CC BY
86
УДК 629.735.45: 629.7.054.44
ИЗМЕРЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ВЕКТОРА ВЕТРА И ДРУГИХ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ НА БОРТУ ВЕРТОЛЕТА В УСЛОВИЯХ ВОЗМУЩЕНИЙ ВИХРЕВОЙ КОЛОННЫ НЕСУЩЕГО ВИНТА
В.М. Солдаткин, В.В. Солдаткин, А.В. Никитин, Е.О. Арискин
Рассмотрена проблема измерения параметров вектора ветра и других воздушных сигналов на борту вертолета и направления ее решения с использованием информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта. Рассматриваются особенности построения бортовой системы измерения параметров вектора ветра на основе комбинации аэрометрических и ионно-меточных измерительных каналов.
Ключевые слова: вертолет, параметры вектора ветра, измерение, аэродинамическое поле вихревой колонны, неподвижный многофункциональный приемник, аэрометрические и ионно-меточные измерительные каналы, алгоритмы и погрешности.
В различных отраслях народного хозяйства и в военных целях широкое применение находят вертолеты различных классов. Повышение безопасности эксплуатации и эффективности применения вертолетов является важной для авиации задачей, решение которой имеет существенное значение для развития страны.
Как показывает анализ, значительная часть авиационных происшествий при эксплуатации одновинтовых вертолетов связана с отсутствием у экипажа достоверной информации о состоянии и параметрах движения относительно окружающей воздушной среды [1, 2]. При этом на стоянке до запуска силовой установки и при раскрутке несущего винта, при рулении и маневрировании по земной поверхности (стартовые режимы), на этапах взлета, снижения, висения и посадки (взлетно-посадочные режимы) для предотвращения авиационных происшествий, связанных с опрокидывание вертолета на бок или хвостовую балку, соударением лопастей несущего винта с землей, рулевым винтом и между собой экипажу необходима достоверная информация о текущем значении величины скорости и угле направления вектора ветра относительно продольной оси вертолета при изменении его положения в азимуте в диапазоне ±180°, что регламентируется Руководством по летной эксплуатации вертолета [3]. Однако при расположении приемников первичной информации средств измерения параметров вектора ветра и других воздушных сигналов на фюзеляже вертолета на их работу оказывают существенное влияние индуктивные потоки вихревой колонны несущего винта, ограничивающие возможность измерение скорости и угла направления вектора ветра и других воздушных сигналах при вращении несущего винта на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета, когда приемники первичной аэрометрической информации находятся в зоне вихревой колонны несущего винта.
146
Для снижения влияния индуктивных потоков несущего винта на работу бортовых систем измерения параметров вектора ветра и других воздушных сигналов предложено [4, 5] для целей измерения использовать информацию аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта.
В качестве информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта предложено использовать вектор скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны, который предложено представить в виде трех составляющих: стационарной составляющей У , обусловленной поступательным движением вертолета относительно окружающей воздушной среды, стационарной составляющей У индуктивного потока и воздушного потока за счет силы тяги несущего винта и флуктуационной составляющей Уф. обусловленной маховыми
движениями лопастей и работой автомата перекоса и приводящей к пульсациям углов скоса вихревой колонны [6].
Так как круговые частоты оф- флуктуационных составляющих Рф-
вектора Уф кратны угловой скорости он вращения несущего винта,
то для повышения помехоустойчивости каналов измерения высотно-скоростных параметров по информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта 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.
На рис. 1, а приведена запись флуктуационной составляющей модуля вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, полученной при летных испытаниях системы воздушных сигналов вертолета, выполненной на основе свободно ориентированного приемника воздушных давлений, установленного в зоне вихревой колонны несущего винта вертолета Ми-28 [7]. Спектральная плотность помех от фильтрации флуктуационной составляющей скорости определяется интервалом частот /ф- = 0,8...1 Гц, вследствие чего модуль ¥■£ вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта имеет существенное рассеяние, среднеквадрати-ческое значение которого можно оценить величиной » 7,5км/ч .
Для уменьшения влияний пульсаций вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, а, следовательно, повышения помехоустойчивости бортовой системы измерения параметров вектора ветра и других воздушных сигналов вертолета на основе информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта в ее каналах целесообразно использовать соответствующие фильтры.
