система измерения малых воздушных скоростей вертолета

Формула изобретения

1. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета, содержащая

- установленный на фюзеляже в зоне вихревой колонны несущего винта многоканальный аэрометрический приемник,

- пневмоэлектрические преобразователи, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору,

- выход которого является выходом системы по параметрам вектора истинной воздушной скорости вертолета, отличающаяся тем, что

- аэрометрический приемник выполнен в виде сферического тела, ось которого направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета,

- на верхней поверхности этого сферического тела на оси симметрии выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны,

- симметрично относительно оси симметрии сферического тела в плоскостях, параллельной плоскости симметрии вертолета и ортогональной к ней, выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных выше ортогональных плоскостях,

- в плоскости, ортогональной двум указанным плоскостям, на поверхности сферического тела выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны,

- при этом приемники для забора полного давления соединены проточными пневмоканалами с приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных выше ортогональных плоскостях, содержащими пневмоэлектрические преобразователи перепада давлений, выходы которых для пневмоканалов одинаковых плоскостей соединены дифференциально.

2. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета по п.1, отличающаяся тем, что в качестве пневмоэлектрических преобразователей перепада давлений использованы термоанемометрические преобразователи.

3. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета по п.2, отличающаяся тем, что в качестве термоанемометрических преобразователей использованы дифференциальные термоанемометрические преобразователи, общий вход которых подключен к пневмоканалу приемника полного давления результирующего набегающего воздушного потока, а два других входа - к пневмоканалам приемников давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока в соответствующей плоскости, а выходы дифференциальных термоанемометрических преобразователей соединены дифференциально.

4. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета по п.1, отличающаяся тем, что алгоритм вычисления микропроцессора выполнен согласно уравнениям вида



;



где P₁, P₂ - давления в симметричных точках сферического тела в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета; Р₃, Р₄ - давления в симметричных точках сферического тела в плоскости, ортогональной плоскости симметрии; Р_П - полное давление результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; Р_СТ - статическое давление результирующего набегающего потока вихревой колонны несущего винта вертолета; Т_Т - температура торможения результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, воспринимаемая датчиком, встроенным в приемник полного давления результирующего набегающего потока вихревой колонны.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета.

Известны устройства для измерения высотно-скоростных параметров самолета, реализующие аэрометрический метод измерения. В таких устройствах приемник воздушного давления, установленный в набегающем на самолет воздушном потоке, воспринимает статическое и полное давления набегающего воздушного потока, по которым определяют барометрическую высоту, индикаторную (приборную) и, используя информацию о температуре наружного воздуха, истинную воздушную скорость (Браславский Д.А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1970, 392 с.) [1]. С помощью установленных в набегающем потоке приемников также воспринимают давления, по которым определяют угловое положение вектора истинной воздушной скорости в связанной скоростной системе координат - углы атаки и скольжения (Петунин А.Н. Методы и техника измерения параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972, 392 с.) [2]. Однако применение таких устройств на вертолете позволяет достаточно точно измерить барометрическую высоту и воздушную скорость только при скоростях полета более 70 90 км/час, когда приемники потока выходят за пределы вихревой колонны, создаваемой несущим винтом вертолета и когда обеспечивается помехоустойчивое восприятие и преобразование воспринимаемых воздушных давлений. Диапазон измерения углов атаки и скольжения указанных устройств также ограничен значениями ±30°, в то время как для вертолета рабочими являются полеты вперед-назад, вправо-влево, в ином другом направлении в плоскости рыскания и тангажа, а также полеты в области малых и околонулевых скоростей, и даже на режиме висения.

