CC BY
83
УДК 629.735.45:551.53
В.М. Солдаткин, д-р техн. наук, проф., зав. кафедрой, (843)236-51-21, xli@piis.kstu-kai.ru (Россия, Казань, КНИТУ-КАИ)
ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА НА СТАРТОВЫХ И ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ РЕЖИМАХ
Рассмотрены ограничения, накладываемые на параметры стартовых и взлетно-посадочных режимов одновинтового вертолета, задачи, принципы построения и алгоритмы работы каналов измерения и сигнализации стартовой информационно-измерительной системы обеспечения безопасности эксплуатации вертолета на стоянке, при маневрировании по земной поверхности, при взлете и посадке, на режимах снижения и висения.
Ключевые слова: вертолет, стартовые и взлетно-посадочные режимы, обеспечение безопасности, система, построение, алгоритмы работы каналов
В народном хозяйстве и для военных целей широкое применение находят одновинтовые вертолеты различных классов. Полеты вертолетов происходят в приземной слое атмосферы и безопасность их эксплуатации определяется как надежностью конструкции планера, работы силовой установки, агрегатов и систем, так и нарушением эксплуатационных режимов вследствие воздействия опасных внешних возмущений, ошибок пилотирования, других неблагоприятных факторов [1]. В частности, на стартовых и взлетно-посадочных режимах одновинтовых вертолетов класса Ми-8 Руководством по летной эксплуатации (РЛЭ) накладываются ограничения на следующие эксплуатационные параметры [2]:
1) на стоянке угол наклона вертолета на вертолетной взлетно-посадочной площадке (ВВПП) в направлении взлета и посадки не должен превышать допустимого значения 80доп= 5°, угол наклона в поперечном
направлении - значения Уодоп= 3°
Боковая составляющая Wz вектора скорости ветра, действующая под углом 90° к продольной оси вертолета, не должна превышать допустимого значения Wz доп= 5 м/с (18 км/ч), продольная - Wх доп= 8 м/с (30 км/ч).
В процессе запуска силовой установки и раскрутки трансмиссии углы крена у и тангажа & вертолета также не должны превышать допустимых значений Уодоп и ^Одогн установленных РЛЭ.
2) При рулении и маневрировании вертолета по земле углы крена у и тангажа 0 не должны превышать предельных значений упр и ЭПр, которые зависят от скорости руления Крул, углов уо, наклона ВВПП, величины Ж и угла направления вектора ветра, тяги У нв, '/рв несущего
и рулевого винтов, положения хцш ручки циклического шага, т.е.
Упр ^(УоЛул'^'И^нв^рв^цш)'
&пр = ^нв^рв^цш)- С1)
В процессе руления и маневрирования вертолета по земной поверхности боковая Wz и продольная Жх составляющие вектора скорости ветра не должны превышать стояночных ограничений, определенных РЛЭ, т.е.
< 5 м/с (18 км/ч), Wх < 8 м/с (30 км/ч). (2)
3) При взлете и посадке вертолета ограничения вида (1) и (2) дополняются ограничениями на допустимую взлетную массу тдоп, зависящую от величины Ж и направления \|/ вектора скорости ветра (или Wx, Wz) и способа взлета (посадки) - по-вертолетному (без разбега) и
по самолетному (с разбегом).
Значительное количество авиационных происшествий происходит именно из-за неправильного определения экипажем метода взлета. Для определения метода взлета экипажу необходимо определить максимально допустимую взлетную массу, зависящую от фактических метеорологических условий взлета. Поэтому перед взлетом необходимо измерять метеорологические параметры на ВВПП - направление у и скорость Ж ветра, атмосферное давление Рн и температуру Тн наружного воздуха.
4) На режиме снижения вертикальная скорость снижения Уу сн вертолета не должна превышать допустимого значения Уусндоп, которое зависит от относительной высоты полета Н отн, т.е.
^усн.доп — Уз(-^отн)' О)
5) На режиме висения текущие значения угла крена у(?) и угла тангажа &(/) вертолета не должны превышать допустимых летных ограничений по крену уЛОГр и тангажу &логр, которые зависят от высоты висения
Я и угловой скорости со 1; вращения вертолета относительно вертикальной оси, т.е.
Улогр = /4№®у) > Здогр = /5(Я,(йу) (4)
В условиях образования снежного (пыльного) вихря, светового экрана, слабой контрастности (белизны), отсутствия визуальной видимости земной поверхности из кабины экипажа отсутствие на режиме висения информации о смещении вертолета относительно земли (продольное, поперечное и вращение относительно вертикальной оси) зачастую приводит к тяжелым авиационным происшествиям, поскольку только по показаниям авиагоризонта экипаж не в состоянии определить пространственное положение вертолета, тем более относительно ВВПП.