Рис. 1. Записи флуктуаций модуля вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, воспринимаемой аэрометрическим приемником системы воздушных сигналов на вертолете Ми-28 до (а) и после (б) фильтрации
На рис. 1, б показаны флуктуации модуля вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта системы СВС-В28 при использовании цифрового фильтра, описываемого разностным уравнением [7]
У _ Л2(*„ + 2х„_1 + х„_2) + 2(4Т - А)У„_1 - (4Т2 -4^ТА + Л2)Г„_2
71 9 ^ 9 » \1)
4Т + 4^7А + А
где А - интервал дискретизации (шаг счета вычислителя); хп,хп-\9хп-2 и ~ значения входного и выходного сигналов фильтра, соот-
ветствующих моментам времени ^ = пА^п_1 = пА-А^п_2 = пА-2А; начальные условия хп_\ = хп_2 - 0; = 0; ^о = х0> Т = 0,5 с; £ = 0,7.
Как видно из рис. 1, б рассеяние модуля У^ вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта при использовании рекурсивного фильтра второго порядка существенно уменьшается и определяется среднеквадратическим значением ~ 3,7км/ч.
Таким образом, фильтрация позволяет существенно ослабить флук-туационную составляющую Уф вектора У^ скорости результирующего
воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета, и ее влиянием на работу бортовой системы измерения параметров вектора ветра можно не учитывать.
Тогда вектор скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта будет являться геометрической суммой вектора скорости У, формируемого вектором ветра W и вектором истинной воздушной скорости Ув движения вертолета относительно окружающей среды, и вектора У- индуктивного воздушного потока, создаваемого несущим винтов вертолета, вида
Уе= W - Ув + У-, (2)
так как вектор истинной воздушной скорости Ув направлен в сторону,
противоположную вектору скорости У набегающего воздушного потока.
Для восприятия информации вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта предложено использовать неподвижный пространственно распределенный многофункциональный аэрометрический приемник, конструктивная схема которого приведена на рис. 2 [8].
Рис. 2. Конструктивная схема неподвижного многофункционального аэрометрического приемника
Многофункциональный аэрометрический приемник содержит неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник 1, выполненный в виде двух разнесенных по высоте экранирующих дисков 2
149
и 3, между внутренними профилированными поверхностями которых в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления 4 для забора давлений Р-, определяющих величину Ж и угол направления у вектора ветра W в азимутальной плоскости на стоянке до запуска силовой установки несущего винта.
На внутренних поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены кольцевые каналы 6 для забора дросселированного статического давления Рст д набегающего воздушного потока при наличии ветра. На внутренних профилированных поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены отверстия 5 для забора давлений Рш- и Р^-1, определяющих угол ветра в вертикальной плоскости.
Для восприятия аэрометрической информации при запуске силовой установки и вращении несущего винта, на режиме руления и маневрирования вертолета по земле и на взлетно-посадочных режимах, когда неподвижный многофункциональный аэрометрический приемник находится в створе вихревой колонны несущего винта, на наружной поверхности экранирующего диска 3 установлен дополнительный аэрометрический приемник 7 в виде полусферы с диаметром, равным диаметру верхнего экранирующего диска. На поверхности полусферы на оси симметрии расположено отверстие, являющееся приемником полного давления Рпе результирующего воздушного потока вихревой колонны. В плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом Ф01 к оси симметрии симметрично расположены отверстия, являющиеся приемниками давлений Р1 и Р2. В плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета, под углом Ф02 к оси симметрии расположены отверстия, являющиеся приемниками давлений Р3 и Р4. Перпендикулярно оси симметрии сферического приемника на его поверхности, например по окружности расположены отверстия, являющиеся приемниками статического давления Рст Е результирующего воздушного потока вихревой колонны.
При рулении и маневрировании по земле и на взлетно-посадочных режимах, за меру величин составляющих вектора скорости ветра W и вектора истинной воздушной скорости Ув вертолета принимается угловое положение вектора скорости УЕ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, определяемое углами Ф1 и Ф2 , которые регистрируются ортогонально расположенными приемниками давлений Р1 и Р2 , Р3 и Р4 .
Давления Р1 и Р2, Р3 и Р4, Рпе и Рсте , воспринимаемые дополнительным аэрометрическим приемником 3, подключены ко входам пневмо-электрических преобразователей, выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подклю-
чены к микропроцессору. На вход микропроцессора также подключены выходы приемника температуры торможения результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта и выходы пневмо-электрических преобразователей давлений Р-, Рш-, Рш--1, Рстд, воспринимаемых неподвижным многоканальным проточным аэрометрическим приемником 1. Выход микропроцессора является выходом бортовой системы по величине Ж и углу направления у или продольной Жх и боковой Жг
составляющим вектора скорости ветра W на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, при взлете и посадке, в области малых и околонулевых скоростей полета и на режиме висения, когда неподвижный многофункциональный аэрометрический приемник находится в зоне вихревой колонны несущего винта.
Как показали результаты испытаний экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника в аэродинамической трубе [9] инструментальная погрешность канала измерения скорости ветра на стоянке до запуска силовой установки с вероятностью 0,95 не превышает ДЖ = ±0,55...0,83 м/с, угла направления вектора ветра в диапазоне ± 180°-Д¥ = ±1,5...2°. На взлетно-посадочных режимах инструментальные погрешности измерения продольной Ух и боковой У2 составляющих вектора истинной воздушной скорости не превышают ДУх = ДУ2 =±2...4 км/ч, что с учетом высокой точности измерения скорости руления и путевой скорости вертолета в каналах современных спутниковых навигационных систем и доплеровских измерителей путевой скорости свидетельствует о высокой точности измерения параметров вектора ветра по информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета в каналах бортовой системы.
Однако использование бортовой системы измерения параметров вектора ветра на основе многофункционального аэрометрического приемника связано с необходимостью защиты большого числа трубок полного давления, установленных в его проточном канале многоканального проточного аэрометрического приемника от обледенения, попадания пыли и влаги в реальных условиях эксплуатации вертолета. Многоканальная схема преобразования воспринимаемых давлений обусловливает жесткие требования к идентичности и стабильности характеристик измерительных каналов системы. Все это усложняет конструкцию, снижает надежность работы в реальных условиях эксплуатации и сдерживает применение бортовой системы измерения параметров вектора ветра на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника.
Для устранения указанных недостатков бортовой системы измерения параметров вектора ветра на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника для измерения скорости и угла направления ветра на стоянке до запуска силовой установки предложено [10] построить на основе неподвижного панорамного ионно-меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости.
На рис. 3 приведена структурно-функциональная схема системы измерения параметров вектора ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета, построенная на основе комбинации ион-но-меточных и аэрометрических измерительных каналов.
1113 15 12 14 16 18 19 20 21 22 10
Рис. 3. Структурно-функциональная схема системы измерения параметров вектора ветра на основе ионно-меточных и аэрометрических измерительных каналов
Система измерения параметров вектора ветра на борту вертолета выполнена по двухканальной схеме и включает ионно-меточный канал измерения величины Ж и направления у вектора W ветра на стоянке до запуска силовой установки и аэрометрический канал измерения параметров вектора ветра на стартовых и взлетно-посадочных режимах.
В качестве ионно-меточного канала используется панорамный ион-но-меточный датчик аэродинамического угла и воздушной скорости [11, 12], включающий плату 1 с системой приемных электродов 3, в центре 0 которой установлен искровой разрядник 2, подключенный к генератору меток (ГМ) 4. При подаче на высоковольтный разрядник 2 высоковольтного импульса от генератора меток (ГМ) 4 формируется ионная метка с явно
152
выраженным электростатическим зарядом, которая движется совместно с воздушным потоком вектора ветра W, приобретая его скорость Ж и направление у. При приближении заряженной ионной метки к приемным электродам 3, расположенным на окружности радиусом Я, на них наводятся электростатические заряды, величина которых зависит от расстояния Я от точки генерации ионной метки до приемного электрода и углового положения у траектории движения метки.
За счет выбора конструктивных параметров системы приемных электродов [12] с помощью четных приемных электродов формируются положительные и отрицательные полуволны синусоидальных угловых характеристик информативных сигналов и( у) на выходе четных предварительных усилителей. С помощью нечетных приемных электродов формируются положительные и отрицательные полуволны косинусоидальных угловых характеристик информативных сигналов и( у) на выходе нечетных предварительных усилителей.
Выходные сигналы блока предварительных усилителей (БПУ) 5 подаются на входы измерительной схемы (ИС) 6, включающую канал 7 определения рабочего сектора (канал грубого отсчета) измеряемого угла у, канал 8 точного измерения угла в рабочем секторе и канал 9 измерения величины Ж скорости ветра. Выходные сигналы указанных каналов подаются на входы вычислительного устройства (ВУ) 10, который по результатам обработки входной информации выдает цифровые коды Ыу и Ыж по углу
у направления и скорости Ж ветра. Вычислительное устройство также формирует сигнал ^гм запуска генератора ионных меток.
На стоянке до запуска силовой установки при попадании траектории ионной метки в 1-й грубый канал текущее значение измеряемого угла у определяется как
у = I а0+ ар, (3)
где а0 - угол, охватывающий рабочий сектор грубого канала отсчета (при ¿тах = 4, а0 = 90°); I - номер рабочего сектора (/ = 1,4); ар - значение измеряемого угла в пределах ¿-го рабочего сектора.
Сигналы, пропорциональные синусу ^бш аг- и косинусу ^ооб аг измеряемого угла в ¿-м рабочем секторе грубого канала и снимаемые с блока предварительных усилителей, обрабатываются в вычислительном устройстве, на выходе которого выдается цифровой код, связанный со значение ар измеряемого угла в пределах рабочего сектора точного канала соотношением
^БШ аг-^ооб аг-153
ар = агС£—--, (4)
где а, - текущее значение измеряемого угла в пределах ¿-го рабочего сектора.
При работе канала измерения величины (модуля) скорости вектора ветра формируется интервал времени Тж пролета ионной метки расстояния Я от точки генерации 0 ионной метки до окружности с приемными электродами. В соответствии с интервалом времени Тж в вычислительном устройстве вырабатывается цифровой код Ыж, пропорциональный величине скорости ветра
Ж = Я. тЖ
В меточном датчике аэродинамического угла и воздушной скорости реализуется кинематиеческий метод измерения величины (модуля) и угла направления вектора ветра, при котором точность измерения угла направления у и скорости Ж ветра не зависит от состояния окружающей среды (температуры, атмосферного давления, плотности, влажности и т.п.). Выполнение системы приемных электродов в виде расположенных по окружности металлических пластин позволяет сформировать логометрические информативные сигналы с синусоидальной и косинусоидальной угловыми характеристиками и обеспечить измерение угла направления вектора ветра во всем диапазоне его измерения, т.е. от 0 до 360° или ±180° без увеличения габаритных размеров системы приемных электродов. При этом конструктивное выполнение приемных электродов совместно с предварительными усилителями канала регистрации в виде автономных модулей, позволяет существенно повысить помехоустойчивость канала регистрации ионных меток и увеличить разрешающую способность по измеряемому углу и скорости ветра при малых габаритах системы приемных электродов. По результатам экспериментальных исследований панорамного ионно-меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости [11] инструментальные погрешности канала скорости не превышают ±4.. .5 км/ч, канала угла - ±0,5°.
На стоянке при запуске силовой установке и вращении несущего винта, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлетно-посадочных режимах в работу включается второй - аэрометрический канал, выполненный на основе неподвижного полусферического аэрометрического приемника, жестко установленного над платой приемных электродов ионно-меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости.
На рис. 4 показана конструктивная схема датчика воздушных сигналов системы измерения параметров вектора ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета на основе ионно-меточных и аэрометрических измерительных каналов. Перпендикулярно системе приемных электродов 1 панорамного ионно-меточного датчика аэродина-
154
мического угла и воздушной скорости на стойках 3 установлен неподвижный полусферический аэрометрический приемник 2, на поверхности которого расположены отверстия для восприятия давлений, несущих информацию о векторе скорости Уе результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта (см. рис. 1). Воспринимаемые давления по пневмоканалам через стойки 3 передаются ко входам пневмоэлектриче-ских преобразователей, расположенных внутри панорамного ионно-меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости.
