи данных подключен размещенный в кабине летчика панельный индикатор срывных явлений.

Система предупреждения сваливания // 2653414

Система предупреждения сваливания содержит датчик угла атаки, средства оповещения, два датчика местных углов атаки, установленные друг от друга на расстоянии не менее 60 % полного размаха крыла, датчики положения элеронов или датчик положения органа управления в поперечном канале, блок управления. Средства оповещения выполнены в виде комбинированного стрелочного индикатора, который содержит корпус с двумя расположенными друг напротив друга секторными шкалами, левую и правую стрелки.

Система воздушных сигналов вертолета // 2651315

Система воздушных сигналов вертолета содержит неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник в виде разнесенных по высоте экранирующих дисков, трубки полного давления, кольцевые каналы с отверстиями, являющимися приемниками дросселированного статического давления, осесимметричный приемник, отверстие - приемники полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, отверстия - приемники для забора давлений, определяющих положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока, камеру статического давления, кожух, пневмопроводы, пневмометрические преобразователи, измерительные преобразователи температуры, электроизмерительную схему, мультиплексор, аналого-цифровой преобразователь, микропроцессор, коммутаторы, термоэлектрические нагревательные элементы, соединенные определенным образом.

Устройство для индикации срыва потока на лопастях несущего винта вертолета // 2629615

Устройство для индикации срыва потока на лопастях вертолета содержит волоконно-оптические датчики с оптическим входом-выходом, закрепленные на поверхностях невращающихся деталей автомата перекоса вертолета, панельный индикатор стадии срыва потока, электрическую шину передачи данных, волоконно-оптический кабель, волоконно-оптический соединитель, блок-регистратор.

Вертолет с системой противовращения // 2766641

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов с системами противовращения. Вертолет (1) включает фюзеляж (2), несущий винт (4), систему (10) противовращения, хвостовую балку (50), соединенную с фюзеляжем (2), киль (6) и хвостовую плоскость (7), выступающую консольно с обеих сторон указанного киля (6).