Необходимо учитывать и те обстоятельства, что вертолет предназна-
чен для полетов в труднодоступные места и для выполнения заранее непредвиденных посадок на площадки, подобранные с воздуха, где нет ни метеорологического обеспечения, ни радиотехнических средств для захода на посадку, другого информационного обеспечения полетов. Поэтому как взлеты, так и посадки при ухудшенной видимости (или отсутствия какой-либо видимости при снежном вихре) при неизвестном внешнем воздействии ветра не могут быть исключены.
Все это является убедительным обоснованием актуальности создания и применения на одновинтовых вертолетах системы информационной поддержки экипажа на стоянке и маневрировании на земле, при взлете и посадке на вертолетные взлетно-посадочные площадки вертолетным и самолетным методами, на режимах снижения и висения с последующим определением допустимых по критерию безопасности режимных параметров и формированием упреждающей сигнализации экипажу вертолета о приближении их к границам эксплуатационных режимов.
В соответствии с назначением и решаемыми задачами разработана структурная схема стартовой информационно-измерительной системы обеспечения безопасности одновинтового вертолета, приведенная на рис. 1 [3].
Структурная схема включает три канала измерения, преобразования и обработки первичной информации - магнито-инерциальный канал, аэрометрический канал, спутниковый канал и блок информационной поддержки экипажа.
Магнито-инерциальный канал включает блок акселерометров, блок магнитометров и блок датчиков угловой скорости, которые измеряют составляющие ах, а у, az вектора А линейного ускорения вертолета, составляющие Тх, Ту, Tz вектора Т напряженности магнитного поля в месте установки блока магнитометров, составляющие со^, соу, со2 вектора со угловой скорости вращения вертолета относительно осей связанной системы координат. В блоке преобразования выходные сигналы соответствующих датчиков преобразуются в цифровые сигналы Мх , которые поступают в
процессор. На выходе процессора формируются выходные сигналы магни-то-инерциального канала по стартовым углам крена ус и тангажа Эс, текущим значениям угла крена у(7) и тангажаЭ(/ ), по магнитному курсу ц/м и угловой скорости Юу вращения вертолета вокруг вертикальной оси.
Для уменьшения нарастающих во времени погрешностей определения углов крена, тангажа и курса предлагается комплексирование инерци-ального и магнитометрического каналов.
237
ю 00
С?
05 Гй О
3 §
£
н а г; -с
Гй
О «
г;
а «
г;
о ^
| о
Ьо
1
Рис. 1. Структурная схема стартовой информационно-измерительной системы обеспечения
безопасности
На рис. 2. приведена блок-схема алгоритма комплексной обработки информации блоков трехкомпонентных датчиков угловой скорости, акселерометров и магнитометров магнито-инерциального канала [4].
АГ
Фильтр
В2
ATf со А Г
АТ
БПЛМ
В1
W л Ü
БОУО
Л
Рис. 2. Блок схема комплексного алгоритма определения углов наклона вертолета
На этом рисунке: БОУО - блок определения угловой ориентации вертолета по информации от трехкомпонентных датчиков угловой скорости и акселерометров; БД ДМ - блок дополнительных датчиков-магнитометров, измеряющих напряженность магнитного поля на борту подвижного объекта (ПО) - вертолета; В1 и В2 - соответствующие вычислительные устройства; фильтр - устройство обработки поступающей на этот блок информации; например, устройство обработки с передаточной функцией "интегратор"; АТ - невязка напряженностей магнитного поля
(между измеренной и вычисленной); ТЬ- вычисленная напряженность магнитного поля на борту ПО; Td - напряженность магнитного поля, измеренного блоком магнитометров; Г§ - углы ориентации ПО, выдаваемые магнито-инерциальным каналом; Гс- углы ориентации ПО, выдаваемые БОУО; ДГ^ - скорректированные погрешности углов ориентации ПО; Г$- скорректированные углы ориентации ПО.
Как показано в работе [3], связь погрешностей Д&5, Ду8 углов тангажа & и крена у, вычисленных по комплексному алгоритму, с погрешностями Д9С и Дус датчиков БОУО можно оценить операторными соотношениями:
Ц^! Тхс hn Tvc hl3 Т:с); тр + \ хр 1
ays=-^-rayc +—Ц-(лц тхс Кг Tvc Кг Tzc), хр +1 хр 1
где т - постоянная времени фильтра; Иу - коэффициенты псевдообратной матрицы Н+ = (.Нт • Н)~1 • Нт; Я - матрица чувствительностей вида
Я =
_Д_ т7 _Д_ т7
Д' д
за д ду
Сд - матрица направляющих косинусов, определяющая отклонение ПО от географической системы координат; Гд - вектор напряженности магнитного поля Земли в географической системе координат; АТхс, АТус, АТ~с -
погрешности магнитометров, установленных по осям связанной системы координат.