Для получения информации о высотно-скоростных параметрах в области малых скоростей полета вертолета в известных системах воздушных сигналов (СВС) применяют несколько проточных приемников давления, размещаемых в носовой части фюзеляжа симметрично относительно продольной оси вертолета (Козицин В.К., Макаров Н.Н., Порунов А.А., Солдаткин В.М. Анализ принципов построения систем воздушных сигналов вертолета. // Авиакосмическое приборостроение, 2003, № 10, с.2-13) [3]. Экспериментальные исследования такой СВС, разработанной МПКБ "Восход", показали, что при скоростях полета менее 30 км/час погрешность измерения угла скольжения достигает около ±2°, а при скоростях более 70 км/час, когда носовая часть фюзеляжа вертолета, где установлены проточные приемники, выходит из зоны вихревой колонны, погрешность уменьшается до значений ±0,4°, приемлемых для решения задач управления и пилотирования. Однако одним из основных недостатков такой СВС и способа, реализованного в ней, является ограниченный диапазон измерения по углу скольжения значением =±20° [1].

Известна система воздушных сигналов, которая позволяет получить информацию о параметрах вектора воздушной скорости вертолета и при скоростях полета менее 30 70 км/ч. Известные СВС вертолета типа Lassie, ХМ-143 и СВС-В1 [3] содержит свободно-ориентируемый приемник воздушных давлений, который при малых скоростях полета находится в створе вихревой колонны и ориентируется с помощью пространственного флюгера по направлению вектора результирующего воздушного потока, набегающего на свободно ориентированный приемник. Вектор является суммой вектора воздушной скорости, обусловленного поступательным движением вертолета, и вектора , индуктивной скорости воздушного потока, создаваемого несущим винтом вертолета. В этом случае система уравнений, по которым определяют составляющие V_x, V_y, V_z вектора истинной воздушной скорости , углы атаки и скольжения вертолета имеют вид (Козицин В.К. Алгоритмическое обеспечение систем воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений. // Изв. вузов. Авиационная техника. 2004. № 4. С.52 - 57) [4]:

где i_x, i_z - углы наклона плоскости диска несущего винта; _BK и _BK - углы скоса воздушного потока вихревой колонны относительно осей связанной (скоростной) системы координат.

Однако система на основе свободно ориентированного приемника имеет значительные погрешности определения параметров V_x, V_y, V_z, и вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и особенно околонулевых скоростей из-за погрешностей регистрации углов _BK, _BK положения вихревой колонны из-за малости флюгерного момента, создаваемого пространственным флюгером, из-за наличия трения в кардановом подвесе и нагружения подвижной системы свободно ориентированного приемника. Это также ограничивает значение минимальной рабочей скорости полета, при которой обеспечивается устойчивое измерение параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета. Из-за необходимости передачи воспринимаемых воздушных давлений и преобразования углов ориентации подвижного приемника с помощью пневмоколлектора и сельсинных преобразователей усложняется конструкция системы и снижается надежность ее работы, особенно при возможных резких аэродинамических возмущениях набегающего воздушного потока при стрельбе стрелкового и реактивного вооружения.

За прототип взята система измерения воздушных сигналов вертолета (патент на изобретение № 2307357 от 7.12.2005 г. [4]), в которой для регистрации углов _BK и _BK вихревой колонны несущего винта вертолета используются два неподвижных ортогонально расположенных аэрометрических приемника, трубки полного давления и полости дросселирования статического давления которых соединены с пневмоэлектрическими преобразователями, выходы которых через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору, в котором вычисляются параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых скоростей по уравнениям вида

где а и а - коэффициенты связи боковой V_z и продольной V_x составляющих вектора воздушной скорости вертолета с углами скоса _BK и _BK вихревой колонны несущего винта вертолета в плоскости рыскания и ортогональной с ней плоскости; а_Р - коэффициент связи вертикальной скорости V_y со скоростью изменения дросселированного статического давления.

На фиг.1 приведена компоновка аэрометрического блока из двух неподвижных ортогонально расположенных многоканальных аэрометрических приемников системы - прототип, который устанавливается на фюзеляже вертолета в зоне вихревой колонны несущего винта.

На фиг.2 приведена структурно-функциональная схема системы прототипа.

