CC BY
10
The paper presents a mathematical model, transfer functions and frequency characteristics of the direct and cross channels of the tilt angle meter, implemented on the basis of a gyroscope with a spherical ball bearing suspension. A method has been developed to improve the dynamic characteristics of the gyroscope by implementing compensating feedbacks between the channels. The results of the study of the gyroscope dynamics were carried out, which made it possible to determine the parameters of compensating feedbacks that ensure the best quality of the gyroscope operation.
Key words; tilt angle meter, gyro stabilizer, gyroscope.
Malyutin Dmitriy Mikhailovich, candidate of technical sciences, professor, Ma-lutindm@yandex.ru, Russia, Tula, Tula State University
УДК 629.7.054.44
DOI: 10.24412/2071-6168-2021-10-243-249
ПОСТРОЕНИЕ, МОДЕЛИ И ОБРАБОТКА СИГНАЛОВ В КАНАЛАХ УЛЬТРАЗВУКОВОГО ПАНОРАМНОГО ДАТЧИКА ПАРАМЕТРОВ ВЕКТОРА ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Б.И. Мифтахов, В.В. Солдаткин, В. М. Солдаткин
Рассмотрены особенности измерения величины (модуля) и углового положения вектора воздушной скорости летательного аппарата (ЛА) традиционными средствами, реализующими аэродинамический и флюгерный методы, ограничения их использования на малоразмерных ЛА. Приведена функциональная схема оригинального ультразвукового панорамного датчика параметров вектора воздушной скорости ЛА с одним неподвижным приемником набегающего воздушного потока. Рассмотрена методика формирования и аналитические модели обработки информативных сигналов и определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости ЛА с использованием частотных, время-импульсных и фазовых информативных сигналов в ультразвуковых измерительных каналах датчика. Приведены конкурентные преимущества ультразвукового панорамного датчика параметров вектора воздушной скорости и перспективность его применения на малоразмерных ЛА различного класса.
Ключевые слова: ЛА, вектор воздушной скорости, параметры, датчик, построение, модели сигналов, обработка.
Эксплуатация значительного класса летательных аппаратов (ЛА) различного назначения осуществляется в приземном слое атмосферы. Основными параметрами, определяющими качество пилотирования и безопасность полета ЛА в атмосфере, являются параметры вектора воздушной скорости. Для управления пилотируемых и беспилотных ЛА необходима достоверная информация об аэродинамических углах атаки и скольжения, о модуле и проекциях вектора воздушной скорости на оси связанной с ЛА системы координат, определяющих аэродинамику и динамику движения ЛА относительно окружающей воздушной среды [1-3].
Создание и расширение области применения малоразмерных пилотируемых и беспилотных ЛА различного класса и назначения определяет актуальность задачи пополнения арсенала средств измерения параметров вектора воздушной скорости, обладающих чисто электронной конструктивной схемой, малой массой и стоимостью, обеспечивающих измерение аэродинамического угла скольжения во всей азимутальной плоскости, т.е. в диапазоне ±180°.
Традиционные средства измерения параметров вектора воздушной скорости самолета и других ЛА реализуют аэродинамический и флюгерные методы измерения параметров набегающего воздушного потока с помощью автономных приемников воздушных давлений и температуры торможения, флюгерных датчиков аэродинамических углов, распределенных по фюзеляжу ЛА и удаленных от вычислителя, формирующего выходные сигналы по параметрам вектора воздушной скорости [4-8]. Это усложняет конструкцию, увеличивает массу и стоимость таких средств измерения параметров вектора воздушной скорости, является причиной возможного засорения и обледенения автономных приемников и датчиков, снижающих надежность их работы в условиях реальной эксплуатации. Все это ограничивает область применения традиционных средств на малоразмерных пилотируемых и беспилотных ЛА.
243
Проводятся разработки датчиков аэродинамического угла и воздушной скорости ЛА, в которых реализуется вихревой [9-12] и ионно-меточный [13-16] методы измерения параметров набегающего воздушного потока с помощью одного (интегрированного) неподвижного приемника и встроенного вычислителя. Использование частотно-временных первичных информативных сигналов снижает погрешности их измерительных каналов. Однако вихревой датчик аэродинамического угла и воздушной скорости [12] обеспечивает измерение в диапазоне изменения аэродинамического угла ±25...30о. Многоканальная измерительная схема ионно-меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости [16] обеспечивает измерение в диапазоне изменения аэродинамического угла до ±180°, но жесткие требования к идентичности и стабильности характеристик измерительных каналов усложняют конструкцию, повышает массу и стоимость, что также ограничивает его применение на малоразмерных ЛА.
Эффективность применения ультразвукового метода измерения параметров потока газа и жидкости в расходометрии и других областях [17-20] определили направление разработки широко диапазонного чисто электронного датчика параметров вектора воздушной скорости ЛА с одним неподвижным приемником и ультразвуковыми измерительными каналами, функциональная схема которого приведена на рисунке [21].
Электронный датчик аэродинамического угла и воздушной скорости реализует ультразвуковой метод измерения параметров набегающего воздушного потока. В датчике реализуется кинематический метод измерения скорости и угла направления набегающего воздушного потока, при котором точность измерения параметров вектора воздушной скорости не зависит от температуры, давления и других параметров окружающей воздушной среды. Работа измерительных каналов электронного датчика основана на регистрации различия времени распространения ультразвуковых колебаний по направлению набегающего воздушного потока и против потока, т.е. информативными параметрами являются частотно-временные первичные информативные сигналы, удобные для выделения, преобразования и обработки.
параметров вектора воздушной скорости летательного аппарата
В предлагаемом электронном датчике параметров вектора воздушной скорости для регистрации параметров набегающего воздушного потока используются совмещенные в одной конструкции пары пьезоэлектрических излучателей и приемников ультразвуковых колебаний. Совмещенные пары излучатель-приемник устанавливаются на внешней обтекаемой поверхности 1 датчика под углом 00=45° к оси, относительно которой отсчитывается измеряемый аэродинамический угол атаки или скольжения вектора воздушной скорости ЛА.
244
Излучатели 3 И1 и И2 генерируют, а приемники 4 П1 и П2 регистрируют ультразвуковые колебания, которые распространяются по направлению набегающего воздушного потока. Излучателе И1' и И2' генерируют, а приемники П1' и П2' регистрируют ультразвуковые колебания, распространяющиеся против направления потока.
Входы излучателей И1, И2 и И1', И2' подключены к генератору 2, формирующего синусоидальных колебания высокой частоты, через цепи управления, выполненные в виде модуляторов 5 М1, М2 и М1', М2', работающих в ключевом режиме. Выходы приемников ультразвуковых колебаний П1 и П1' через усилители 6 У1 и У1', детекторы 7 Д1 и Д1' подключены ко входам схемы вычитания 8 СВ1, на выходе которой формируется информативный сигнал в виде разности А/=/ -/1 частот/ и/1 ультразвуковых колебаний, воспринимаемых приемниками П1 и П1' по направлению контролируемого потока. Приемники П2 и П2' через усилители У2 и У2', детекторы Д2 и Д2' подключены ко входу схемы вычитания СВ2, на выходе которой формируется разность А/2= /2 - /2/ частот /2 и /2' ультразвуковых колебаний, воспринимаемых приемниками П2 и П2' против направления набегающего потока. Выходы схем вычитания СВ1 и СВ2 подключены ко входу вычислителя 9, обеспечивающего обработку информативных сигналов А/ и А/2, определение и выдачу цифровых сигналов и Ыу по аэродинамическому
и. у В
углу и воздушной скорости.
