CC BY
124
УДК 629.735.33
ИССЛЕДОВАНИЕ ДАТЧИКОВ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ О ВОЗДУШНОМ ПОТОКЕ МЕТОДОМ ИМИТАЦИОННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ
С.П. Полуэктов, В.С. Струков, С.О. Цолетан
Представлены результаты исследования возможных путей повышения точности измерения высотно-скоростных параметров движения объекта относительно воздушной среды путем изменения конструкции приемника воздушных давлений с использованием современных исследовательских программных комплексов. Предметом исследования являются математические модели современных приемников воздушных давлений. Представлены результаты сравнительного анализа классического и проектируемого приемников воздушных давлений. Обоснованы изменения, вводимые в конструкцию проектируемого измерителя воздушных давлений
Ключевые слова: полное давление, статическое давление, высотно-скоростные параметры, приемник воздушных давлений
Введение
Выходные сигналы большинства
измерительных устройств о физических параметрах, характеризующих движение объекта относительно воздушной среды, вырабатываются на основе косвенных измерений. При этом входными величинами для указанных устройств являются статическое и полное давления набегающего воздушного потока, которые функционально связаны с измеряемыми величинами. От точности их измерения зависит и точность вычисления высотно-скоростных параметров (ВСП) объекта.
Традиционно статическое и полное давления определяются с помощью приемника воздушных давлений (ПВД), а углы атаки и скольжения -соответствующими датчиками (чаще всего потенциометрическими). Такому способу определения параметров присущи погрешности, которые значительно увеличиваются для высокоманевренных объектов.
Поэтому одним из приоритетных направлений развития систем измерения ВСП является разработка и совершенствование датчиков аэрометрических параметров полета, то есть датчиков первичной информации, непосредственно воспринимающих физическое воздействие набегающего воздушного потока. Такие датчики обеспечивают определение как кинематических параметров (величина и направление вектора скорости полета), так и параметров воздушной среды (статического и полного давлений, температуры). Набор функций, выполняемых такими устройствами, определяется
целесообразностью их применения на конкретном объекте с учетом требований по отказобезопасности, глубине резервирования,
Полуэктов Сергей Павлович - ВУНЦ ВВС «ВВА», канд. техн. наук, тел. (910) 3432501, e-mail: poluektov.sp@mail.ru Струков Владимир Сергеевич - ВУНЦ ВВС «ВВА», канд. техн. наук, тел. (910) 3406014, e-mail: vsst1961@.mail.ru Цолетан Сергей Олегович - ВУНЦ ВВС «ВВА», тел. (952) 1097499, e-mail: coletan_92@mail.ru
аппаратной независимости каналов измерения и особенностей аэродинамики [1, 2].
Характеристики существующих бортовых ПВД обладают сложной систематикой и требуют использования специфического математического аппарата для описания. Это связано с влиянием аэродинамических углов и скоростей в месте установки бортового приемника на распределение местных полей полного и статического давлений, что приводит к отличию измеренных давлений от их действительных значений.
Целью работы является проектирование ПВД с минимальными аэродинамическими погрешностями в каналах измерения полного и статического давлений.
1. Постановка задачи
Наиболее существенные погрешности в измерении параметров движения объекта относительно воздушной среды оказывают аэродинамические и волновые искажения давления у статических отверстий ПВД.
На дозвуковых скоростях перед объектом всегда образуется зона повышенного давления воздуха (сжатие воздуха). Величина сжатия зависит от скорости движения объекта, от его формы и от удаления зоны сжатия от передней кромки: чем больше скорость и чем ближе к самолету эта зона повышенного давления, тем больше величина сжатия. С целью уменьшения влияния сжатия воздуха ПВД с помощью штанги может выноситься на некоторое удаление вперед от объекта. Однако зона повышенного давления перед объектом может быть настолько велика, что вынести ПВД на штанге за ее пределы не удается, поэтому в статические камеры ПВД поступает повышенное давление. Поправки к измеренным значениям скорости и высоты, вызванные повышением статического давления перед объектом, называют аэродинамической поправкой скорости и аэродинамической поправкой высоты.
