Теоретические основы построения, разработка и экспериментальные исследования системы воздушных сигналов вертолета с неподвижным многофункциональным аэрометрическим приемником Текст научной статьи по специальности «Электротехника, электронная техника, информационные технологии»

Soldatkin Vladimir Mihailovich, doctor of technical sciences, professor, head of chair, w-soldatkin@,mail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI

УДК 629.7.05.67; 629.7.054.44

ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ, РАЗРАБОТКА И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ ВЕРТОЛЕТА С НЕПОДВИЖНЫМ

МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫМ АЭРОМЕТРИЧЕСКИМ

ПРИЕМНИКОМ

В.В. Солдаткин

Рассмотрены подходы к использованию, формированию и восприятию информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта с помощью неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и обработки ее в каналах системы воздушных сигналов вертолета. Приведены результаты разработки и экспериментальных исследований системы в аэродинамической трубе.

Ключевые слова: вертолет, система воздушных сигналов, вихревая колонна, аэродинамическое поле, аэрометрический приемник, неподвижный многофункциональный, теоретические основы построения, разработка, экспериментальные исследования, аэродинамическая труба.

При проведении транспортных работ, монтаже промышленных и энергетических объектов, патрулировании и высадке десанта, выполнении других полетных задач широкое применение получили вертолеты различных классов. Обеспечение безопасности полетов и эффективности применения вертолетов является важной для авиации задачей, имеет существенное значение для обороноспособности и экономики страны.

Для обеспечения безопасности полета вертолета в ручном и автоматическом режимах пилотирования, при решении полетных и специальных задач необходима достоверная информация о барометрической высоте и приборной скорости, величине и составляющих истинной воздушной скорости, о других воздушных сигналах, определяющих аэродинамику и динамику движения вертолета относительно окружающей воздушной среды [1, 2]. Однако измерение воздушных сигналов на борту вертолета затрудняется значительными аэродинамическими возмущениями, вносимыми индуктивными потоками вихревой колонны несущего винта. При этом способность

154

вертолета совершать движение вперед-назад, вправо-влево, полеты на режиме висения, при изменении угла скольжения в диапазоне ±180° ограничивает использование традиционных средств измерения воздушных сигналов [3, 4].

Широкие возможности по преодолению указанных ограничений открываются при использовании для целей измерения воздушных сигналов информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта [5], воспринимаемой неподвижным многофункциональным аэрометрическим приемником [6].

Как показывает анализ аэродинамического поля вблизи фюзеляжа вертолета [6], вектор скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, воспринимаемый бортовым приемником аэрометрической информации, можно представить в виде:

УЕ= У + У + Уф, (1)

где V - стационарная составляющая, обусловленная поступательным движением вертолета относительно воздушной среды; У -стационарная составляющая скорости индуктивного потока и воздушного потока за счет тяги несущего винта; Уф - флуктуационная составляющая, обусловленная

маховыми движениями лопастей и работой автомата перекоса.

Круговые частоты флуктуационных составляющих вектора скорости Уф кратны угловой скорости вращения несущего винта, поэтому вектор флуктуационной скорости Уф результирующего воздушного потока

вихревой колонны может быть выделен и в значительной степени отфильтрован от составляющих У и У в каналах системы воздушных сигналов вертолета.

Как показали летные испытания системы воздушных сигналов вертолета СВС-В28, выполненной на основе свободно ориентированного приемника воздушных давлений, установленного в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета Ми-28 [7], определяющая часть спектральной плотности флуктуационных составляющих определяется интервалом частот / = 0,8...1 Гц, вследствие чего модуль вектора скорости регулирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта имеет существенное рассеяние, среднеквадратическое значение которого можно оценить величиной Сдк^ » 7,5 км/ч [7].