Разработаны оригинальные аналитические модели формирования и обработки частотных информативных сигналов ультразвуковых измерительных каналов электронного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости [21]. Показано, что при нахождении измеряемого аэродинамического угла а в пределах ±45° (сектор I рисунка) интервалы времени t\, и ¿2, ^ распространения ультразвуковых колебаний от излучателей до приемников по направлению набегающего воздушного потока и против потока определяются выражениями
Ь ' Ь
¿1 =-; =-;
а + V cos(©0 +а) а - V cos(©0 +а) (1)
Ь ' Ь
t =_• t' =_
2 ' 2 ' а + V cos(©0 - а) а - V cos(©0 - а)
где Ь - расстояние между излучателями и приемниками ультразвуковых колебаний; а - скорость распространения ультразвуковых колебаний в воздухе; V - скорость набегающего воздушного потока; а - угол направления набегающего воздушного потока относительно оси датчика.
Используя выражения (1), частоты /1, /1 и /2, /2' ультразвуковых колебаний, поступающих на входы схем вычитания СВ1 и СВ2, связаны с углом направления набегающего потока, равным по величине и знаку измеряемому аэродинамическому углу а, и со скоростью набегающего воздушного потока V, равной измеряемой воздушной скорости ¥в, выражениями
/ = Ь [ + V ^(©0 + а)] / = -Ь [а - V ^(©0 + а)]
/2 = Ь [а + V cos(©o - а) /2 = — [а - V - а)
Полученные выражения (2) позволяют определить разности частот /1, /1 и /2, /2' на выходе схем вычитания СВ1 и СВ2 А/1=/1-/1 и А/2=/2-/2 в виде
А/ = Ьcos(©o + а); А/2 = Ьcos(©o -а). (3)
Используя соотношения (3), получены аналитические модели обработки входных сигналов вычислителя и определения аэрометрического угла а и воздушной скорости ¥в беспилотного ЛА в ультразвуковых измерительных каналах электронного датчика параметров вектора воздушной скорости получены в виде [21]
а = аг^ . (4)
А/1 + А/2
Vв = . (5)
При превышении измеряемого аэродинамического угла значения а=+45° и выходе из сектора I работа ультразвуковых измерительных каналов происходит аналогично в секторе II. В этом случае значение аэродинамического угла а, вычисляемое по соотношению (4), должно
алгоритмически увеличиться на л/2. При превышении аэродинамического угла значения а=+90° в секторе III, вычисленное значение угла должно алгоритмически увеличиться на п. При отрицательных значениях измеряемого аэродинамического угла и выходе их за границы а= -45° и а= -90°, вычисленные значения аэродинамического угла алгоритмически должна уменьшится на -п/2 и на -п соответственно.
В этом случае электронный датчик обеспечивает панорамное измерение параметров вектора воздушной скорости во всей азимутальной плоскости в диапазоне изменения аэродинамического угла ±180°, используя аналитические модели вида
а = К, 2 + агс* ; Гв = , (6)
2 А/ + Д/2 2
где К, - коэффициент, принимающий значения - для сектора I К:=0, для сектора II - К2=±1, для сектора III - Кз=±2.
Как видно из соотношений (4) и (6), вычисленное значение аэродинамического угла определяется только текущими значениями разности частот А/1 и А/2, регистрируемых соответствующими совмещенными парами излучатель-приемник ультразвуковых колебаний по и против направления контролируемого воздушного потока. В выражение (5) для вычисления истинной воздушной скорости входит расстояние Ь между излучателями и приемниками, технологический разброс которого является причиной инструментальной погрешности измерения скорости.
Реализацию ультразвукового метода измерения параметров набегающего воздушного потока можно обеспечить, контролируя не изменение частот /1, /1 и /2, /2, регистрируемых ультразвуковыми измерительными каналами, а разности времени прохождения базового расстояния по и против набегающего потока коротких импульсов с заданной частотой.
В этом случае в качестве информативных сигналов используется разность интервалов времени, А^ = Ь - 1\ и А^ = Ь - регистрируемых соответствующими парами излучатель-приемник, установленными под углом 2©о=90° симметричного относительно заданной оси датчика.
Разности и А^2 будут определяться соотношениями
/ 2ЬУ ч
М = ч - со^©о + а); (7)
а (7)
/ 2ЬУ ч
А12 = ¿2 -¿2 = —— cos((y0 - а) а
Используя соотношения (7), аналитические модели для вычисления аэродинамического угла а и истинной воздушной скорости Ув ультразвукового датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости при использовании время-импульсных информативных сигналов в секторе I принимают вид
А^ - Аг2
+ А2' (8)
а 2
а = агС£
ув=2к (д'12+а'22).
Полученные аналитические зависимости (8) для вычисления аэродинамического угла по форме одинакова с зависимостями (4) и (5), полученными при использовании частотных информативных сигналов. Как видно из соотношения (8), значение истинной воздушной скорости зависит не только от измеряемых интервалов времени А^1 и А^2, но и от скорости а распространения звука в воздухе, зависящей от температуры окружающей среды, а, следовательно, и от высоты полета, а также от расстояния Ь между приемниками и излучателями. Изменение скорости звука а и расстояния Ь являются причиной методической и инструментальной погрешности измерения истинной воздушной скорости.
При реализации ультразвуковых измерительных каналов электронного датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости можно использовать фазовые информативные сигналы для регистрации параметров контролируемого воздушного потока.
Из-за различия времени А^, необходимое для прохождения ультразвуковых колебаний одного и того же расстояния Ь по потоку и против него, на пьезоэлементах приемников возникает разность фаз между воспринимаемыми ими ультразвуковыми колебаниями распространяющимися по и против направления набегающего воздушного потока.
Для ультразвуковых измерительных каналов, расположенных под углом © к направлению контролируемого потока, разность фаз Лф будет определяться выражением
ДФ = fos© V (9)
a 2
где f- частота ультразвуковых колебаний.
Применяя выражение (9) к задаче измерения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости для пары излучатель-приемник, расположенных под углом ©0=45°, получим
Д 4nfLV (© ч Д 4K/LV . (© ч
ДФ1 = 2 cos (©0 + а) ДФ2 = 2 sin (©о-а);
a a (10)
8niLV . . 8niLV
Дфх — Дф2 =—-2—sin а; Дфх +Дф2 =———cos а.
a2 a2
Дф, — Дф2 а = arctg—1--;
Дф, +Дф2 (11)
Vb = i (ДФ2 +ДФ2 ч
Следовательно, при использовании фазовых информативных сигналов, как и для время-импульсных информативных сигналов, вычисляемая по соотношениям (10), (11) воздушная скорость зависит от расстояния L между приемниками и излучателями, от скорости a звука, а также от частоты f посылки ультразвуковых колебаний, изменение которых является причиной инструментальных и методических погрешностей измерения, что также подтверждает преимущества электронного датчика параметров вектора воздушной скорости с частотными информативными сигналами.
Таким образом, полученные результаты показывают, что в сравнении с ионно-меточным и вихревым интегрированными датчиками предлагаемый электронный датчик параметров вектора воздушной скорости с ультразвуковыми измерительными каналами обладает следующими конкурентными преимуществами:
- для регистрации параметров набегающего воздушного потока используется только два измерительных канала, построенных на основе двух совмещенных пар излучателей-приемников ультразвуковых колебаний, что существенно упрощает конструкцию, снижает массу и стоимость датчика.
- использование частотных информативных сигналов упрощает их выделение, преобразование и обработку в измерительной схеме датчика, что упрощает ее практическую реализацию и формирование цифровых выходных сигналов по параметрам вектора воздушной скорости.
- отсутствие методических погрешностей ультразвуковых измерительных каналов с частотными информативными сигналами повышает точность измерения параметров вектора воздушной скорости.
Разработанные принципы построения, модели формирования информативных сигналов, их обработки и определения выходных сигналов являются теоретической основой для анализа погрешностей и обеспечения точности измерительных каналов, для разработки, изготовления и исследования в аэродинамической трубе экспериментальных образцов вариантов электронного датчика параметров вектора воздушной скорости с ультразвуковыми измерительными каналами.
Указанные конкурентные преимущества упрощают конструкцию, снижают массу и стоимость, что расширяет область применения электронного датчика на малоразмерных беспилотных и пилотируемых летательных аппаратах различного класса и назначения. Применение электронного датчика параметров вектора воздушной скорости с ультразвуковыми измерительными каналами на ЛА позволит повысить уровень безопасности полета, улучшить качество пилотирования и обеспечить решение тактико-технических задач полета.
Список литературы
1. Моисеев В.С., Гущина Д.С., Моисеев Г.В. Основы теории создания и применения информационных беспилотных авиационных комплексов. Казань: Изд-во МОиН РТ, 2010. 196 с.
2. Макаров Н.Н. Системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса: Теория, проектирование, применение: Монография / Н.Н. Макаров; под ред. докт. техн. наук В.М. Солдаткина. М/: Машиностроение/Машиностроение-Полет, 2009. 760 с.
3. Практическая аэродинамика маневренных самолетов / Под ред. Н.М. Лысенко. М.: Воениздат, 1977. 439с.
4. Кравцов В.Г. Аэрометрия высотно-скоростных параметров летательных аппаратов / В.Г. Кравцов, Н.В. Алексеев // Приборы и системы: Управление, контроль, диагностика. 2000. №8. С. 47-50.
5. Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie / J. Kaletka // Journal of American Helicopter Society, 1983. №4. Р.35-43.
6. Patent 0249848 ЕПВ (ЕР) MK G01P5/00. System zur Bestimung der Fluggeschwindigkeit von Hubschraubern. Burchard Miller. Patenblatt, 1987.
7. Клюев Г.И. Измерители аэродинамических параметров летательных аппаратов / Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров, В.М. Солдаткин, И.П. Ефимов / Под ред. В.А. Мишина. Ульяновск: Изд-во Ульяновск. гос. техн. ун-та, 2005. 590 с.
8. Солдаткин В.М. Авиационные приборы, измерительно-вычислительные системы и комплексы: Принципы построения, алгоритмы обработки информации, характеристики и погрешности / В.М. Солдаткин, Ф.А. Ганеев, В.В. Солдаткин, А.В. Никитин: Учебное пособие: под ред. докт. техн. наук, проф. В.М. Солдаткина. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2014. 526 с.
9. Yamasaki H. The Vortex Flowmeter / H. Yamasaki, M. Rubin // Flow Measurement and Control in Science and Industry. USA, 1974. P.975-983.
10. Киясбейли А.Ш. Вихревые измерительные приборы / А.Ш. Киясбейли, М.Е. Пере-льштей. М.: Машиностроение, 1972. 152с.
11. Pankanin G.L. The Vortex Flowmeter: Various Methods of Investigating Phenomena / G.L. Pankanin // Measurement science and technology, 2005. №16. Р. 1-16.
12. Солдаткин В.М. Особенности построения и анализ статической точности вихревой системы воздушных сигналов дозвукового летательного аппарата / В.М. Солдаткин, Е.С. Ефремова / Мехатроника, автоматизация, управление, 2019. Том 20. №7. С. 443-448.
13. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов / В.М. Солдаткин. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2001. 448с.
14. Dankert C. Messungen der Stomungsgesahwindigkeit uberschallschneller Gase mittels Elektronenstraltehnik. DFLVR-AVA Institut fur Experementelle Stromungstechnik, 1982. P.154-167.
15. Barriol R., Hannoyer G., Roussean C. A new approach for ionic air flow sensors transit time / SAE Techn. Pap. Ser., 1984. №840138. P. 29-39.
16. Ганеев Ф.А. Ионно-меточный датчик аэродинамического угла и воздушной скорости с логометрическими информативными сигналами и интерполяционной схемой обработки / Ф.А. Ганеев, В.М. Солдаткин // Известия вузов. Авиационная техника, 2010. №3. С.46-50.
17. Кремлевский П.П. Расходомеры и счетчики количества / П.П. Кремлевский / Изд. 3-е., пераб. и доп. Л.: Машиностроение, 1975. 776 с.
18. Электрические измерения неэлектрических величин / Под ред. П.В. Новицкого. Л.: Энергия. 1975. 576 с.
19. Fernandes D. Wind speed and direction measurement based on time of flight ultrasonic anemometer / D. Fernandes, L. Gomes, A. Costa // 2017 IEEE 26th International Symposium on Industrial Electronics (ISIE). - June 2017.
20. Ghahramani A. Measuring Air Speed With a Low-Power MEMS Ultrasonic Anemometer via Adaptive Phase Tracking / A. Ghahramani, M. Zhu, R.J. Przybyla, M.P. Andersen, P.J. Galicia, T.E. Peffer, H. Zhang, E. Arens // Sensors Journal IEEE, 2019. Vol. 19. №18. P.8136-8145.
21. Патент РФ на изобретение №2737518 С1, МПК G01P 5/18, G01H 11/18. Кинематический датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости / В.М. Солдаткин, В.В. Солдаткин, А.В. Никитин, Е.С. Ефремова, Е.О. Арискин. Заявл. 2019115017 от 15.05.2019 Опубл. 01.12.2020. Бюл. №34.
Мифтахов Булат Ильгизарович, аспирант, w-soldatkin@mail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Солдаткин Вячеслав Владимирович, д-р техн. наук, доцент, профессор, w-sol datkin@mail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Солдаткин Владимир Михайлович, д-р техн. наук, профессор, w-sol datkin@mail.ru Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ
BUILDING, MODELS AND SIGNAL PROCESSING IN CHANNELS OF THE AIRCRAFT'S ULTRASONIC PANORAMIC SENSOR OF THE PARAMETERS OF THE AIR VELOCITY VECTOR
B.I. Miftakhov, V.V. Soldatkin, V.M. Soldatkin
The measuring features of magnitude (modulus) and angular position of airspeed vector of aircraft plane (AP) by traditional means implementing the aerodynamic and vane methods, and the limitations of their use on small-sized AP are considered. The functional scheme of the original ultrasonic panoramic sensor of the airspeed vector parameters of AP with one stationary receiver of the incoming air flow is presented. The methodic of forming and analytical models for processing informative signals and determining the aerodynamic angle and true airspeed of AP using frequency, time-pulse and phase information signals in the ultrasonic instrumentation channels of the sensor is considered. The competitive advantages of the ultrasonic panoramic sensor of airspeed vector parameters and the prospects of its application on small-sized AP of various classes are presented.
Key words: AP, airspeed vector, parameters, sensor, building, signal models, processing.
Miftakhov Bulat Ilgizarovich, postgraduate, 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, professor, w-soldatkin@mail.ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI,
Soldatkin Vladimir Mikhailovich, doctor of technical sciences, professor, w-sol dat-kin@mail.ru Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupo-lev-KAI
УДК 531.383
DOI: 10.24412/2071-6168-2021-10-249-255
ДИНАМИКА ГИРОСКОПИЧЕСКОГО СТАБИЛИЗАТОРА С ВОЛНОВЫМ ТВЕРДОТЕЛЬНЫМ ГИРОСКОПОМ
М.Н. Королёв, Д.М. Малютин
Представлены результаты исследования динамики информационно-измерительной системы на основе индикаторного гироскопического стабилизатора (ГС) на волновом твердотельном гироскопе (ВТГ) при трехкомпонентной качке основания.
Ключевые слова: информационно-измерительная система, индикаторный гироскопический стабилизатор, волновой твердотельный гироскоп.
Введение. Функционирование информационно-измерительной системы на подвижном объекте обуславливает необходимость применения в ее составе индикаторного гиростабилиза-тора (ГС). В статьях [1-2] описаны информационно-измерительные системы на основе ГС на следующих чувствительных элементах (ЧЭ): трехстепенной астатический гироскоп, волоконно-оптический гироскоп (ВОГ), динамически настраиваемый гироскоп (ДНГ), микромеханический гироскоп (ММГ). Технические характеристики рассматриваемых систем представлены в табл. 1.