Из соотношения (5) следует, что:
-Накапливающиеся во времени погрешности датчиков БОУО устраняются при использовании комплексного алгоритма информации. При скорости дрейфа выходных сигналов датчиков, равной соДр, остаточные
установившиеся погрешности измерения углов тангажа и крена Ад«*) и
АУоэ=0)др - т.
- Погрешности определения углов крена и тангажа вертолета, обусловленные погрешностями магнитометров А Тх, АТу , АТ- , также не нарастают во времени и определяются коэффициентами чувствительности , которые изменяют свои значения при изменении угловой ориентации
вертолета. Если относительная погрешность однокомпонентных магнитометров, равная ИуАТк, не превышает 1%, то обусловленная ей погрешность определения углов наклона вертолета не превысит
34,4 угл. мин («0,5°).
-Эффективность фильтрации шумовых составляющих погрешностей датчиков первичной информации определяется величиной постоянной времени т фильтра.
Для снижения влияния шумовых составляющих погрешностей датчиков БОУО могут быть использованы методы, разработанные на кафедре «Приборы управления» Тульского государственного университета под руководством профессора В.Я. Распопова [5].
Аэрометрический канал включает датчик воздушных сигналов, выполненный на основе неподвижного комбинированного аэрометрического приемника, воспринимающий вектор скорости ветра IV , вектор скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, включающий вектор V воздушной скорости набегающего воздушного потока за счет поступательного и бокового движения вертолета относительно окружающей воздушной среды, а также температуру Гн и давле-
ние РН наружного воздуха на стояночных и взлетно-посадочных режимах.
На рис. 3 приведена конструктивная схема неподвижного комбинированного аэрометрического приемника [6], включающая неподвижный многоканальный аэрометрический приемник 1 в виде двух разнесенных по высоте экранирующих дисков 2 и 3, между внутренними профилированными поверхностями которых в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления 4 для забора давлений Р, определяющих скорость и угол скольжения набегающего на приемник воздушного потока. На передних профилированных поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены отверстия для забора давлений Рш и 1'ш- \, определяющих угол атаки набегающего воздушного потока. На внутренних поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены кольцевые каналы для забора дросселированного статического давления РСТ д набегающего воздушного потока.
Рис. 3. Конструктивная схема неподвижного комбинированного аэрометрического приемника
241
На стоянке до запуска силовой установки и раскрутки трансмиссии многоканальный проточный аэрометрический приемник 1 воспринимает параметры вектора скорости Ж ветра. В соответствии с алгоритмом обработки массива давлений р, приведенным в работе [1], по выходным сигналам неподвижного многоканального проточного приемника в процессоре 5 (рис. 3) вычисляются величина Ж и направление у вектора скорости Ж ветра.
Для получения информации о параметрах вектора скорости Ж ветра при запуске силовой установки и раскрутки трансмиссии, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и при посадке, на режимах снижения и висения, когда неподвижный проточный аэрометрический приемник 1 находится в створе воздушного потока вихревой колонны несущего винта, искажающего набегающий на приемник воздушный поток, на наружной поверхности верхнего экранирующего дика 3 установлен дополнительный осесимметричный, например полусферический аэрометрический приемник, ось которого направлена вертикально плоскости диска 3.
На верхней поверхности полусферического приемника на оси симметрии расположено отверстие, являющееся приемником давления РПЕ результирующего воздушного давления набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта. Симметрично относительно оси симметрии на верхней поверхности полусферического приемника в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом ф01 расположены отверстия, являющиеся приемниками давлений Р12 и Р2Е, определяющих угловое положение ф1 вектора скорости ^ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта в плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета. Симметрично отверстиям для забора давлений Р\Е и Р2т. в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета, симметрично под углом ср02 к оси симметрии на верхней поверхности сферического приемника расположены отверстия, являющиеся приемниками давлений Р3Е и Р4Е. Перпендикулярно оси симметрии полусферического приемника на его поверхности по окружности расположены отверстия, являющиеся приемниками статического давления Рстх результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта.
Пневматические информативные сигналы с помощью блока преобразования (см. рис. 1) преобразуются в цифровые сигналы Ыу , которые поступают в процессор. На выходе процессора в соответствии с алгоритмами, приведенными в работе [7], формируются выходные сигналы аэрометрического канала в виде величины IV и направления \|/ вектора скорости ветра Ж, продольной Жх и боковой Ж2 составляющих вектора
толета, вертикальной скорости Уу =-, других составляющих вектора Ув
Ж скорости ветра, абсолютной Н и относительной Нот высоты полета вер-
сШ Л
истинной воздушной скорости вертолета.
Спутниковый канал (см. рис. 1), построенный на основе спутниковой навигационной системы (СНС), регистрирует скорость руления V
вертолета, составляющие Усх, УС2 скорости продольного и бокового смещения вертолета относительно соответствующих осей земной системы координат.
Выходные сигналы магнито-инерциального, аэрометрического и спутникового каналов подаются в канал индикации текущих и допустимых значений критических параметров вертолета, в канал формирования допустимых эксплуатационных ограничений на критические параметры вертолета, в канал сигнализации о приближении текущих значений критических параметров к границам эксплуатационных ограничений блока информационной поддержки экипажа.
Канал сигнализации служит для своевременного включения экипажа (пилота) в контур штурвального управления при приближении ограничиваемых параметров к границе эксплуатационной области параметров текущего режима и окружающих условий.
Эффективность работы канала сигнализации обеспечивается как посредством дублирования средств сигнализации, работающих на разных физических принципах (визуальные, световые, звуковые, речевые, тактильные), а также выбором алгоритма срабатывания сигнализации.
При построении алгоритма срабатывания сигнализации необходимо учитывать динамические характеристики и погрешности датчиков и преобразователей первичной информации, динамические свойства элементов контура штурвального управления, а также психофизиологические особенности пилота как элемента системы управления [1].
Рассмотренные принципы построения, алгоритмы работы каналов измерения и сигнализации являются исходными при проектировании и конструктивной проработки вариантов информационно-измерительной системы обеспечения безопасности одновинтового вертолета на стартовых и взлетно-посадочных режимах. В настоящее время Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева -КАИ совместно с ОАО «Научно-произвоственный комплекс «ЭЛАРА» им. Г.А. Ильенко» и ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» проводят работы по изготовлению и исследованию экспериментального образца системы с последующей интеграцией стартовой системы в составе информационно-управляющей системы обеспечения безопасности полета вертолета.
Список литературы
1. Солдаткин В.М. Методы и средства построения бортовых информационно-управляющих систем обеспечения безопасности полета. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2004. 350 с.
2.Ерусалимский М.А., Егоров В.Н. Экипажам вертолетов - информационную поддержку // Авиасоюз. 2011. №2 (35). С. 24-25.
3. Углов А.А., Солдаткин В.М. Стартовая информационно-измерительная система предупреждения критических режимов одновинтового вертолета // Тезисы доклада 1-ой Всероссийской научно-практической конференции «Устройства измерения, сбора и обработки сигналов в информационно-управляющих комплексах». Ульяновск: Ул-ГТУ. 2011. С. 78-80.
4. Метод повышения точности малогабаритной магнитно-инерциальной навигационной системы / В.Я. Архипов [и др.] // Труды VII Российской научно-технической конференции «Навигация, гидрография и океанография: приоритеты развития и инновации морской деятельности (НГ0-2011)». Санкт-Петербург: ОАО «ГНИНГИ». 2011. С. 217-222.
5. Комплекс статей Тульского государственного университета / В.Я. Распопов [и др.] // Датчики и системы. 2011. №8. С. 3-34.
6. Солдаткин В.В., Никитин А.В. Система воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного комбинированного аэрометрического приемника // Мехатроника, автоматизация, управление. 2010. №6. С. 71-78.
7. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета: пат. 2426996 РФ. №. 2009136840/28; заявл. 23.11.2009; опубл. 20.08.2011. Бюл. №23.
V.M.Soldatkin
INFORMATION-MEASURING SYSTEM OF PROVIDING THE SAFETY OF SINGLE-ROTOR HELICOPTER ON STARTING AND TAKEOFF-LANDING MODES.
We consider restrictions on the parameters of starting and takeoff-landing modes of single-rotor helicopter, objectives, construction principles and algorithms of work of measurements channels and signaling starting information-measuring system of ensuring safety of helicopter in parking, while maneuvering on the surface, takeoff and landing, on setback and hovering modes.
Key words: helicopter, starting and takeoff-landing modes, safety providing, system, construction, algorithms of work channels.
Получено 08.09.2012