Для уменьшения влияния пульсаций вектора скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, а следовательно снижения шумов в выходных сигналах системы воздушных сигналов вертолета на основе информации аэродинамического поля вихре-

155

вой колонны несущего целесообразно использовать соответствующие цифровые фильтры. Например, в системе СВС-В28 использовался цифровой фильтр, описываемый уравнением [7]

У = А2 (хп + 2хп_1 + хп_2) + 2(4Т - А)Уп_1 - (4Т2 - 4£ТА + А2 )Уп_2 (2)

У п = о о , (2)

4Т 2 + 4ТХА + А2

где А - интервал дискретизации (шаг счета вычислителя); хп, х п _1, х п _ 2 иУп, Уп _1, Уп _ 2 - значения входного и выходного сигналов фильтра, соответствующих моментам времени гп = пА; гп_1 = пА _ А ; гп _2 = пА _ 2А; начальные условия: хп_1 = хп_2 = 0; Уп_1 = Уп_2 = 0, Уо = хо, Т=0,5с, X = 0,7. При этом рассеяние модуля вектора скорости У^ результирующе-говоздушного потока вихревой колонны несущего винта существенно уменьшается и определяется среднеквадратическим значением

» 3,7 км/ч [7].

Тогда в качестве информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта можно использовать отфильтрованный от флуктуационных составляющих вектор скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны в виде геометрической суммы вектора У воздушного потока, формируемого при движении вертолета относительно окружающей среды, и вектора скорости У воздушного потока, создаваемого несущим винтом вертолета, т.е.

= У + У = У _ Ув, (3)

где Ув = _ У - вектор истинной воздушной скорости вертолета.

Для восприятия информативных параметров аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта предложено [8] использовать неподвижный многофункциональный аэрометрический приемник, конструктивная схема которого приведена на рис. 1.

Неподвижный многофункциональный аэрометрический приемник выполнен на базе многоканального проточного аэрометрического приемника 1 [9], воспринимающего информацию о высотно-скоростных параметрах на скоростях полета вертолета, при которых он находится вне зоны вихревой колонны несущего винта (Кв > 50.. .60 км/ч).

Для получения информации о высотно-скоростных параметрах вертолета в области малых и околонулевых скоростях полета, когда неподвижный многоканальный проточный приемник 1 находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета, на наружной поверхности верхнего экранирующего диска 3 в вертикальной плоскости установлен дополнительный аэрометрический приемник 7.

156

Рис. 1. Конструктивная схема неподвижного многофункционального

аэрометрического приемника

В целях уменьшения аэродинамических искажений дополнительный приемник 7 выполнен в виде полусферы с диаметром, равным диаметру верхнего экранирующего диска приемника 1, которая установлена непосредственно на его верхней поверхности. На верхней поверхностиполусфе-рического приемника 7 на оси симметрии расположено отверстие 8, являю-щеесяприемникомполногодавления Рпх результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта. В плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом ф 01 к оси симметрии на поверхности полусферического приемникасимметрично расположены отверстия 9, являющиеся приемниками давлений и Р^. Вплоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета симметрично под углом ф 02 к оси симметрии на верхней поверхности полусферического приемника расположены отверстия 10, являющиеся приемниками давлений Р3 и Р4. Перпендикулярно оси симметрии полусферического приемника на его поверхности по окружности расположены отверстия 11, объединенные в общий канал приемника статического давления Рст £ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны.

Тогда по информации, воспринимаемой полусферическим приемником, модуль скорости и плотность р£ результирующего набегающего воздушного потока можно определить по полному Р П£ и статическому Рст£ давлениям и температуре ГТ£ заторможенного результирующего воздушного потока, воспринимаемой приемником температуры торможения, используя соотношения вида [6]

V

S

V PCTS

(4)

Ps =

P

CTS

287,05287 ТTS

АР

£

л

P

+1

CTS

0,2857143

где АР£ = Рп£ _ Рсте ; Тts - температура торможения результирующего воздушного потока, К; Vs - модуль скорости, км/ч.

Используя соотношение (4), проекции вектора VE результирующего воздушного потока на оси, связанной с вертолетом системы координат определяются как

Vsx = Vs sin j cosФ2; Vsy = Vs cosФ1 cosФ2; v!z = Vs sinФ2, (5) где ji и Ф2 - углы, определяющие положение вектора Vs результирующего набегающего потока вихревой колонны относительно осей симметрии приемников давлений Pi, Р2 и Р3, Р4.

1. При малых скоростях полета и на режиме висения, когда неподвижный пространственно распределенный многофункциональный аэрометрический приемник находится в зоне вихревой колонны несущего винта по давлениям Pi, P2 и P3, P4, воспринимаемым отверстиями 10 и 11, расположенными на верхней поверхности полусферического приемника 7 (см. рис. 1), можно определить углы ф1 и ф2, определяющие положение вектора

Vs результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета. Используя соотношения, приведенные в работе [10], связь перепадов давлений АР1 = P1 - P2 и АР2 = P3 - P4 с углами ф1 и Ф2 можно представить в виде

АР 9 . „ . „ АР2 9

1 9

— = — sin 2ф01 sin 2ji; АРе 4 Y01 АРе

= 4 sin 2ф02 sin 2ф2.

(6)

Поскольку неподвижный аэрометрический приемник расположен на фюзеляже на определенном радиус-векторе Я(х, у, г) от центра масс вертолета, то при вращении вертолета относительно центра масс имеет ме-

сто кинематическое искажение вектора V скорости воздушного потока, обусловленное движением вертолета относительно окружающей среды, которое определяется уравнениями

Укх = Ух + (ш^ -®хУ); Уку = ¥у + (ш2х ГК2 = Уг + (юху -шух), (7)

где У^ ,Уку ,Укг - проекции кинематически искаженного вектора у скорости набегающего воздушного потока в месте установки аэрометрического приемника; шх, шу, шг - угловые скорости вертолета относительно осей

связанной системы координат; х, у, г - координаты места установки аэрометрического приемника в связанной системе координат, центр которой находится в центре масс вертолета.

Тогда составляющие Ух,Уу,Уг, величина Ув вектора ^ истинной

воздушной скорости, углы атаки а и скольжения в вертолета, статическое давление Рн, плотность р н, барометрическая высота Н и приборная

скорость Упр вертолета определяются в соответствии с соотношениями

Ух = Уе яп

X 008

— агоэт 2

1

—агоэт 2

4

4

АРт

9^1(Ф2,Уе )81и2Ф01 АРе

X

АР

9К2(Ф1,У2)81и2ф02 АРе

■К1х\Ую\- (шу^ -ШхУ);

X 008

Уу = Уе 00Б

(

(

- агоэт

4

АР,

9К1(Ф2,Уе )81П2Ф01 АРе

X

— агоБ1п 2

АР

9К2(Ф1,У2)81п2ф02 АРе

- к1у\Ую\- (шхх -шхг);

У2 = Уе 81П

1

— агоБ1П 2

(

4

АР

2

V

9К2(Ф1,У2)81п2ф02 АРе

Ув

у.

-ки\УА - (шхУ -шух);

У2 + У2 + У2-

У

а = аго1^—; Ь = агэ1п

Ух

'абс

Уг

У+У2 + У2

и 1 - (Р рн

Т V р0

ч1Л

; РН =Р0

Рн То.

РТ

оТ н

(8)

:аго81п^; Рн = РСТЕ -Кр РеУе-; УВ 2

1

1

2

1

4

Уп

пр

2 «ЙТЬ

к

к -1

р

1 дин

V р0 У

к-1

Рдин = 0,5рнУв,

где Ро и То - абсолютное давление и температура воздуха на уровне моря; Я и к - удельная газовая постоянная и показатель адиабаты для воздуха; |Ко| - модуль вектора индуктивной скорости несущего винта вертолета на

режиме висения; т - температурный градиент; К1 (ф2 ) и К2 (ф1 ) -коэффициенты, учитывающие взаимное влияние углов ф1 и ф2 на распределение давлений Рь Р2 и Р3, Р4 на поверхности полусферы, которые в общем случае зависят от величины У^ и определяются при тарировке приемника 1 в аэродинамической трубе; Кр - коэффициент, учитывающий искажения статического давления Рст£, воспринимаемого многоканальным проточным аэрометрическим приемником и определяемый при летных испытаниях с учетом места установки приемника на фюзеляже вертолета.

2. При скоростях полета когда неподвижный пространственно распределенный многофункциональный аэрометрический приемник выходит из зоны вихревой колоннынесущего винта высотно-скоростные параметры вертолета определяются по давлениям Р^, Рш-, Рш_1, Рст.Д , воспринимаемым многоканальным проточным аэрометрическим приемником 1 (рис. 1), в соответствии с алгоритмами, приведенными в работах [6, 11].