Рис. 4. Конструктивная схема датчика воздушных сигналов системы измерения параметров вектора ветра на стоянке, стартовых
и взлетно-посадочных режимах вертолета на основе ионно-меточных и аэрометрических измерительных каналов
Для восприятия информации результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта на поверхности полусферического аэрометрического приемника 11 (см. рис. 2) расположены отверстия 12 для забора полного давления Рпе результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, отверстия 13, 14 и 15, 16 для забора давлений р и р>, Р и Р4, определяющих углы и положения вектора скорости У^ относительно оси симметрии полусферического приемника
в плоскости параллельной продольной оси вертолета и в плоскости перпендикулярной продольной оси вертолета, а также отверстия 17 для забора статического давления Рсте результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта.
Воспринимаемые давления Рпе , Р и р>, Р и Р4, Рсте с помощью пневмоэлектрических преобразователей перепада давлений 18 и пре-
155
образователя абсолютного давления 19 преобразуются в электрические сигналы, которые через канал 20 аналого-цифрового преобразования, включающего мультиплексор 21 и АЦП 22 подаются в вычислительное устройство 10, на выходе которого формируются цифровые сигналы по скорости ЯГ и углу направления \|/ вектора ветра и другим воздушным сигналам.
На стоянке при запуске силовой установки и вращении несущего винта вектор скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта можно представить в виде геометрической суммы вектора скорости ветра \У и стационарной составляющей У7о вектора
скорости воздушного потока, создаваемого несущим винтом, т.е.
+ \¥ = Ух-У/0. (5)
Для конкретного типа вертолета и места установки неподвижного пространственно распределенного датчика воздушных сигналов с аэрометрическими и ионно-меточными измерительными каналами на фюзеляже вертолета составляющие У{х, У;у, У^ вектора У7о скорости индуктивного
потока вихревой колонны несущего винта в связанной системе координат можно описать уравнениями вида [4]
угх=к1х- Ко; Гь = Ъу'Гю; = (б)
где Ую =
модуль вектора У/о скорости индуктивного потока
2ХР н?
несущего винта на режиме висения; К,х, К^, К,- - безразмерные коэффициенты, функционально связанные с параметрами режима полета и определяемые при летных испытаниях данного типа вертолета для конкретного места установки датчика воздушных сигналов; С - вес вертолета; пх
нормальная перегрузка
< 1 а2н ^
Пу=--2--1
V ^ У
РН - плотность воздуха на
данной высоте Н\ Р - площадь, ометаемая несущим винтом вертолета; X - коэффициент заполнения диска несущего винта; g = 9,80665 - ускорение свободного падения.
Величину (модуль) вектора скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта можно определить по полному Рр]Е и статическому РсТЕ давлениям и температуре Г-р^ торможения результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, воспринимаемой приемником температуры торможения, установленного на фюзеляже в зоне действия вихревой колонны несущего винта, используя соотношение [4]
= 44,826
TTI ñu.~PCTL 1 Y V PcTL , 0,2857143 -1
PUL -PcTI 1 1 l PCTL ) 0,2857143
(7)
где параметры, входящие в формулу (7) имеют размерности в единицах системы СИ.
Проекции вектора V¿ скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего на оси связанной системы координат определяются как
-siiKpi; V^y -cos(p;[Cos(p2; sin(p2- (8)
где cpi и ф2 - углы, определяющие положение вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего относительно осей полусферического аэрометрического приемника, которые определяются по давлениям Р2 и F¿
Используя соотношения для определения давления на поверхности полусферического аэрометрического приемника, приведенные в работе [4], углы (pi и ф2, определяющие положение вектора скорости результирующего набегающего воздушного потока вихревой колоны несущего винта, будут определяться соотношениями
1
(pi =— arcsin 1 2
1
(р9 =— arcsin
z 2
(9)
951п2ф02Рп1-^СТх/
где фдо и Ф20 - углы расположения отверстий для забора давлений , Р2 И Р3, Р4.
Тогда в соответствии с выражениями (6) - (9) продольная Жх, боковая IV- составляющие и модуль (величина) Жт горизонтального ветра \¥ на стоянке при запуске силовой установки и вращении несущего винта будут определяться как:
4 Рх-Р2
WX=VZ
w_, = vz
9sin29oi Pui-pCTL 4 P3-P4
9sin2902 Pm -PcTI
ix4 0'
WT
Г = V w} + w}; V|/ = arctg^
Wv
Таким образом, по давлениям Р\,Р2П Руя и ^СТХ> вос~
принимаемым на поверхности осесимметричного, например полусферического аэрометрического приемника, и температуре Г^х торможения результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего, используя соотношения (10) можно определить параметры вектора скорости ветра \¥ на стоянке при запуске силовой установки и вращении несущего винта.
На режиме руления и маневрирования вертолета по земной поверхности в качестве исходного уравнения для определения параметров вектора скорости ветра вместо выражения (5) необходимо использовать соотношение
УЕ = \¥ + Уг-0 + Ур, (11)
где Ур - вектор скорости руления и маневрирования вертолета по земной поверхности, продольная и боковая составляющие которого можно определить, используя информацию от спутниковой навигационной системы, установленной на вертолете.
Тогда, используя соотношения (6) - (11), выражения для определения продольной ¡¥х и боковой составляющих и величина (модуль)
И7Т горизонтального ветра \¥г при рулении и маневрировании по земной поверхности будут иметь вид
4 Р1-Р2 Щ = —г/3~54--ад о - Ур2; (12)
1ГХ=УЕ----ад о-Грх;
9$т2у01Ри1-Рст1
4 Р3-Р4
981п2ф02 РПХ - ^СТЕ Жт = д/жт2 + \¥}; = мсЩ ]¥'-
На взлетно-посадочных режимах вертолета в качестве исходного уравнения для определения параметров вектора скорости ветра вместо выражения (5) необходимо использовать соотношения вида
Уе = -ув + Угс ; УВ=Ш + УП. (13)
где Ув - вектор истинной воздушной скорости вертолета (Ув = -У );
Уп - вектор путевой скорости вертолета, параметры которого определяются доплеровским измерителем скорости и угла сноса (ДИСС); V - вектор скорости воздушного потока, набегающего на неподвижный полусферический аэрометрический приемник.
Поскольку неподвижный панорамный ионно-меточный датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости с установленным над его системой приемных электродов полусферическим аэрометрическим приемником расположенном на фюзеляже на определенном радиус-
векторе К от центра масс вертолета, то при вращении вертолета относительно центра масс имеет место кинематическое искажение вектора скорости V воздушного потока, набегающего на аэрометрический приемник, которое определяется векторным уравнением вида
Ук=У + сохК (х,у,г)9 (14)
где Ук - кинематически искаженный вектор скорости набегающего воздушного потока в месте установки неподвижного комбинированного аэрометрического приемника; со (юх,юу,(В2) - вектор угловой скорости
вращения вертолета относительно центра масс; сот,соу,со- - угловые скорости вращения вертолета относительно осей связанной системы координат; х9 у, z - координаты места установки неподвижного панорамного меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости с установленным над его системой приемных электродов полусферическим аэрометрическим приемником в связанной системе координат, центр которой находится в центре масс вертолета.
Проекции вектора скорости Ук на оси связанной системы координат будут определяться системой уравнений вида
Ужх = Ух+(<ауг-(о:ху);
(15)
где Ух, Уу, V- - проекции вектора истинной воздушной скорости Ув
на оси связанной системы координат.
Продольная и боковая составляющие Ух, V- и величина (модуль) Ув вектора истинной воздушной скорости Ув, углы атаки а и скольжения (3 вертолета, а также статическое давление Рц и барометрическая высота Я будут определяться соотношениями [4]:
' - - У
Ух=Ухз ш 1
1
агсБШ
Р\~Р2
ХСОБ
-агс81п
981п2фо1 РШ - РСТЕ Р*-РА ^
X
951п2ф02 Рщ-РсТ!
У.=У^т
(
-агсзт
Рх-Р,
981п2ф02 Рт-Рстт
V
Ув =
у2+у2+у2.
Уу V.
а = агс1е—; В = агап— У, Уа
(16)
Ре
Рн - рсте - ^р ;
(
287?05287Гте ^ Рст5:
/
где Д)=101325 Па и 75=288,15 ^ - абсолютное давление и абсолютная температура воздуха на высоте Н = 0 стандартной атмосферы; Я - удельная газовая постоянная воздуха (Я = 287,05287 Дж/кг-Т^); т - температурный градиент (т = 0,0065 К/и); Кр - безразмерный коэффициент, определяющий связь РсТ1 и -> который определяется при летных испытаниях для конкретного типа вертолета и места установки на фюзеляже неподвижного панорамного меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости с установленным на нем осесимметричным полусферическим аэрометрическим приемником; К)у - безразмерный коэффициент,
определяемый аналогично К{х и .
Используя информацию о величине Уи и угле сноса \|/с вектора путевой скорости Уп от доплеровского измерителя скорости и угла сноса и составляющих вектора истинной воздушной скорости Ув, продольная Жх, боковая IV- составляющие, величина (модуль) Ж и направление \|/ горизонтального вектора ветра \¥ на взлетно-посадочных режимах вертолета определяются соотношениями:
Таким образом, используя информацию, воспринимаемую неподвижным датчиком воздушных сигналов, выполненным в виде неподвижного панорамного ионно-меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости с установленным над его системой приемных электродов полусферическим аэрометрическим приемником, в вычислительном устройстве, выполненным в виде вычислителя, реализующего алгоритмы (3) - (5), (7), (10), (12), (17), определяются параметры вектора скорости ветра и другие воздушные сигналы вертолета на стоянке до запуска силовой установки, на стоянке при запуске силовой установки и вращении несущего винта, при рулении и маневрировании по земной поверхности, при взлете, снижении, висении и посадке вертолета. Построенная на основе ионно-меточных и аэрометрических измерительных каналов бортовая система измерения параметров вектора ветра обладает расширенными функциональными возможностями и областью применения.
(17)
Применение бортовой системы измерения параметров вектора ветра и других воздушных сигналов на вертолетах различного класса и назначения позволяет повысить безопасность их эксплуатации на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах, что имеет существенное значение для гражданской и военной авиации.
Работа выполнена в рамках базовой части государственного задания в сфере научной деятельности Минобрнауки России № 2014/55 (НИР № 990).
Список литературы
1. Ерусалимский М.А., Егоров В. Экипажам вертолетов - информационную поддержку // Авиасоюз. 2011. №2. С. 24-26.
2. Кузнецов О.И., Солдаткин В.М. Формирование сигналов информационной поддержки каналов системы предотвращения критических режимов вертолета с учетом критерия безопасности // Мехатроника, автоматизация, управление. 2015. №1. С. 60-66.
3. Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8 (изд. 4-е). М.: Авторитет, 1996. 554 с.
4. Солдаткин В.В. Система воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта: монография. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2012. 284 с.
5. Никитин А.В., Солдаткин В.В., Солдаткин В.М. Система измерения параметров вектора ветра на стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета // Мехатроника, автоматизация, управление. 2013. №6. С. 64-70.
6. Солдаткин В.В. Теоретические основы построения системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционально аэрометрического приемника // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. Тула: Изд-во ТулГУ, 2012. Вып.7. С. 245253.
7. Семенов А.В. Повышение точности и помехоустойчивости элементов бортовых систем обеспечения безопасности полета летательных аппаратов: автореф. дис. канд. техн. наук. Ульяновск: Ульяновск. гос. техн. ун-та. 2008. 18с.
8. Патент на изобретение №2427844 РФ, МПК 001Р 5/14. Система воздушных сигналов вертолета / В.В. Солдаткин, В.М. Солдаткин, А. А. Порунов, А.В. Никитин, Н.Н. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Белов, Д.А. Истомин. Заявл. 09.03.2010. Опубл. 27.08.2011. Бюл. №24.
9. Никитин А.В., Солдаткин В.М. Система измерения параметров вектора ветра истинной воздушной скорости на борту вертолета // Датчики и системы. 2015. №4. С. 48-54.
10. Патент на изобретение №2587389 РФ, МПК B64D43/00. Бортовая система измерения параметров вектора скорости ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета / В.М. Солдаткин, В.В. Солдаткин, Ф.А. Ганеев, Е.О. Арискин, Н.Н. Макаров, В.П. Деревян-кин, О.И. Кузнецов, Д.А Истомин. Заявл. 10.12.2014. Опубл. 20.06.2016. Бюл. №17.
11. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2001. 448с.
12. Ганеев Ф.А., Солдаткин В.М. Ионно-меточный датчик аэродинамического угла и воздушной скорости с логометрическими информативными сигналами и интегрированной схемой обработки // Известия вузов. Авиационная техника. 2010. №3. С. 46-50.
Солдаткин Владимир Михайлович, д-р техн. наук, проф., зав. кафедрой, w-soldatkin@,mail.ru , Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Солдаткин Вячеслав Владимирович, д-р техн. наук, доц., w-soldatkin@,maiLru , Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Никитин Александр Владимирович, канд. техн. наук, ст. препод., niki-tin.rf@mail.ru , Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Арискин Евгений Олегович, асп., EOAriskin@kai.ru , Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ
MEASUREMENT OF PARAMETERS OF THE WIND VECTOR AND OTHER AIR SIGNALS OF THE HELICOPTER IN CONDITIONS OF DISTURBANCE OF THE VORTEX COL UMN
OF THE MAIN ROTOR
V.M. Soldatkin, V. V. Soldatkin, A. V. Nikitin, E. O. Ariskin
The problem of measuring the parameters of wind vector and other air signals on board the helicopter and directions its solution with using information aerodynamic field of vortex column of the main rotor are considered. The features of construction the onboard measuring system of parameters of the wind vector on the basis of a combination of aerodynamic and ion-label measurement channels are considered.
Key words: helicopter, the parameters of wind velocity, measurement, aerodynamic field of vortex column, stationary multifunctional receiver, aerometric and ion-label measurement channels, algorithms and errors.
Soldatkin Vladimir Mikhaylovich, doctor of technical sciences, professor, head of department, w -soldatkin@,mail. ru, Russia, Kazan, Kazan national research technical university named after A.N. Tupolev-KAI,
Soldatkin Vyacheslav Vladimirovich, doctor of technical sciences, docent, w-soldatkinamail. ru, Russia, Kazan, Kazan national research technical University named after A.N. Tupolev-KAI,
Nikitin Aleksandr Vladimirovich, candidate of technical sciences, master teacher, nikitin. rfamail. ru, Russia, Kazan, Kazan national research technical university named after A.N. Tupolev-KAI,
Ariskin Evgeny Olegovich, postgraduate, EOAriskin@kai. ru, Russia, Kazan, Kazan national research technical university named after A.N. Tupolev-KAI
УДК 629.051
АДАПТАЦИЯ НАВИГАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА САМОЛЕТА ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ПОЛЕТА В СИСТЕМЕ ТОЧНОЙ ЗОНАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ
В.В. Маркелов, А.В. Шукалов, М.О. Костишин, И.О. Жаринов, В. А. Нечаев
Для выполнения требований, предъявляемых спецификацией RNP-1, в целях получения допуска самолета к полетам в системе точной зональной навигации в европейском регионе в воздушном пространстве, осуществлена оценка характеристик бортового комплекса самолета и предложен ряд доработок его программно-математического обеспечения.
Ключевые слова: навигационный комплекс, полет, навигация, индикация.
Введение. Концепция требуемых навигационных характеристик RNP (Required Navigation Performance) определяется руководством по навигации, основанной на характеристиках ICAO Doc 9613 и включает в себя формализацию требований к навигационным характеристикам, которым должно удовлетворять воздушное судно в пределах некоторого района воздушного пространства в течение как минимум 95 % времени полета. RNP в целом определяется как уровень точности навигации, требуемый для поддержания воздушного судна в рамках заданного воздушного пространства [1, 2].
Выбор RNP для заданного района воздушного пространства определяется в зависимости от загруженности воздушного пространства, наличия препятствий и особых зон в районе полетов, наземной инфраструктуры радионавигационных средств, средств радиолокационного наблюдения и т.д. Типы RNP предписываются либо соответствующим государством, либо региональным аэронавигационным соглашением. Цель назначения