При работе системы неподвижный проточный многоканальный аэрометрический приемник (фиг.1) в плоскости рыскания выделяет в набегающем на него воздушном потоке вихревой колонны плоскопараллельную воздушную струю, в которой формирует давления, пропорциональные дросселированному статическому давлению Р_ст.т и давления P_i, характеризующие угол скоса плоскопараллельной воздушной струи (потока). С помощью пневмоэлектрических, например, термоанемометрических преобразователей и схем воспринимаемые давления Р_ст.т и P_i преобразуют в электрические сигналы U_i, которые через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь вводятся в микропроцессор. Проточный многоканальный аэрометрический приемник выделяет в набегающем на него воздушном потоке вихревой колонны плоскопараллельную воздушную струю в плоскости, ортогональной плоскости рыскания, в которой формируют и преобразуют в электрические сигналы давления, соответствующие дросселированному статическому давлению Р_ст.т, и давления P_i, характеризующие угол скоса ортогональной плоскопараллельной воздушной струи, которые через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь (фиг.2) вводят в микропроцессор. Микропроцессор обрабатывает введенные электрические сигналы по разработанным алгоритмам, определяет углы положения (скоса) вихревой колонны, по которым вычисляет составляющие вектора воздушной скорости и определяет высотно-скоростные параметры вертолета.

При установке аэрометрического блока, выполненного в виде двух ортогонально расположенных проточных многоканальных аэрометрических приемников, в носовой части фюзеляжа вертолета имеют место два характерных режима обтекания набегающим воздушным потоком.

При скоростях полета более 70 90 км/ч, когда аэрометрический блок находится вне вихревой колонны несущего винта, составляющие вектора воздушной скорости на оси связанной скоростной системы координат определяются в соответствии с системой уравнений вида

где = и = - углы скольжения и атаки вертолета, равные углам скоса плоскопараллельной воздушной струи в плоскости рыскания и воздушной струи в ортогональной с ней плоскости .

Модуль (величина) вектора истинной воздушной скорости вертолета определяется по соотношению

Барометрическая высота Н определяется по информации о величине дросселированного статического давления Р_ст.т, получаемой от многоканальных аэрометрических приемников, по соотношению

где R - газовая постоянная воздуха; Т=Т₀+ Н - температура наружного воздуха; - высотный температурный градиент; Р₀ и Т ₀ - статическое давление и температура на уровне земли.

В области малых скоростей полета, когда аэрометрический блок с проточными многоканальными аэрометрическими приемниками находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета, за меру величин составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета используется угловое положение воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, определяемое углами скоса = и = , которые регистрируются ортогонально расположенными проточными многоканальными приемниками и определяются в соответствии с уравнениями вида (2).

Как показали исследования (Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie. // Jornal of American Helicopter Society, 1983, № 4. p.p.35-43) [5], угловое положение вихревой колонны вертолета при полете на малых скоростях можно представить в виде

где , и a , a - функции и коэффициенты, определяемые по результатам летных испытаний данного типа вертолета.

При этом для каждого значения _BK, находящегося в зоне вихревой колонны, можно определить два значения _{BK max} и _{BK min} определяющих границы углового положения вихревой колонны в ортогональной плоскости. Следовательно, за критерий нахождения аэрометрического блока в зоне вихревой колонны для каждого значения _BK можно использовать условие

При соблюдении этого условия, т.е. при полете вертолета на малых скоростях, алгоритмы определения высотно-скоростных параметров вертолета имеют вид

изменения статического давления.

где а_Р - коэффициент связи вертикальной скорости со скоростью

В случае невыполнения условия (7) вихревая колонна не охватывает планер вертолета и полет осуществляется в режиме, когда аэрометрический блок с многоканальными аэрометрическими приемниками вышел за пределы вихревой колонны.

Выделение с помощью ортогонально расположенных проточных многоканальных аэрометрических приемников двух плоскопараллельных воздушных струй в плоскости рыскания и в ортогональной ей плоскости, формирование в них давлений, характеризующих дросселированное статическое давление в струях, и давления, характеризующие их углы скоса, преобразование давлений в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических, например, термоанемометрических преобразователей и последовательное определение углового положения (углов скоса) вихревой колонны несущего винта и далее параметров вектора истинной воздушной скорости и других воздушных сигналов вертолета позволяет повысить точность измерения высотно-скоростных параметров, расширить рабочие диапазоны по углу атаки и по скорости в области малых и околонулевых скоростей полета.