Как показано в работе [6], по значению Р/ тах, вычисляемому по

давлениям Р{ , определяется численное значение величины КВ вектора истинной воздушной скорости вертолета с использованием выражения вида

Кв =

1

2

"(р тах - РН ) =

v I пшх. П / л

Рн V

-рг^ (р тах - РН ) , (9)

Р0 РН Т0

РнТр тт

где рн = р^ - плотность воздуха на высоте полета Н; Рн и Тн -

РоТн

статическое давление и абсолютная температура на высоте Н; Р0 = 760 мм.рт.ст =101325 Па, р0 = 1,225 кг/м3 и Т0 = 288,15 К - статическое давление, плотность воздуха и абсолютная температура на высоте Н = 0 стандартной атмосферы.

Угловая координата у, определяющая угол скольжения Ь вектора истинной воздушной скорости Ув , определяется выражением [6]

у = Ь = у ш1 ± (0тах - 0х )'0 , (10)

где 0 х - безразмерная координата углового положения 1-й трубки полного давления, вблизи которой находится вектор скорости набегающего потока; (0 - шаг координатной сетки безразмерной системы координат; 0 тах - безразмерная координата трубки полного давления, в которой дав-

160

ление ^ = ^ max; ymi =

360

n

i - первое приближение, определяемое по

номеру i-й трубки полного давления, вблизи которой давление Pi близко к р.

1 i max •

Статическое давление PH и абсолютная температура TH на высоте Н вертолета определяются по статическому давлению Рст д, воспринимаемому неподвижным проточным аэрометрическим приемником 1 (рис. 1), и по показаниям бортового приемника температуры торможения Т Т£, установленного на фюзеляже вертолета или непосредственно в приемнике.

По давления Pai и Pai —, воспринимаемым отверстиями на нижнем и верхнем экранирующих дисках неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, определяется положение a вектора скорости V набегающего воздушного потока в ортогональной плоскости, например по соотношению вида

a = arcsin

1

Р - Р гаг г'

ai-1

2sin2j0a Pi max - РСТ.Д

(11)

где ф0а - угол расположения приемных отверстий по каналу угла атаки.

По дросселированному статическому давлению Рст Д, воспринимаемому канавками, установленными в характерном сечении проточного канала аэрометрического приемника, определяется барометрическая высота в соответствии со стандартной зависимостью

H =

t

1 -

Р

vtR

ст.д

v Kp Р0 у

(12)

где т = 0,0065 Км - температурный градиент; Я =29,27 м/К - газовая постоянная воздуха.

Таким образом, с помощью неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника обеспечивается измерение высотно-скоростных параметров вертолета при скоростях полета, когда приемник находится вне зоны вихревой колонны несущего винта в диапазоне изменения углов скольжения ±180°.

В соответствии с рассмотренными подходами по техническому заданию АО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» разработан и изготовлен экспериментальный промышленный образец системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника с обработкой информативных сигналов в промышленном ноутбуке.

На рис. 2 представлены общий вид и комплектация экспериментального промышленного образца системы, включающая датчик воздушных сигналов ДВС-ВНК (поз. 1) на основе неподвижного пространственно

распределенного многофункционального аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта; электронный блок 2; устройство 3 аналого-цифрового преобразования и сопряжения с промышленным ноутбуком 4.

Проведены испытания экспериментального промышленного образца системы в аэродинамической трубе Т3-К Казанского национального исследовательского технического университета им. А.Н. Туполева-КАИ, зарегистрированной в Государственном реестре средств измерения, № 22835-02.

Рис. 2. Фотография экспериментального промышленного образца системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника с обработкой информативных сигналов в промышленном ноутбуке

На режиме малых и околонулевых скоростей полета, соответствующем нахождению датчика ДВС-ВНК в зоне вихревой колонны несущего винта, информация о составляющих вектора истинной воздушной скорости и других воздушных сигналах воспринимается неподвижным полусферическим приемником (рис. 3,а).

Как показали трубные испытания [12], на режиме малых и околонулевых скоростей полета вертолета, когда неподвижный аэрометрический приемник находится в зоне вихревой колонны несущего винта, экспериментальный промышленный образец обеспечивает измерение продольной ¥х и

боковой Уг составляющих вектора истинной воздушной скорости с инструментальной погрешностью, с доверительной вероятностью РД = 0,95 не превышающей значений АУх = АУ2 =±3,6...4 км/ч , вертикальной составляющей Уу - с погрешностью не более АУу = ±3,35...4,4 км/ч.