На больших дозвуковых скоростях движения перед объектом возникает отсоединенная ударная волна. По мере увеличения скорости движения
ударная волна приближается к объекту. За ударной волной искажается полное и, особенно сильно, статическое давление. Погрешности в измерении скорости и высоты движения, обусловленные влиянием ударной волны, называются волновыми. Наибольшее изменение давления, воспринимаемого ПВД, происходит в момент прохода волновой зоной статических отверстий ПВД. Обычно это происходит на числах М=0,95-0,96. После прохода ударной волной статических отверстий ПВД аэродинамические и волновые погрешности исчезают, так как возмущения воздушного потока от объекта распространяются до головной ударной волны.
Величины аэродинамических и волновых погрешностей в значительной степени зависят от геометрических особенностей объекта, места установки ПВД и конструкции самого ПВД.
Для снижения погрешностей восприятия статического и полного давлений широко применяется аэродинамический способ
компенсации. Данный способ заключается в изменении формы ПВД, позволяющий уменьшить погрешности измерения рассматриваемых давлений.
Также применяется способ учета и компенсации аэродинамических погрешностей [3]. В процессе исследования ПВД в аэродинамической трубе погрешности могут быть определены, а в дальнейшем - составлены графики и таблицы поправок к показаниям аэрометрических приборов. Данные поправки можно применить к показаниям аэрометрических приборов посредством приборного способа компенсации и алгоритмической компенсации в системе воздушных сигналов.
Приборный способ заключается в конструктивном изменении приборов с целью корректировки показаний с учетом поправок (применение противовесов, компенсаторов, балансировка подвижных элементов и т.д.). Однако, приборный способ не обеспечивает централизованную компенсацию ошибок всех высотно-скоростных параметров на борту воздушного судна, а также ведет к усложнению конструкции приборов и к снижению надежности.
Алгоритмическая компенсация является более перспективным методом, основанным на использовании вычислительной техники для внесения необходимых поправок в показания приборов. Достоинством данного способа является то, что он не приводит к усложнению приборов и позволяет реализовать сложные алгоритмы при внесении поправок.
Наиболее эффективным способом, по мнению авторов статьи, является комбинированный путь, сочетающий в себе достоинства аэродинамического и алгоритмического способов компенсации аэродинамической погрешности. В рамках данной статьи рассматривается аэродинамический способ компенсации погрешности измерения давления, который направлен на повышение точности восприятия статического и полного давления за счет изменения конструкции приемника.
2. Моделирование датчика первичной информации
В роли прототипа проектируемого приемника воздушных давлений был взят широко распространенный современный комбинированный приемник ПВД-18-3М сер. 2 с аэродинамическим компенсатором. Данный приемник воздушных давлений имеет на боковой поверхности три группы отверстий для приема статического давления и одно отверстие в носовой части для приема полного давления (рис. 1).
Рис. 1. Приемник воздушных давлений ПВД-18-3М сер. 2
При этом группа отверстий для приема статического давления, расположенная на аэродинамическом компенсаторе (небольшое утолщение на цилиндрической части приемника), предназначена для измерения статического давления в дозвуковом диапазоне. Наличие аэродинамического компенсатора у приемника позволяет уменьшить ошибку измерения статического давления на дозвуковых скоростях движения.
Недостатком данного ПВД является недостаточно высокая точность восприятия полного и статического давлений, обусловленная значительными аэродинамическими погрешностями в сверхзвуковом диапазоне скоростей. Следовательно, в рассматриваемом режиме движения объекта повышается вероятность ошибочного определения таких важных параметров, как высота и скорость. Данный вывод можно наглядно проиллюстрировать с помощью известных зависимостей [4], используемых современными бортовыми комплексами для вычисления абсолютной барометрической высоты
Иабс = У~Набс (Рст ) ,
где И абс = -
Тс. Л
р,
\
КЛ
V Р0
-1
для Набс < 11 км,
И^ = 11 000 + ^¡и ^
для 11 км < Набс < 20 км,
И^ = 20000 + -
Л2
Гр Л
ст
V Р20 )
КЛ2
-1
для 20 км < Набс < 32 км,
Рст - измеряемое статическое давление, Р0 -стандартное статическое давление на уровне моря (760 мм рт. ст.), Тс - стандартная температура воздуха на уровне моря (288,15 К), Р11, Т11 -статическое давление и температура воздуха по СА-
81 на высоте 11 км (169,75 мм рт. ст. и 216,65 К соответственно), Р2о, ^о - статическое давление и температура воздуха по СА-81 на высоте 20 км (41,065 мм рт. ст. и 216,65 К соответственно), Д -градиент температуры воздушного слоя до 11 км (6,5 10-3 К/м), Д - градиент температуры воздушного слоя свыше 20 км (10-3 К/м), R -удельная газовая постоянная (для воздуха 287,05287 Дж (К кг)-1), gc - стандартное ускорение силы тяжести (9,8 м/с2).
Таким образом, повышение точности измерения статического и полного давлений во всем диапазоне высот и скоростей позволит определять с требуемой точностью и высотно-скоростные параметры движения объекта.
В качестве основного инструмента в ходе проведения имитационного моделирования активно использовались программные комплексы SolidWorks и ANSYS CFX. В программном комплексе SolidWorks были построены трехмерные модели приемников воздушных давлений, которые в дальнейшем внедрялись в исследовательский комплекс ANSYS CFX для моделирования процесса обтекания их воздушным потоком на высотах 5000, 10000 и 15000 метров в условиях изменения чисел Маха в диапазоне от 0 до 2,2 единиц и угла атаки от 0 до 30 градусов. В результате эксперимента были получены точностные характеристики
измерительного канала по статическому и полному давлению исследуемых моделей приемников воздушных давлений (типового и нескольких вариантов проектируемого датчика).
Анализ эффективности измерительных каналов давления проектируемого приемника воздушных давлений выполнялся путем сопоставления его характеристик с точностными характеристиками приемника ПВД-18-3М сер. 2.
Качество восприятия статического давления оценивалось по величине относительной аэродинамической погрешности
АР
& = :
Р-
где
АРс = Рс-и - Рс-р
- ошибка восприятия
статического давления,
Р-
измеренное
статическое давление, Рс_р - расчетное статическое давление.
В роли параметра, характеризующего качество измерения полного давления, принято использовать коэффициент восстановления полного давления [5, 6], который определяется как отношение давлений торможения в рассматриваемых сечениях трубки тока
v = -
Р
где поток направлен от сечения 1 к сечению 2.
Для пояснения связи с используемым при моделировании программным обеспечением давлениям в сечениях приемника 1 и 2 были
присвоены идентификационные наименования (измеренное давление и расчетное давление). При этом под измеренным давлением (РП.изм) понимается давление, воспринятое приемником воздушного давления (непосредственно после камеры полного торможения воздушного потока), то есть это давление соответствует давлению Р2. Под расчетным давлением (РП.расч) понимается заданное программой полное давление воздушного потока, не возмущенное приемником, соответствующее давлению Р1.
В результате формула расчета коэффициента восстановления полного давления приняла следующий вид
Рп
v = .
р
П.расч
Чем ближе значение данного параметра к единице, тем меньше погрешность восприятия полного давления.
В связи с тем, что в приемнике ПВД-18-3М сер. 2 задача уменьшения ошибки восприятия статического давления уже частично решена для дозвукового диапазона скоростей (наличие аэродинамического компенсатора), то и основные усилия авторов были направлены на исследование возможности повышения точности данного измерителя в сверхзвуковом диапазоне.
С этой целью предлагается внести ряд изменений в конструкцию рассматриваемого прототипа, а именно модифицировать камеры статического давления, находящиеся на цилиндрической части приемника (сверхзвуковые), и изменить входное отверстие для приема полного давления.
Первичная камера полного давления предлагаемой формы обеспечивает предварительное торможение воздушного потока, что способствует формированию плавных аэродинамических нагрузок внутри камеры полного торможения даже при резком изменении давления набегающего воздушного потока. В результате в измерительной магистрали формируется полное давление с минимальными искажениями, особенно в сверхзвуковом диапазоне скоростей и при резком изменении углов атаки.
Продольную ось двух групп входных каналов в кольцеобразные камеры статического давления приемника предлагается наклонить относительно продольной оси приемника на угол 65 градусов в сторону его хвостовой части. Традиционно продольная ось входных отверстий статического давления наклонена под углом 90 градусов по отношению к продольной оси ПВД. При изменении угла наклона продольной оси входных отверстий с 90 на 65 градусов изменяются аэродинамические качества приемника, позволяющие обеспечить формирование давления в статической камере приемника без скачков уплотнений даже в сверхзвуковом диапазоне скоростей, что в итоге приводит к повышению точности восприятия статического давления.
В эксперименте использовалась модель турбулентности Shear Stress Transport (SST) со степенью турбулентности потока 5% при общем количестве элементов (Total Number of Elements) расчетной сетки около 3 000 000 ячеек.
Для учета воздушного потока в непосредственной близости от приемных отверстий измерителя особое внимание было уделено моделированию пограничного слоя.
Рассматриваемый слой построен с использованием тетраэдральной сетки (рис. 2) со следующими параметрами: Inflation Option - Total Thickness, количество слоев (Number of Layers) - 4 шт., максимальная толщина грани (Maximum Thickness) - 0,1 мм.
Рис. 2. Пограничный слой в камере полного торможения ПВД
Столь малая величина толщины грани обусловлена наличием в конструкции ПВД отверстий малого диаметра - отверстий для забора статического давления, а также дренажного отверстия. Общее число элементов расчетной сетки достигает приблизительно 3 млн. ячеек, что предъявляет соответствующие требования к аппаратной части ЭВМ при выполнении имитационного моделирования.
3. Анализ полученных результатов
Полученные в ходе исследования результаты наглядно иллюстрируются с помощью графиков изменения относительной аэродинамической погрешности и коэффициента восстановления полного давления проектируемого ПВД в исследуемом диапазоне высот, скоростей и углов атаки.
С целью выяснения преимуществ и недостатков проектируемого ПВД был проведен сравнительный анализ его точностных характеристик с результатами исследований приемника ПВД-18-3М сер. 2. Часть результатов выполненного анализа для высоты 10 000 метров представлена на рис. 3.
Рис. 3. График изменения относительной аэродинамической погрешности для угла атаки 30°
Как видно из графика, канал измерения статического давления проектируемого ПВД (камеры С1 и С2) обладает большей точностью восприятия измеряемого параметра по сравнению с приемником ПВД-18-3М сер. 2. Изменение конструкции приемника привело к снижению относительной аэродинамической погрешности особенно в сверхзвуковом диапазоне скоростей.
Выполненные исследования предлагаемого приемника в диапазоне углов атаки от 0 до 30 градусов при изменении числа Маха от 0,2 до 2,2 единиц позволяют гарантировать уменьшение погрешности в восприятии статического давления на 3,7%.
Результаты проведенных исследований также позволяют сделать вывод и о том, что предложенная форма носовой части приемника (для приема полного давления воздушного потока) является более эффективной в сравнении с приемником ПВД-18-3М сер.2. На рис. 4 представлены графики изменения коэффициента восстановления полного давления проектируемого ПВД и ПВД-18-3М сер. 2 для угла атаки 15 градусов.
Рис. 4. График изменения коэффициента восстановления полного давления перспективного ПВД и ПВД-18 для угла атаки 15°
Как видно из рис. 4 канал измерения полного давления проектируемого ПВД обладает гораздо большей точностью восприятия полного давления по сравнению с приемником ПВД-18-3М сер. 2. Наибольшая эффективность получена для диапазона сверхзвуковых скоростей. Аналогичная картина
наблюдается во всем исследованном диапазоне углов атаки (от 0 до 30 градусов) при изменении числа Маха от 0,2 до 2,2 ед. и в результате обеспечивает повышение точности восприятия полного давления на 4%.
4. Выводы
Задача повышения точности измерения первичных параметров движения объекта относительно воздушной среды имеет различные пути решения. Авторы статьи предложили свой вариант решения рассматриваемой научной задачи с активным использованием современных
исследовательских программных комплексов.
В результате применения имитационного моделирования с использованием программных комплексов SolidWorks и ANSYS получены точностные характеристики измерительных каналов полного и статического давлений различных приемников воздушных давлений (типового и нескольких вариантов проектируемого измерителя) при обтекании их воздушным потоком в диапазоне чисел Маха от 0,2 до 2,2 единиц при изменении угла атаки от 0 до 30 градусов. Представлены результаты сравнительного анализа классического и проектируемого приемников воздушных давлений. Обоснованы изменения, вводимые в конструкцию носовой части и измерительных каналов статического давления проектируемого приемника воздушных давлений.
Результаты работы позволяют рекомендовать предложенную модель приемника воздушных давлений к проведению дальнейшего комплекса исследований и испытаний.
Внедрение предложенных конструктивных изменений в измерительные каналы полного и статического давления комбинированного
приемника воздушных давлений ПВД-18-3М сер. 2 позволит воспринимать информацию о давлениях воздушного потока с наименьшими погрешностями, что в результате приведет к повышению точности определения высотно-скоростных параметров полета современными комплексами бортового радиоэлектронного оборудования маневренных воздушных судов в широком диапазоне высот, скоростей и углов атаки.
Литература
1. Олейник, А.И. Алгоритм вычисления истинных значений аэрометрических параметров полета самолета [Текст] / А.И. Олейник // Авиакосмическое приборостроение. - 2011. - № 1. - С. 3-10.
2. Семенов, А.В. Алгоритм компенсации аэродинамической погрешности приемников статического давления и погрешности запаздывания в пневмотракте статического давления системы воздушных сигналов летательного аппарата [Текст] / А.В. Семенов, И.П. Ефимов. - 2005. - Деп. в ВИНИТИ 28.02.2005, №280-В2005.
3. Семенов, А.В. К вопросу оценки помехозащищенности каналов приборной скорости и числа М в системах предупреждения критических режимов летательного аппарата в условиях турбулентности атмосферы [Текст] / А.В. Семенов, И.П. Ефимов. - 2005. - Деп. в ВИНИТИ 28.02.2005, №279-В2005.
4. ГОСТ Р 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры [Текст]. - Введ. 1982-07-01. - М.: Изд-во стандартов, 1981. - 181 с.
5. ГОСТ 23199-78. Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин [Текст]. - Введ. 1980-01.01 - М.: Изд-во стандартов, 1978. - 5 с.
6. ГОСТ 23281-78 Аэродинамика ЛА. Термины, определения и буквенные обозначения [Текст]. - Введ. 1979-01-07. - М.: Изд-во стандартов, 1979. - 32 с.
Военный учебно -научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю. А. Гагарина», (г. Воронеж)
STUDY SENSOR TO SOURCE INFORMATION ABOUT AIRSTREAM BY METHOD OF
SIMULATION MODELING
S.P. Poluektov, V.S. Strukov, S.O. Tsoletan
Presented results of the study of the possible ways of increasing to accuracy of the measurement high-altitude-speed parameter of the moving the object for air ambience by change to designs of the receiver of the air pressures with use modern exploratory programmer complex. The subjects of the study are a mathematical models modern receiver air pressures. Presented results of the benchmark analysis classical and designed receiver of the air pressures. Motivated change carried in design of the designed meter of the air pressures
Key words: full pressure, steady-state pressure, high-altitude-speed parameters, receiver of the air pressures