Однако недостатками рассматриваемой системы измерения малых воздушных скоростей вертолета является существенное усложнение конструкции, увеличение массы и габаритов аэрометрического блока с приемниками, повышение стоимости системы в целом.

Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, заключается в упрощении конструкции, снижении массы и габаритов аэрометрического приемника давлений, снижении стоимости системы измерения малых воздушных скоростей вертолета за счет использования одного аэрометрического приемника давлений, уменьшения числа пневмоэлектрических преобразователей, упрощении структурно-функциональной и электрической схем системы.

Использование предложенной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета позволяет повысить безопасность полета и повысить эффективность решения задач пилотирования и боевого применения, например, точность стрельбы и бомбометания, за счет повышения надежности работы системы, в том числе в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, и обеспечения высокой точности измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.

Технический результат достигается тем, что:

1. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета, содержащей

- установленный на фюзеляже в зоне вихревой колонны несущего винта многоканальный аэрометрический приемник,

- пневмоэлектрические преобразователи, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены к микропроцессору,

- выход которого является выходом системы по параметрам вектора истинной воздушной скорости вертолета, новым является то, что

- аэрометрический приемник выполнен в виде сферического тела, ось которого направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета,

- на верхней поверхности этого сферического тела на оси симметрии выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора полного давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны,

- симметрично относительно оси симметрии сферического тела в плоскостях, параллельной плоскости симметрии вертолета и ортогональной к ней, выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных выше ортогональных плоскостях,

- в плоскости, ортогональной двум указанным плоскостям, на поверхности сферического тела выполнены отверстия, являющиеся приемниками для забора статического давления результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны,

- при этом приемники для забора полного давления соединены проточными пневмоканалами с приемниками для забора давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в указанных выше ортогональных плоскостях, содержащими пневмоэлектрические преобразователи перепада давлений, выходы которых для пневмоканалов одинаковых плоскостей соединены дифференциально.

2. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета в качестве пневмоэлектрических преобразователей перепада давлений использованы термоанемометрические преобразователи.

3. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета в качестве термоанемометрических преобразователей использованы дифференциальные термоанемометрические преобразователи, общий вход которых подключен к пневмоканалу приемника полного давления результирующего набегающего воздушного потока, а два других входа - к пневмоканалам приемников давлений, определяющих угловое положение результирующего набегающего воздушного потока в соответствующей плоскости, а выходы дифференциальных термоанемометрических преобразователей соединены дифференциально.

4. В системе измерения малых воздушных скоростей вертолета алгоритм вычисления микропроцессора выполнен согласно уравнениям вида

; ,

где P₁, P₂ - давления в симметричных точках сферического тела в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета; Р₃, Р₄ - давления в симметричных точках сферического тела в плоскости, ортогональной плоскости симметрии; Р_П - полное давление результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны; P_CT - статическое давление результирующего набегающего потока вихревой колонны несущего винта вертолета; T_T - температура торможения результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, воспринимаемая датчиком, встроенным в приемник полного давления результирующего набегающего потока вихревой колонны.

Сущность изобретения поясняется на фиг.3-6.

На фиг.3 приведена конструктивная схема аэрометрического приемника предлагаемой системы измерения малых воздушных скоростей вертолета в виде сферического тела 1, ось которого направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета. Сферическое тело 1 установлено на штанге 11, закрепленной на фюзеляже вертолета.

На верхней поверхности сферического тела 1 на оси симметрии расположено отверстие (приемник) 2 полного давления Р_П результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета. Симметрично относительно оси симметрии тела 1 в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом ₀₁ расположены отверстия (приемники) 3 и 4 для забора давлений Р₁ и Р₂, определяющие угловое положение ₁ вихревой колонны относительно оси симметрии сферического тела в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета. Симметрично относительно оси симметрии сферического тела 1 в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета, под углом ₀₂ расположены отверстия для забора (приемники) 5 и 6 давлений P₃ и P₄, определяющие угловое положение ₂ вихревой колонны несущего винта в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета. В плоскости, ортогональной двум указанным плоскостям, на поверхности сферического тела 1 по окружности расположены объединенные в общий канал отверстия для забора (приемники) 7 дросселированного статического давления P_CT результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны. Приемники давлений Р_П , P₁, Р₂, Р₃, Р ₄, Р_СТ подключены ко входам пневмоэлектрических преобразователей 8, выходы которых (фиг.4) через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подключены к микропроцессору 14, выход которого является выходом системы по параметрам вектора истинной воздушной скорости вертолета - составляющим V _x, V_y, V_z, модулю , углами атаки и скольжения вертолета. На вход микропроцессор 14 через измерительную схему 10, мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подключен приемник 9 температуры торможения T_T результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, который встроен в приемник 2 полного давления.

В целях дальнейшего уменьшения числа пневмоэлектрических преобразователей (фиг.5) отверстия для забора (приемник) 2 полного давления Р _П соединяются пневмоканалами 14 с отверстиями для забора (приемниками) 3 и 4, 5 и 6 давлений P₁ и P ₂, Р₃ и P₄, определяющих угловые положения ₁ и ₂ вихревой колонны в указанных выше ортогональных плоскостях. При этом в пневмоканалах 14 устанавливаются пневмоэлектрические преобразователи перепадов давлений 15, выходы которых для пневмоканалов одинаковых плоскостей соединены дифференциально, а разность их сигналов через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подается на вход микропроцессора 14.

В целях повышения чувствительности, снижения нижней границы малых рабочих скоростей пневмоканалы 14 выполнены проточными, а в качестве пневмоэлектрических преобразователей перепада давлений 15 использованы термоанемометрические преобразователи. В целях дальнейшего повышения чувствительности и снижения нижней границы малых рабочих скоростей до околонулевой, а также для снижения вероятности засорения отверстий для забора (приемники) давлений P₁ и Р₂ , Р₃ и Р₄ за счет вытекания из них потока воздуха в качестве термоанемометрических преобразователей используют дифференциальные термоанемометрические преобразователи 16 (фиг.6), общий вход которых подключен к пневмоканалу отверстий для забора (приемника) полного давления Р_П , а два других входа - к пневмоканалам отверстий для забора (приемников) давлений P₁ и Р₂ , Р₃ и P₄, определяющих угловые ₁ и ₂ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны в соответствующих плоскостях, а выходы дифференциальных термоанемометрических преобразователей соединены дифференциально, при этом разность их выходных сигналов через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 подается на микропроцессор 14, вычисляющий параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета при малых и околонулевых скоростях полета.

Система измерения малых воздушных скоростей вертолета работает следующим образом.

Неподвижный аэрометрический приемник, выполненный в виде сферического тела 1 (фиг.3), устанавливается на специальной штанге 11, закрепленной на фюзеляже в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета. Ось сферического тела 1 направлена вверх в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, при этом плоскость, проходящая через отверстия для забора (приемники) давлений P₁ и Р₂, параллельна продольной оси вертолета. В плоскости, ортогональной плоскости приемников давлений Р₁ и P₂, расположены отверстия для забора (приемники) давлений Р₃ и Р₄ .

При малых скоростях полета сферическое тело 1 находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета и воспринимает давления Р_П , Р₁, Р₂, Р₃, P ₄, P_CT и температуру T_T . При этом составляющие вектора истинной воздушной скорости вертолета определяются путем восприятия и регистрации указанных параметров и определения углового положения результирующего набегающего воздушного потока, обтекающего сферическое тело 1, относительно связанной с вертолетом системы координат.

Вектор результирующего набегающего воздушного потока, обтекающего сферическое тело 1, является геометрической суммой вектора скорости невозмущенного воздушного потока, обусловленного поступательным движением вертолета, и вектора , скорости индуктивного потока несущего винта, т.е.

Для конкретного места установки аэрометрического приемника в виде сферического тела 1 на фюзеляже вертолета составляющие V_ix, V_iy, V_iz вектора в связанной системе координат можно описать уравнениями вида [4]:

где K_ix, K_iy, K_iz - безразмерные коэффициенты, зависящие от величины (модуля) вектора скорости невозмущенного воздушного потока, равного по величине V=V_B, а также от углов атаки и скольжения вертолета; - модуль вектора скорости индуктивного потока на режиме висения (V=0);, G - текущий вес вертолета; - нормальная перегрузка; _H - плотность невозмущенного воздушного потока на данной высоте Н; F - площадь, сметаемая несущим винтом вертолета; - коэффициент заполнения диска несущего винта; g=9,80665 - ускорение свободного падения.

Величину V скорости и плотность результирующего набегающего воздушного потока можно определить по полному Р_П и статическому Р_СТ давлениям и температуре Т_Т заторможенного результирующего воздушного потока, воспринимаемой приемником температуры торможения, встроенным в приемник полного давления, используя стандартные зависимости по ГОСТ 5212-74 и ГОСТ 4701-81 (ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температура торможения воздуха для скорости от 10 до 4000 км/ч. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1974. - 239 с. [6] и ГОСТ 4701-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1981. - 179 с. [7]):

где параметры, входящие в формулы (11) и (12), имеют размерности в единицах системы СИ.

Используя соотношение (11) по давлениям Р_П , Р_СТ и температуре Т_Т можно определить V и проекции вектора результирующего воздушного потока на оси связанной с вертолетом системы координат как

где ₁ и ₂ - углы, определяющие положение вектора результирующего набегающего потока вихревой колонны относительно плоскостей приемников давлений Р₁, P₂ и Р₃, Р₄.

Используя соотношения, приведенные в работе [2, стр.122], связь давлений P₁ , Р₂ и Р₃, Р₄, воспринимаемых отверстиями для забора (приемниками) 3, 4 и 5, 6 можно представить в виде

Тогда углы ₁ и ₂, определяющие положение вектора результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колоны, будут определяться соотношениями

В соответствии с уравнением , получим уравнения для составляющих V_x, V _y, V_z вектора истинной воздушной скорости вертолета вида

где V определяется по соотношению (11), т.е. V =f₄(Р_П , Р_СТ , Т_Т ).

Как показали исследования (см. Козицин В.К. Система воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Ульяновск. ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения». 2006. - 313 с.[8]), для конкретного места установки аэрометрического приемника давлений на вертолете на каждом из режиме полета по результатам летных испытаний можно определить значения коэффициентов K_ix , K_iy, K_iz с достаточной достоверностью.

Тогда по давлениям Р₁ и Р₂, Р₃ и Р₄, Р_П и Р_СТ и по температуре торможения Т_Т , воспринимаемым неподвижным аэрометрическим приемником в виде сферического тела после их преобразования в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических преобразователей 8, и вводя через мультиплексор 12 и аналого-цифровой преобразователь 13 в микропроцессор 14 параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей, вычисляются в соответствии с уравнениями вида

Следует отметить, что за счет расположения отверстий для забора (приемники) статического давления Р _СТ результирующего набегающего потока по всей окружности сферического тела существенно снижается влияния углового положения вихревой колонны и усредняются пульсации результирующего набегающего воздушного потока.

Таким образом, предлагаемое выполнение неподвижного аэрометрического приемника в виде сферического тела с расположенными на нем отверстиями для забора (приемниками) полного и статического давлений результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны, приемника температуры торможения результирующего потока, отверстий для забора (приемников) давлений, определяющих угловое положение вихревой колонны относительно осей связанной системы координат позволило существенно упростить конструкцию, снизить массу и габариты аэрометрического приемника и системы, снизить стоимость система измерения малых воздушных скоростей вертолета за счет использования одного аэрометрического приемника, уменьшения числа пневмоэлектрических преобразователей, упрощения структурно-функциональной и электрической схем системы, повысить точность измерения и расширить нижнюю границу рабочих скоростей до области околонулевых.

Применение системы измерения малых воздушных скоростей на различных классах вертолетов позволяет повысить безопасность полета, повысить эффективность пилотирования и боевого применения, повысить надежность работы системы в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, повысить точность измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета.