RU2497718C1 - Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour - Google Patents
Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour Download PDFInfo
- Publication number
- RU2497718C1 RU2497718C1 RU2012112157/11A RU2012112157A RU2497718C1 RU 2497718 C1 RU2497718 C1 RU 2497718C1 RU 2012112157/11 A RU2012112157/11 A RU 2012112157/11A RU 2012112157 A RU2012112157 A RU 2012112157A RU 2497718 C1 RU2497718 C1 RU 2497718C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- helicopter
- landing
- wind speed
- critical
- Prior art date
Links
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
- Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах.The invention relates to safety devices and flight accident prevention single-rotor helicopters at launch and take-off and landing modes.
Известны системы предупреждения критических режимов самолета и других летательных аппаратов, в которых реализуется принцип ограничения характерных для конкретного режима критических параметров полета - угол атаки, число Маха-Маевского, приборная и вертикальная воздушные скорости, вертикальное ускорение (перегрузка) и др. (Солдаткин В.М., «Методы и средства построения бортовых информационно-управляющих систем обеспечения безопасности полета», Казань, Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2004, стр.82-84 - Приложение 1; патенты США №№6917860, G01C 23/00, опубл. 12.07.2005, №6650972, G01C 23/00, опубл. 18.11.2003).There are known warning systems for critical regimes of aircraft and other aircraft, in which the principle of limiting critical flight parameters characteristic of a particular regime is realized - the angle of attack, Mach-Mayevsky number, instrument and vertical airspeeds, vertical acceleration (overload), etc. (Soldatkin V. Moscow, “Methods and means of constructing on-board information and control systems for ensuring flight safety”, Kazan, Kazan Publishing House, State Technical University, 2004, pp. 82-84 - Appendix 1; US patents No. 6917860, G01C 23/00, publ. July 12, 2005, No. 6650972, G01C 23/00, published on November 18, 2003).
С помощью каналов измерения (датчиков) определяются текущие значения характерных критических параметров полета летательного аппарата, которые сравниваются с допустимыми значениями указанных параметров, определяемых в канале формирования эксплуатационных ограничений. Текущие и допустимые значения характерных критических параметров на каждом этапе полета отображаются в канале индикации с помощью автономных индикаторов или на экране системы электронной индикации, формируя экипажу визуальную информацию о приближении к опасным режимам полета летательного аппарата.Using the measurement channels (sensors), the current values of the characteristic critical flight parameters of the aircraft are determined, which are compared with the permissible values of these parameters, which are determined in the channel for the formation of operational limitations. The current and permissible values of the characteristic critical parameters at each stage of the flight are displayed in the display channel using autonomous indicators or on the screen of the electronic display system, forming visual information to the crew about the approach to the dangerous flight modes of the aircraft.
При приближении текущих значений характерных критических параметров полета к границам эксплуатационных ограничений включается в работу канал сигнализации, формируя световые, звуковые или тактильные предупреждающие сигналы экипажу о приближении к границам опасного режима полета. В соответствии с предупреждающими сигналами канала сигнализации экипаж через соответствующие органы управления изменяет параметры движения летательного аппарата, предотвращая опасные и критические режимы полета и возникновение летных происшествий (см., например, заявку Германии №4140943, G01P 1/10, опубл. 17.06.1993, патент США №6608568, B64D 43/02; опубл. 19.08.2003).When the current values of the characteristic critical flight parameters approach the operational limits, the signaling channel is activated, generating light, sound or tactile warning signals to the crew about approaching the boundaries of the dangerous flight mode. In accordance with the warning signals of the signaling channel, the crew, through the appropriate controls, changes the parameters of the aircraft’s movement, preventing dangerous and critical flight conditions and the occurrence of flight accidents (see, for example, German application No. 4140943, G01P 1/10, published on June 17, 1993, U.S. Patent No. 6,608,568, B64D 43/02; publ. 08/19/2003).
В известной системе предупреждения критических режимов вертолета типа СОС-В1-800, взятой за прототип (Макаров Н.Н., «Системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса: теория, проектирование, применение // Под ред. доктора техн. наук В.М. Солдаткина. М.: Машиностроение / Машиностроение - Полет, 2009,. стр.295-298 - Приложение 2), использован принцип ограничения на отдельные критические параметры полета - приборная воздушная скорость, вертикальная скорость, нормальная перегрузка. Влияние других параметров на уровень безопасности полета вертолета, в частности, боковой скорости, углов атаки и скольжения при пространственных маневрах косвенно учитывается в ограничениях, накладываемых на максимальные значения приборной и вертикальной скоростей и нормальную перегрузку.In the well-known system for preventing critical conditions of a helicopter of the type SOS-B1-800, taken as a prototype (Makarov N.N., “Systems for ensuring the safety of functioning of an onboard ergatic complex: theory, design, application // Ed. By Doctor of Engineering Sciences V.M. Soldatkina, Moscow: Mechanical Engineering / Mechanical Engineering - Flight, 2009, pp. 295-298 - Appendix 2), the principle of limitation on individual critical flight parameters was used - instrument airspeed, vertical speed, normal overload. The influence of other parameters on the level of helicopter flight safety, in particular, lateral speed, angle of attack and slip during spatial maneuvers, is indirectly taken into account in the restrictions imposed on the maximum values of instrument and vertical speeds and normal overload.
Аналогично системе предупреждения критических режимов самолета система ограничительных сигналов СОС-В1-800 содержит каналы измерения характерных критических параметров - приборной воздушной скорости, вертикальной скорости и нормальной перегрузки, канал формирования допустимых значений критических параметров (эксплуатационных ограничений), канал индикации текущих и допустимых значений критических параметров и канал сигнализации, предупреждающий экипаж о приближении к опасным режимам полета.Similar to the aircraft critical warning system, the SOS-B1-800 restrictive signal system contains channels for measuring characteristic critical parameters - instrument airspeed, vertical speed and normal overload, a channel for generating permissible values of critical parameters (operational limitations), a channel for indicating current and permissible values of critical parameters and an alarm channel warning the crew of approaching dangerous flight modes.
Система ограничительных сигналов СОС-В1-800 обеспечивает формирование экипажу вертолета предупреждающих сигналов о превышении максимально допустимой вертикальной перегрузки, об опасном сочетании вертикальной скорости, боковой и продольной составляющих вектора воздушной скорости и об опасности попадания в режим «вихревого кольца», о превышении максимально допустимой приборной скорости. При этом информация о приближении к границам допустимых эксплуатационных режимов выдается как по каналу предупреждающей сигнализации, так и через средства канала индикации.The system of restrictive signals SOS-B1-800 ensures the formation of warning signals to the helicopter crew about exceeding the maximum permissible vertical overload, about a dangerous combination of vertical speed, lateral and longitudinal components of the airspeed vector and about the danger of getting into the "vortex ring" mode, about exceeding the maximum allowable instrument speed. At the same time, information on approaching the boundaries of permissible operating modes is issued both through the warning signal channel and through the means of the display channel.
Использование системы предупреждения критических режимов вертолета типа СОС-В1-800 позволяет предотвратить такие опасные режимы полета вертолета как «подхват вертолета», возникающий вследствие срыва потока на лопастях несущего винта при больших вертикальных (нормальных) ускорениях, режим «вихревого кольца» при снижении вертолета по вертикальной траектории при неблагоприятных сочетаниях вертикальной скорости, боковой и продольной составляющих вектора воздушной скорости, на предельных режимах по максимальной приборной воздушной скорости, когда также возможны срывы потока с лопасти или потеря аэродинамической устойчивости несущего винта (см. также патент РФ №2352914, G01M 17/00, опубл. 20.04.2009).Using the system of warning critical modes of the helicopter type SOS-B1-800 allows you to prevent such dangerous flight modes of the helicopter as the "pickup of the helicopter" that occurs due to flow disruption on the rotor blades at large vertical (normal) accelerations, the "vortex ring" mode when reducing the helicopter vertical trajectory with unfavorable combinations of vertical speed, lateral and longitudinal components of the airspeed vector, at limiting modes at the maximum instrumental airspeed spine when also possible breakdowns stream with loss of the blade or wind resistance of the rotor (see. also Russian patent №2352914, G01M 17/00, publ. 20.04.2009).
Однако такая система предупреждения критических режимов не обеспечивает безопасную эксплуатацию одновинтовых вертолетов и предотвращение летных происшествий на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и при посадке, на режимах снижения и висения, т.е. на стартовых и взлетно-посадочных режимах.However, such a critical warning system does not ensure the safe operation of single-rotor helicopters and the prevention of flying accidents in the parking lot, during taxiing and maneuvering on the earth's surface, during takeoff and landing, in lowering and hovering modes, i.e. at launch and takeoff and landing modes.
По данным Межгосударственного авиационного комитета (МАК), около 20…25% летных происшествий одновинтовых вертолетов, например, Ми-8 и его модификаций связаны с опрокидыванием вертолета на бок, соударением несущего винта с земной поверхностью и с хвостовой балкой, соударением рулевого винта с поверхностью стартовой или взлетно-посадочной площадки при превышении установленных Руководством по летной эксплуатации (РЛЭ) ограничений по скорости и направлению ветра, по продольной и боковой составляющим вектора скорости ветра, по углам крена и тангажа. Это происходит вследствие отсутствия информации о пространственной ориентации вертолета на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и при посадке, на режимах снижения и висения.According to the Interstate Aviation Committee (IAC), about 20 ... 25% of flight accidents of single-rotor helicopters, for example, Mi-8 and its modifications, are associated with the helicopter tipping over onto its side, the rotor striking the Earth’s surface and the tail boom, and the tail rotor colliding with the surface launch or landing pad when exceeding the limits established by the Flight Operation Manual (RLE) for wind speed and direction, for the longitudinal and lateral components of the wind speed vector, for roll angles and t Angage. This is due to the lack of information about the spatial orientation of the helicopter in the parking lot, during taxiing and maneuvering along the earth's surface, during take-off and landing, in lowering and hovering modes.
Это определяет необходимость применения на одновинтовых вертолетах стартовой системы предупреждения критических режимов, обеспечивающей информационную поддержку экипажа для безопасности эксплуатирования вертолета на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах при воздействии различных неблагоприятных факторов: опасные значения скорости и направления ветра, опасные значения продольной и боковой составляющих вектора скорости ветра, опасные углы наклона стояночной и взлетно-посадочной площадок, опасные углы крена и тангажа вертолета, неопределенность фактической траектории взлета, снижения и посадки, с последующим определением допустимых по критерию безопасности эксплуатационных ограничений на указанные критические параметры движения вертолета и формированием предупреждающей сигнализации экипажу о приближении к границам эксплуатационных режимов вертолета.This determines the necessity of using the critical warning system on single-rotor helicopters, providing crew information support for the safe operation of the helicopter in the parking lot, launch and take-off and landing modes under the influence of various adverse factors: dangerous values of wind speed and direction, dangerous values of the longitudinal and lateral components of the vector wind speeds, dangerous angles of inclination of the parking and runway, dangerous angles of pitch and pitch altitude, uncertainty of the actual trajectory of take-off, descent and landing, with the subsequent determination of operational limitations acceptable for the safety criterion for the specified critical parameters of the helicopter's movement and the formation of a warning signal to the crew about approaching the boundaries of the helicopter's operating conditions.
Основными задачами стартовой системы предупреждения критических режимов одновинтового вертолета являются:The main tasks of the start-up system for warning critical modes of a single-rotor helicopter are:
1) На стоянке вертолета до запуска силовой установки и раскрутки трансмиссии:1) In the parking lot of the helicopter before the launch of the power plant and the promotion of the transmission:
- измерение следующих аэрометрических параметров: скорости и направления ветра относительно продольной оси вертолета; боковой и продольной составляющей вектора скорости ветра; температуры наружного воздуха и атмосферного давления на уровне стоянки или вертолетной взлетно-посадочной площадки (ВВПП), по которым определяется барометрическая высота площадки;- measurement of the following aerometric parameters: wind speed and direction relative to the longitudinal axis of the helicopter; lateral and longitudinal component of the wind speed vector; outdoor temperature and atmospheric pressure at the level of the parking lot or helicopter take-off and landing site (VVPP), which determines the barometric height of the site;
- измерение следующих параметров пространственной угловой ориентации: начальные (стояночные) углы крена и тангажа вертолета с учетом углов наклона ВВПП относительно плоскости горизонта, твердости грунта, просадки амортизаторов стоек шасси и давления в колесах;- measurement of the following parameters of spatial angular orientation: initial (parking) angles of heel and pitch of the helicopter taking into account the inclination angles of the runway relative to the horizon plane, soil hardness, subsidence of the shock absorbers of the landing gear and pressure in the wheels;
- автоматическое определение допустимых сочетаний текущих значений указанных аэродинамических параметров и параметров пространственной угловой ориентации;- automatic determination of permissible combinations of current values of the indicated aerodynamic parameters and spatial angular orientation parameters;
- выдачу предупреждающей или даже аварийной сигнализации (визуальной и звуковой) при приближении параметров стояночного режима к границам летных ограничений, указанных в РЛЭ вертолета.- issuing a warning or even an alarm (visual and audible) when approaching the parameters of the parking mode to the boundaries of flight restrictions specified in the flight manual of the helicopter.
2) На стоянке при запуске силовой установки и раскрутки трансмиссии обеспечивать:2) In the parking lot at the start of the power plant and the promotion of the transmission ensure:
- измерение текущих значений углов крена и тангажа с учетом дополнительной просадки шасси в малопрочный грунт;- measurement of the current values of the angle of heel and pitch, taking into account the additional subsidence of the chassis in low-strength soil;
- измерение скорости и направления ветра, боковой и продольной составляющих вектора скорости ветра, температуры наружного воздуха и атмосферного давления в условиях значительных искажений, вносимых воздушными потоками винта;- measurement of wind speed and direction, lateral and longitudinal components of the wind speed vector, outdoor temperature and atmospheric pressure under conditions of significant distortion introduced by the air flows of the propeller;
- определение допустимых значений углов крена и тангажа с учетом величины и направления скорости ветра;- determination of acceptable values of the angle of heel and pitch, taking into account the magnitude and direction of the wind speed;
- выработку предупреждающей и аварийной сигнальной информации при достижении характерных критических параметров летных ограничений, указанных в РЛЭ вертолета.- development of warning and emergency signaling information upon reaching the characteristic critical parameters of flight restrictions specified in the RLE of the helicopter.
3) В процессе руления и маневрирования по земной поверхности обеспечивать:3) In the process of taxiing and maneuvering on the earth's surface, ensure:
- измерение боковой и продольной составляющей вектора скорости ветра;- measurement of the lateral and longitudinal components of the wind speed vector;
- измерение текущей скорости руления (движения) по ВВПП;- measurement of the current speed of taxiing (movement) along the runway;
- измерение текущих значений углов крена и тангажа;- Measurement of current values of roll and pitch angles;
- определение допустимых значений углов крена и тангажа в зависимости от тяги несущего винта, отклонения ручки циклического шага, скорости руления, скорости и направления ветра;- determination of the acceptable values of the roll and pitch angles depending on the thrust of the rotor, the deviation of the handle of the cyclic pitch, taxiing speed, wind speed and direction;
- формирование предупреждающей и аварийной сигнализации при достижении характерных критических параметров летных ограничений, установленных РЛЭ вертолета.- the formation of warning and alarm when the characteristic critical parameters of the flight restrictions established by the RLE of the helicopter are reached.
4) На режиме висения обеспечивать:4) In the hover mode, ensure:
- измерение боковой и продольной составляющих вектора истинной воздушной скорости, определяющих величину и направление вектора скорости ветра с учетом скорости продольного и бокового смещения вертолета относительно ВВПП;- measurement of the lateral and longitudinal components of the true airspeed vector, determining the magnitude and direction of the wind velocity vector, taking into account the speed of the longitudinal and lateral displacement of the helicopter relative to the runway;
- измерение продольной и боковой скорости смещения вертолета относительно земной поверхности;- measurement of the longitudinal and lateral displacement speed of the helicopter relative to the earth's surface;
- измерение углов крена и тангажа вертолета;- measurement of the angles of roll and pitch of the helicopter;
- измерение угловой скорости вращения вертолета относительно вертикальной оси;- measurement of the angular velocity of rotation of the helicopter relative to the vertical axis;
- определение допустимых значений указанных характерных критических параметров вертолета;- determination of permissible values of the specified characteristic critical parameters of the helicopter;
- Формирование предупреждающей сигнализации при достижении углов крена и тангажа в зависимости от высоты висения и угловой скорости вращения вертолета, боковой и продольной составляющих вектора скорости ветра летных ограничений, установленных РЛЭ вертолета;- The formation of a warning signal when the roll and pitch angles are reached, depending on the height of the hover and the angular speed of rotation of the helicopter, lateral and longitudinal components of the wind speed vector of the flight restrictions established by the RLE of the helicopter;
- Формирование предупреждающей сигнализации о превышении темпа выбора общего шага несущего винта установленного РЛЭ ограничений.- Formation of a warning signal about exceeding the rate of selection of the total pitch of the rotor of the established RLE restrictions.
5) На режиме снижения обеспечивать:5) In the reduction mode, ensure:
- Измерение углов крена и тангажа и отображение траектории снижения вертолета относительно плоскости истинного горизонта;- Measurement of roll and pitch angles and display of the helicopter descent path relative to the plane of the true horizon;
- Формирование предупреждающей сигнализации о превышении вертикальной скорости снижения при заходе на посадку допустимых значений, установленных РЛЭ вертолета.- Formation of a warning signal about exceeding the vertical speed of descent when approaching the permissible values established by the RLE of the helicopter.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении уровня безопасности эксплуатации и предотвращения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и на посадке, на режимах снижения и висения за счет информационной поддержки экипажа по предупреждению критических режимов, связанных с превышением летных ограничений, установленных Руководством по летной годности вертолета на скорость и направление ветра, на углы крена и тангажа на стоянке и указанных стартовых и взлетно-посадочных режимах.The technical result, the invention is aimed at, is to increase the level of operational safety and to prevent flight accidents of single-rotor helicopters in the parking lot, during taxiing and maneuvering on the earth's surface, during takeoff and landing, in lowering and hovering modes due to information support of the crew on warning critical conditions associated with exceeding flight restrictions established by the Helicopter Airworthiness Manual for wind speed and direction, roll angles and drywall parked and said starting and landing modes.
Технический результат достигается тем, что в стартовой системе предупреждения критических режимов одновинтового вертолета, содержащей канал измерения, канал формирования эксплуатационных ограничений, канал индикации, канал сигнализации канал измерения включает аэрометрический канал определения величины, направления и составляющих вектора скорости ветра, спутниковый канал позиционирования и канал определения пространственного углового положения вертолета, при этом канал формирования эксплуатационных ограничений включает каналы определения допустимых значений углов крена и тангажа, скорости и направления ветра, продольной и боковой составляющих вектора скорости ветра на стоянке, на стартовых и взлетно-посадочных режимах, а каналы индикации и сигнализации включают соответственно каналы отображения текущих и допустимых значений критических параметров эксплуатационных ограничений на стартовых и взлетно-посадочных режимах.The technical result is achieved by the fact that in the start-up warning system for critical modes of a single-rotor helicopter containing a measurement channel, a channel for generating operational limitations, an indication channel, a signaling channel, the measurement channel includes an aerometric channel for determining the magnitude, direction and components of the wind speed vector, satellite positioning channel and determination channel spatial angular position of the helicopter, while the channel for the formation of operational limitations includes channels determining the acceptable values of the roll and pitch angles, the wind speed and direction, the longitudinal and lateral components of the wind speed vector in the parking lot, at the launch and take-off and landing modes, and the indication and signaling channels include, respectively, channels for displaying the current and allowable values of the critical parameters of operational limitations at the launch and takeoff and landing modes.
Сущность изобретения поясняется фиг.1 - структурно-функциональная схема стартовой системы предупреждения критических режимов одновинтового вертолета,The invention is illustrated in figure 1 - structural-functional diagram of the starting system for warning critical modes of single-rotor helicopter,
где I - канал определения пространственного углового положения;where I is the channel for determining the spatial angular position;
II - аэрометрический канал определения величины, направления и составляющих вектора скорости ветра;II - aerometric channel for determining the magnitude, direction and components of the wind speed vector;
III - спутниковый канал позиционирования;III - satellite positioning channel;
IV - канал информационной поддержки экипажа;IV - crew information support channel;
аbut
1 - блок акселерометров;1 - block accelerometers;
2 - блок датчиков угловой скорости;2 - block of angular velocity sensors;
3 - блок магнитометров;3 - block magnetometers;
4 - блок преобразования;4 - conversion unit;
5 - процессор;5 - processor;
6 - датчик воздушных сигналов;6 - air signal sensor;
7 - блок преобразования;7 - conversion unit;
8 - процессор;8 - processor;
9 - приемник спутниковой навигационной системы (СНС);9 - receiver of satellite navigation system (SNA);
10 - канал индикации текущих и допустимых значений критических параметров;10 - channel display current and permissible values of critical parameters;
11 - канал формирования эксплуатационных ограничений;11 - channel for the formation of operational limitations;
12 - канал сигнализации;12 - signaling channel;
Канал I определения пространственного углового положения включает блок 1 акселерометров, блок 2 датчиков угловой скорости и блок 3 магнитометров, которые измеряют составляющие a x, a y, a z вектора
Аэрометрический канал II определения величины, направления и составляющих вектора скорости ветра включает датчик воздушных сигналов 6, выходные сигналы которого поступают в блок 7 преобразования и далее в процессор 8, на выходе которого формируются выходные сигналы по величине W и углу ψ направления ветра, продольной Wx и боковой Wz составляющих вектора скорости
Для повышения точности и расширения нижней границы измерения параметров вектора скорости ветра датчик воздушных сигналов 6 аэрометрического канала может быть выполнен на основе неподвижного комбинированного аэрометрического приемника (например, см. патент РФ №2427844, G01P 5/14, опубл. 27.08.2011).To improve the accuracy and expand the lower boundary of the measurement of the parameters of the wind speed vector, the air signal sensor 6 of the aerometric channel can be made on the basis of a fixed combined aerometric receiver (for example, see RF patent No. 2427844, G01P 5/14, published on 08.27.2011).
Спутниковый канал III позиционирования включает приемник 9 СНС, регистрирующий местоположение
Выходные сигналы канала определения пространственного углового положения, аэрометрического и спутникового каналов измерения подаются в канал IV информационной поддержки экипажа, который включает канал 10 индикации текущих и допустимых значений критических параметров, канал 11 формирования эксплуатационных ограничений и канал 12 сигнализации.The output signals of the channel for determining the spatial angular position, aerometric and satellite measurement channels are supplied to channel IV of the crew information support, which includes channel 10 for displaying the current and permissible values of critical parameters, channel 11 for generating operational restrictions, and channel 12 for signaling.
Стартовая система работает следующим образом.The starting system works as follows.
Выходные сигналы канала IV информационной поддержки экипажа через средства индикации, световой и звуковой сигнализации предупреждают экипаж о приближении к границам эксплуатационных режимов полета вертолета на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах, установленных Руководством по летной эксплуатации вертолета.The output signals of channel IV of the crew’s information support through the indicating, light and sound alarms warn the crew about approaching the boundaries of the helicopter’s operational flight modes in the parking lot, launch and take-off and landing modes established by the Helicopter’s Flight Operation Guide.
В частности. Руководство по летной эксплуатации вертолета класса Ми-8 накладывает следующие ограничения на параметры стоянки, стартовых и взлетно-посадочных режимов:In particular. The flight manual for the Mi-8 class helicopter imposes the following restrictions on the parameters of the parking, launch and take-off and landing modes:
1) На стоянке угол наклона вертолетной взлетно-посадочной площадки в направлении взлета и посадки не должен превышать допустимого значения ϑ0 доп=5 угл. град., угол наклона в поперечном направлении - значения γ0 доп=3 угл. град.1) In the parking lot, the angle of inclination of the helipad in the direction of take-off and landing should not exceed the permissible value ϑ 0 extra = 5 ang. hail., the angle of inclination in the transverse direction - values γ 0 add = 3 ang. hail.
Боковая составляющая Wz вектора скорости ветра, действующая под углом 90 угл. град. к продольной оси вертолета, не должна превышать допустимого значения
В процессе запуска силовой установки и раскрутки трансмиссии углы крена γ и тангажа ϑ вертолета также не должны превышать значений γ0 доп и ϑ0 доп, установленных РЛЭ вертолета.During the launch of the power plant and the promotion of the transmission, the angles of heel γ and pitch ϑ of the helicopter should also not exceed the values of γ 0 extra and ϑ 0 additional established by the RLE of the helicopter.
2) При рулении и маневрировании вертолета по земной поверхности углы крена γ и тангажа ϑ не должны превышать предельно-допустимых значений γПР и ϑПР, которые зависят от скорости руления Vp, углов γ0, ϑ0 наклона ВВПП, величины W и угла ψ направления вектора скорости ветра, тяги PНВ и PРВ несущего и рулевого винтов, положения xЦШ ручки циклического шага, т.е.2) When taxiing and maneuvering the helicopter over the earth's surface, the heel angles γ and pitch ϑ must not exceed the maximum permissible values γ PR and ϑ PR , which depend on the taxi speed V p , angles γ 0 , ϑ 0 of the runway inclination, W value and angle ψ of the direction of the wind speed vector, thrust P НВ and P РВ of the main and tail rotors, position x ЦС of the handle of the cyclic step, i.e.
В процессе руления и маневрирования вертолета по земной поверхности боковая Wz и продольная Wx составляющие вектора скорости ветра не должны превышать стояночных ограничений, установленных РЛЭ, т.е.In the process of taxiing and maneuvering the helicopter over the earth's surface, the lateral W z and longitudinal W x components of the wind speed vector should not exceed the parking restrictions established by the RLE, i.e.
3) При взлете и посадке вертолета ограничения вида (1) и (2) дополняются ограничениями на допустимую взлетную массу mдоп, зависящую от величины W и направления ψ вектора скорости ветра (или от Wx и Wz) и способа взлета (посадки) - по вертолетному (без разбега) или по самолетному (с разбегом).3) During take-off and landing of a helicopter, restrictions of the form (1) and (2) are supplemented by restrictions on the allowable take-off mass m extra , depending on the value of W and the direction ψ of the wind speed vector (or on W x and W z ) and the method of take-off (landing) - by helicopter (without take-off) or by plane (with take-off).
4) На режиме снижения вертикальная скорость снижения Vy сн вертолета не должна превышать допустимого значения Vy сн доп, которое зависит от относительной высоты полета HОТ, т.е.4) In the reduction mode, the vertical speed of reduction of the helicopter V y sn should not exceed the permissible value V y sn extra , which depends on the relative flight height H FR , i.e.
5) На режиме висения текущие значения угла крена γ(t) и угла тангажа ϑ(t) вертолета не должны превышать допустимых летных ограничений по крену γл огр и тангажу ϑл огр, которые зависят от высоты висения H и угловой скорости ωy вращения вертолета относительно вертикальной оси, т.е.5) In the hover mode, the current values of the angle of heel γ (t) and the pitch angle ϑ (t) of the helicopter should not exceed the allowable flight restrictions for the roll γ l ogre and pitch ϑ l ogre , which depend on the height of hover H and the angular velocity ω y of rotation helicopter relative to the vertical axis, i.e.
При работе стартовой системы предупреждения критических режимов одновинтового вертолета канал I пространственной угловой ориентации, аэрометрический канал II определения величины, направления и составляющих вектора скорости ветра и спутниковый канал III позиционирования измеряют текущие значения характерных критических параметров вертолета на стоянке, при рулении, и маневрировании по земной поверхности, на взлете и при посадке, на режимах снижения и висения.When the start system for warning critical regimes of a single-rotor helicopter is operating, channel I of spatial angular orientation, air channel II for determining the magnitude, direction, and components of the wind speed vector and satellite channel III for positioning measure the current values of the characteristic critical parameters of the helicopter parked, during taxiing, and maneuvering along the earth's surface , on takeoff and landing, on the modes of lowering and hovering.
При этом канал I с помощью блоков акселерометров 1, блока датчиков угловой скорости 2 и блока магнитометров 3 измеряет составляющие a x, a y, a z, вектора
Датчик 6 воздушных сигналов аэрометрического канала II воспринимает параметры вектора скорости
Спутниковый канал III позиционирования с помощью приемника 9 СНС определяет скорость руления Vр и скорости VCX, VCY продольного и бокового смещения вертолета относительно вертолетной взлетно-посадочной полосы, которые также подаются в аэрометрический канал.The satellite channel III positioning using the receiver 9 SNA determines the taxi speed V p and the speed V CX , V CY longitudinal and lateral displacement of the helicopter relative to the helicopter runway, which are also fed into the air channel.
Выходные сигналы каналов пространственного углового положения, аэрометрического и спутникового каналов измерения подаются в канал IV информационной поддержки экипажа, где в канале индикации отображаются текущие и допустимые значения характерных критических параметров на старте, стартовых и взлетно-посадочных режимах. При этом допустимые значения критических параметров вычисляются в канале 11 формирования эксплуатационных ограничений и также подаются в канал 10 индикации и в канал 12 сигнализации. По каналам 10 и 12 (индикации и сигнализации) экипажу выдается визуальная, световая и звуковая предупреждающая информация о приближении к границам эксплуатационных режимов, установленных Руководством по летной эксплуатации вертолета.The output signals of the channels of the spatial angular position, aerometric and satellite measurement channels are fed to channel IV of the crew information support, where the current and allowable values of the characteristic critical parameters at launch, launch and take-off and landing modes are displayed in the display channel. In this case, the permissible values of the critical parameters are calculated in the channel 11 of the formation of operational limitations and also served in the channel 10 of the display and channel 12 of the alarm. On channels 10 and 12 (indications and alarms), the crew is given visual, light and sound warning information about the approach to the boundaries of the operating modes established by the Helicopter Flight Operation Guide.
В соответствии с поступившей информацией экипаж принимает решение по управлению вертолета на данном режиме для уменьшения значения параметра движения, приближающегося к эксплуатационным ограничениям, установленным Руководством по летной эксплуатации вертолета, предотвращая возникновение авиационного происшествия и обеспечивая регламентируемый уровень безопасности на текущем режиме.In accordance with the information received, the crew makes a decision to control the helicopter in this mode to reduce the value of the motion parameter, approaching the operational limits established by the Helicopter’s Flight Operation Manual, preventing the occurrence of an accident and ensuring a regulated level of safety in the current mode.
На стоянке до запуска силовой установки и раскрутки трансмиссии многоканальный проточный аэрометрический приемник 13 воспринимает параметры вектора скорости
Давления PПΣ, PСТΣ, P1Σ и P2Σ, P3Σ и P4Σ преобразуются в блоке 7 преобразования (Фиг.1) в цифровые сигналы, которые поступают на вход процессора 8.The pressures P PΣ , P CTΣ , P 1Σ and P 2Σ , P 3Σ and P 4Σ are converted in the conversion unit 7 (Figure 1) into digital signals that are input to the processor 8.
В процессоре в соответствии с алгоритмами, раскрытыми в патенте РФ №2427844, G01P 5/14, опубл. 27.08.2011, вычисляются продольная Wx и боковая Wz составляющие вектора скорости
Предложенная стартовая система предупреждения критических режимов одновинтового вертолета повышает уровень безопасности при его эксплуатации на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и на посадке, на режимах снижения и висения за счет информационной поддержки экипажа.The proposed start-up system for warning critical regimes of a single-rotor helicopter increases the level of safety during its operation in the parking lot, during taxiing and maneuvering on the earth's surface, during takeoff and landing, in lowering and hovering modes due to information support of the crew.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012112157/11A RU2497718C1 (en) | 2012-03-30 | 2012-03-30 | Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012112157/11A RU2497718C1 (en) | 2012-03-30 | 2012-03-30 | Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012112157A RU2012112157A (en) | 2013-10-10 |
RU2497718C1 true RU2497718C1 (en) | 2013-11-10 |
Family
ID=49302539
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012112157/11A RU2497718C1 (en) | 2012-03-30 | 2012-03-30 | Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2497718C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2539621C1 (en) * | 2014-03-05 | 2015-01-20 | Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method to decrease rotor angle of attack at pre-landing manoeuvres of single rotor helicopter (versions) |
RU2762522C1 (en) * | 2021-06-11 | 2021-12-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро "Авиаавтоматика" | Integrated system for data recording, diagnostics of the technical and physical state of the "man-machine" complex |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6608568B1 (en) * | 1998-05-15 | 2003-08-19 | Deep Blue Technology Ag | Device for generating a warning signal, especially for helicopters |
US6650972B1 (en) * | 2000-05-26 | 2003-11-18 | Aerotech Research (U.S.A.), Inc. | Estimation, transmission, receipt, and presentation of vehicle specific environmental conditions and hazards information |
RU2352914C1 (en) * | 2007-11-16 | 2009-04-20 | Владимир Борисович Живетин | Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation |
RU2427844C1 (en) * | 2010-03-09 | 2011-08-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Helicopter air data system |
-
2012
- 2012-03-30 RU RU2012112157/11A patent/RU2497718C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6608568B1 (en) * | 1998-05-15 | 2003-08-19 | Deep Blue Technology Ag | Device for generating a warning signal, especially for helicopters |
US6650972B1 (en) * | 2000-05-26 | 2003-11-18 | Aerotech Research (U.S.A.), Inc. | Estimation, transmission, receipt, and presentation of vehicle specific environmental conditions and hazards information |
US6917860B1 (en) * | 2000-05-26 | 2005-07-12 | Aerotech Research (Usa), Inc. | Transmission, receipt, and presentation of vehicle specific environmental conditions and hazards information |
RU2352914C1 (en) * | 2007-11-16 | 2009-04-20 | Владимир Борисович Живетин | Aeromechanical method for measurement of helicopter inflight condition parameters and device for its realisation |
RU2427844C1 (en) * | 2010-03-09 | 2011-08-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Helicopter air data system |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2539621C1 (en) * | 2014-03-05 | 2015-01-20 | Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method to decrease rotor angle of attack at pre-landing manoeuvres of single rotor helicopter (versions) |
RU2762522C1 (en) * | 2021-06-11 | 2021-12-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро "Авиаавтоматика" | Integrated system for data recording, diagnostics of the technical and physical state of the "man-machine" complex |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012112157A (en) | 2013-10-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2730814C2 (en) | Method for intelligent information support of helicopter crew on altitude and speed parameters and parameters of air environment surrounding helicopter, and device for implementation thereof | |
RU2497175C1 (en) | Flight display system and cognitive flight display for single-rotor helicopter | |
US10358232B2 (en) | Detecting that a rotorcraft is approaching a vortex domain, and signaling that detection | |
US10429856B2 (en) | Safe takeoff system | |
US20090089006A1 (en) | Method and a device for detecting and signaling that a rotorcraft is approaching the vortex domain | |
CN110174840B (en) | Optimizing climb performance during takeoff with variable initial pitch target | |
EP2908303A1 (en) | System for providing landing exceedance warnings and avoidance | |
RU2013126754A (en) | ON-BOARD CREW INFORMATION SUPPORT SYSTEM AND COGNITIVE FLIGHT INFORMATION SUBMISSION STAGE ON THE TAKEOFF MULTI-MOTOR AIRCRAFT STAGE | |
EP3477261B1 (en) | Flight instrument warning display | |
US20100305784A1 (en) | Embedded Ground Proximity Warning System for Helicopters | |
JP3201100U (en) | Multi-rotor variable pitch helicopter | |
US11181934B1 (en) | Systems and methods for predicting ground effects along a flight plan | |
US9329045B2 (en) | Method for determining a result path of an aircraft, associated device and computer program product | |
Nicolosi et al. | Flight tests, performances, and flight certification of a twin-engine light aircraft | |
US20160351060A1 (en) | Method and a system for assisting piloting to avoid an obstacle with a rotorcraft | |
US10036651B2 (en) | Electronic device and method for aiding the piloting of an aircraft, with calculation and display of at least a roll margin, related computer program product | |
RU2497718C1 (en) | Starting system to warn about single-rotor helicopter critical behaviour | |
RU122983U1 (en) | LAUNCH SYSTEM FOR CRITICAL MODES OF A SINGLE SCREW HELICOPTER | |
RU155825U1 (en) | ON-BOARD SYSTEM FOR MEASURING THE PARAMETERS OF THE WIND SPEED VECTOR AT THE PARKING, STARTING AND TAKEOFF AND LANDING MODES | |
CN105292472A (en) | Multi-purpose flexible-wing unmanned aerial vehicle | |
RU168214U1 (en) | Strap-on integrated inertial heading vertical | |
RU2587389C1 (en) | Onboard system of measuring parameters of wind velocity vector at station, takeoff and landing helicopter | |
RU2592705C2 (en) | Onboard system for measuring parameters of wind velocity vector during parking, takeoff and landing of helicopter | |
Soldatkin et al. | A starting system of warning the critical conditions for a single-rotor helicopter | |
RU2439584C1 (en) | On-board system of information support to helicopter crew |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200331 |