На режимах, соответствующих выходу датчика ДВС-ВНК из зоны вихревой колонны несущего винта, информация о высотно-скоростных параметрах вертолета воспринимается неподвижным многоканальным проточным аэрометрическим приемником (рис. 3,6).

Как показали трубные испытания экспериментального промышленного образца системы [12], инструментальная погрешность измерения угла скольжения в диапазоне ± 180° с доверительной вероятностью Рд = 0,95

не превышает значения ДР = ±0,5...0,7°, инструментальная погрешность измерения истинной воздушной скорости при изменении угла скольжения в диапазоне ± 180° - не более ДКВ =±2...3 км/ч . Колебания дросселированного статического давления Рст д, воспринимаемого в проточном канале неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, не превышает значения ДРстд =± 60...75 Па, что соответствует

погрешности определения барометрической высоты на уровне Земли не более АН = ±4...5 м.

а б

Рис. 3. Положение экспериментального образца датчика воздушных сигналов ДВС-ВНК в рабочем поле аэродинамической трубы в режиме малых скоростей (а) и при выходе его из зоны вихревой колонны

несущего винта (б)

Предложенные подходы, модели и алгоритмы обработки первичной информации системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта позволяют определить высотно-скоростные параметры вертолета в широком диапазоне эксплуатации, в том числе в области малых и околонулевых скоростей полета и на режиме висения с достаточно высокой инструментальной точностью.

Применение рассмотренной системы воздушных сигналов на различных классах вертолетов позволит повысить безопасность полетов и эффективность решения специальных задач.

163

Список литературы

1. Володко А.М. Безопасность полетов вертолетов. М.: Транспорт, 1981. 223 с.

2. Петросян Э.А. Аэродинамика соосного вертолета: балансировки, устойчивость, управление, маневрирование, автоматическая стабилизация и управление. М.: Полигон-Пресс, 2004. 816 с.

3. Системы измерения воздушных параметров нового поколения/ Н.В.Алексеев [и др.] // Авиакосмическое приборостроение. 2003. №8. С.31-36.

4. Анализ принципов построения систем измерения воздушных сигналов вертолета/ В.К.Козицин, Н.Н.Макаров, А.А.Порунов, В.М. Сол-даткин // Авиакосмическое приборостроение. 2003. №10. С. 2-13.

5. Солдаткин В.В. Аэрометрическая система измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе информации о положении вихревой колонны несущего винта // Известия вузов. Авиационная техника. 2009. №4. С.52-56.

6. Солдаткин В.В. Система воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного комбинированного аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта: монография. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2012. 284 с.

7. Семенов А.В. Повышение точности и помехоустойчивости элементов бортовых систем обеспечения безопасности полета летательных аппаратов: автореф. дис. ... канд. техн. наук. Ульяновск, 2008. 18 с.

8. Пат. РФ на изобретение №2427844 МПК G01P 5/14. Система воздушных сигналов вертолета: заявл. 09.03.2010. №2010108881/28. Опубл. 27.08.2011. Бюл. №24.

9. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2011. 448 с.

10. Петунин А.Н. Методы и техника измерения параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972. 332 с.

11. Солдаткин В.В. Теоретические основы построения системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. 2012. Вып. 7. С. 245-253.

12. Солдаткин В.В. Система воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта: автореф. дис. ... д-ра техн. наук. Казань: Казан. национал. исследоват. техн. ун-т им А.Н. Туполева-КАИ. 2013. 40 с.

Солдаткин Вячеслав Владимирович, д-р техн. наук, доц., w-soldatkin@,mail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ

THEORETICAL BASIS FOR DESIGN, DEVELOPMENT AND EXPERIMENTAL STUDIES OF THE AIR DA TA SYSTEM HELICOPTER'S ON THE BASIS FIXED MULTIFUNCTIONAL AEROMETRIC RECEIVER

V. V. Soldatkin

The approaches to use, formation and perception of information aerodynamic field of vortex column of main rotor with a fixed multifunctional aerometric receiver and processing it in the channels of the system air data signals helicopter are considered. The results of development and experimental studies of the system in the wind tunnel are produced.

Key words: helicopter, air data system, vortex column, aerodynamic field, aerodynamic receiver, fixed multifunctional, theoretical basis for design, development, experimental studies, wind tunnel.

Soldatkin Vyacheslav Vladimirovich, doctor of technical sciences, docent, w-soldatkin@,mail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI