CC BY
13
THE METHOD OF THE INITIAL AZIMUTH ORIENTATION OF THE GYRO
INCLINOMETER
A.A. Gus 'kov, I. V. Norinskaya
The method of the initial azimuth orientation of the gyro inclinometer has been developed. The method enables to process the signal of the angular rate sensor. The method is that the fixed error is calculated, the abnormal values are detected in the signal of the angular rate sensor. In an offered method it is used the median filter. The method enabling to calculate the phase of the signal of the angular rate sensor has been developed. The results of the investigation on estimation of effectiveness of the proposed method have been presented. The method of the initial azimuth orientation of the gyro inclinometer makes it possible to increase its accuracy.
Key words: inclinometer, initial azimuth orientation, abnormal values, median filter, least squares method.
Gus'kov Andrey Alexandrovich, candidate of technical sciences, docent, head of chair, guskov@apingtu. edu. ru, Russia, Arzamas, Arzamas Polytechnic Institute (Branch),
Norinskaya Irina Vladimirovna, engineer, irina-cybryaeva@mail. ru, Russia, Arzamas, Arzamas Scientific and Production Enterprise «Temp-Avia»
УДК 629.7.05.67; 629.7.054.44
СИСТЕМОТЕХНИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА И АНАЛИЗ ПОГРЕШНОСТЕЙ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ САМОЛЕТА С НЕПОДВИЖНЫМ НЕВЫСТУПАЮЩИМ ПРИЕМНИКОМ ПОТОКА
В.М. Солдаткин, В.В. Солдаткин, Е.С. Ефремова, Б.И. Мифтахов
Рассмотрены особенности построения оригинальной системы воздушных сигналов самолета с неподвижным невыступающим приемником набегающего потока, построенной на основе оригинального ионно-меточного датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости. Приведены функциональная схема и алгоритмы обработки информации, модели и расчетные значения методических и инструментальных погрешностей измерительных каналов, конкурентные преимущества разрабатываемой системы.
Ключевые слова: самолет, воздушные сигналы, измерение, система, неподвижный приемник, разработка, погрешности, анализ.
Для обеспечения безопасности полета самолета и решения полетных задач необходима информация о барометрической высоте, величине и составляющих вектора истинной воздушной скорости, аэродинамических углах атаки и скольжения, приборной скорости и числе Маха, параметрах и состоянии атмосферы, других воздушных сигналах, определяющих аэродинамические характеристики и динамику движения самолета относительно окружающей воздушной среды [1, 2].
232
Современные средства измерения воздушных сигналов самолета реализуют аэрометрический (аэродинамический) и флюгерный методы с помощью вынесенных в набегающий воздушный поток флюгерных датчиков аэродинамических углов, приемников воздушных давлений и приемников температуры торможения [3, 4]. Это нарушает аэродинамику и скрытность движения самолета, особенно при маневрировании, приводит к дополнительным погрешностям измерения, зависящим от параметров полета и состояния окружающей среды.
В Казанском национальном исследовательском техническом университете им. А.Н. Туполева совместно с АО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» проводится разработка оригинальной системы воздушных сигналов самолета с одним (интегрированным) неподвижным невыступающим приемником потока [5], вписанным в контур фюзеляжа самолета.
На рисунке приведена функциональная схема системы воздушных сигналов самолета с неподвижным невыступающим приемником потока [6], построенная на основе оригинального ионно-меточного датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости с логометрическими информативными сигналами и интерполяционной схемой обработки [7, 8].
Функциональная схема системы воздушных сигналов самолета с неподвижным невыступающим приемником потока
Ионно-меточный датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости ДАУ ВС содержит плату 1 с системой приемных электродов, электроды 3 которой расположены на одинаковом расстоянии
233
по окружности радиуса Я с центром в точке 0 генерации ионной метки. Приемные электроды 3 соединены со входами предварительных усилителей ПУ канала регистрации ионных меток, расположенных в блоке предварительных усилителей БПУ.
Измерительная схема датчика ДАУ ВС включает три канала: канал определения рабочего сектора измеряемого аэродинамического угла (канал грубого отсчета), канал точного измерения измеряемого угла в пределах рабочего сектора и канал измерения воздушной скорости, выходы которых подключены к вычислительному устройству ВУ. Вычислительное
устройство ВУ выдает сигнал ^гм, управляющий работой генератора меток
ГМ, который задает частоту ^гм формирования ионной метки с ярко
выраженным электростатическим зарядом qм, например, путем подачи высоковольтного импульса на разрядник 2, в зазоре которого происходят искровой разряд и формирование ионной метки.
Датчик ДАУ ВС устанавливается на самолете таким образом, чтобы система приемных электродов 1 (см. рисунок) находилась в плоскости изменения измеряемого аэродинамического угла а вектора истинной воздушной скорости. Цикл измерения начинается с подачи с выхода вычислительного устройства ВУ сигнала ^гм. В соответствии с сигналом
^гм генератор метки ГМ выдает импульс высоковольтного напряжения на разрядник 2, установленный в точке 0 генерации ионной метки. За счет искрового разряда разрядника в точке 0 образуется ионизированная область - ионная метка с явно выраженным электростатическим зарядом
qм. Заряженная ионная метка перемещается совместно с вектором скорости V набегающего воздушного потока и приобретает его параметры движения - скорость Ув и направление а относительно оси симметрии системы приемных электродов 1.
За счет выбора конструктивных параметров приемных электродов на выходах предварительных усилителей формируются положительные и отрицательные полуволны синусоидальных и косинусоидальных угловых характеристик информативных сигналов и (а) [7, 8].
Выходные сигналы блока предварительных усилителей БПУ подаются на входы канала определения рабочего сектора (канал грубого отсчета) измеряемого аэродинамического угла, канала точного измерения угла в рабочем секторе и канала измерения истинной воздушной скорости. Выходные сигналы указанных каналов подаются на входы вычислительного устройства ВУ, который по результатам обработки
входной информации выдает цифровые коды Nv по измеряемому
аэродинамическому углу а и истинной воздушной скорости ¥в.
234
При попадании траектории ионной метки в i-й грубый канал текущее значение измеряемого аэродинамического угла определяется как
a = iaQ + ap, где ао - угол, охватывающий рабочий сектор грубого канала
отсчета (при imax=4, ао=90°); i - номер рабочего сектора (i = 1,4).
Сигналы U sin a¿ и U cos a¡, пропорциональные синусу и косинусу,
измеряемого угла a¡ в рабочем секторе грубого канала обрабатываются в вычислительном устройстве, на выходе которого определяется значение a р аэродинамического угла точного канала по соотношению
U sin ai
ар = arctg--,
F и cos a
где a¡ - текущее значение аэродинамического угла в пределах i-го рабочего сектора.
При работе канала измерения истинной воздушной скорости
формируется интервал времени tv пролета ионной метки расстояния R от точки генерации ионной метки до окружности с приемными электродами. В соответствии с интервалом времени tv в вычислительном устройстве вырабатывается цифровой код Nv, пропорциональный величине истинной
т/ R
воздушной скорости Vfi = —.
tV
Для обеспечения одновременного измерения всех воздушных сигналов самолета с использованием рассмотренного ионно-меточного датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости предлагается [6, 7] на плате с системой приемных электродов расположить отверстие - приемник 4 (см рисунок) - для забора статического давления
Ph набегающего воздушного потока, которое пневмоканалом 5 связано со входом датчика абсолютного давления ДАД, например цифрового, выход которого подключен ко входу вычислительного устройства ВУ. Вычислительное устройство выполнено в виде вычислителя, реализующего как алгоритмы определения аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, так и алгоритмы определения других воздушных сигналов самолета.
По воспринимаемому статическому давлению Ph в соответствии со стандартными зависимостями, соответствующими ГОСТ 4401-81 [9], определяется текущая абсолютная барометрическая высота полета Н по формулам [3]
а) при [-2000 м < Н < 11000 м]
H = 70 t
1 -
РР V p0 J
(1)
б) при [11000 м < Н < 15000 м]
Н = Яц + ЯТ 1п ^
11 Рн
(2)
где 70=288,15 К - средняя абсолютная температура на уровне моря;
Р0=101325 Па = 760 мм рт.ст. - среднее абсолютное давление на уровне моря; т = 0,0065 К/м - температурный градиент, определяющий изменение
абсолютной температуры воздуха Тн при измерении высоты;
Я = 29,27125 м/К - газовая постоянная; Рн - абсолютное давление на
текущей высоте Н; Тц = 216,65 К и Р11 = 22632 Па = 169,754 мм рт. ст. -
абсолютная температура и давление воздуха на высоте Н11 = 11000 м.
Используя ГОСТ 5212-74 [10], истинную воздушную скорость Ув самолета, измеренную ионно-меточным датчиком, можно представить в виде
У В = \2gRTH
к
к -1
Рд
ин
Рн
+1
к-1
-1
= \2ёЯТн
к
к -1
Р
П
к-1
Рн
-1
, (3)
где g = 9,80665 м/с - ускорение силы тяжести; к = 1,4 - показатель
адиабаты для воздуха; Р
2
НУ В
РнУ
дин
2
- скоростной Рп=РН+Рдин напор
(динамическое давление) набегающего воздушного потока; - полное давление набегающего воздушного потока; рн - плотность воздуха на высоте полета Н, которую можно представить как [11]
РнТн
Рн =Р0
Р0Т0
(4)
где р0 = 0,125 кг с2/м4 - массовая плотность воздуха на высоте Н = 0.
Используя значение истинной воздушной скорости Ув, измеренное
ионно-меточным датчиком, и статическое давление Рн, воспринимаемое отверстием-приемником статического давления, в соответствии с выражениями (3) и (4) получим соотношение, которое устанавливает
неявную, но однозначную связь истинной воздушной скорости Ув с
абсолютной температурой Тн воздуха на высоте полета Н вида [6]
Т
Я
у2
2gЯ
к ' к-1
1 + -Рр^ТнУ в ч 2Р0Т0 н
к-1 к
У
(5)
1
Определяя из соотношения (5) абсолютную температуру Тн, по
зависимости (4) можно вычислить плотность воздуха рн на высоте Н.
В соответствии с ГОСТ 5212-74 [11] можно определить (вычислить) приборную скорость полета - истинную воздушную скорость, приведенную к нормальным условиям на уровне Н = 0, - по формуле
К,
пр
\2gRTo
к
1-1 у
Ро 2 Р
V
к-1 к
В
0
(6)
При необходимости можно вычислить число Маха - Маевского, характеризующее отношение истинной воздушной скорости к скорости звука ан = Vк^РТ^ на данной высоте Н. При дозвуковой скорости полета уравнение для определения числа Маха - Маевского имеет вид
к-1
к ' ' 4
М =
V
В
ан kgRTнЛ\\k -1
1 +
Ро
2РоТо
л
ТнкВ
к
-1
у
(7)
Из-за возмущений, вносимых движением самолета, давление Рм, воспринимаемое в месте расположения отверстия-приемника на обтекаемой поверхности датчика ДАУ-ВС, отличается от статического
давления Рн невозмущенного набегающего воздушного потока на
величину аэродинамического искажения ДРа:
Рм = Рн +ДРа = Рн + Кр д, (8)
где д = Р- скоростной напор набегающего воздушного потока;
рн - плотность воздуха на высоте полета Н; Кр - безразмерный коэффициент местного статического давления, в общем случае зависящий
от скорости ¥в, углов атаки а и скольжения в и определяемый при летных испытаниях системы на конкретном типе самолета для конкретного места установки ДАУ-ВС для всех характерных режимов полета.
Поэтому абсолютная барометрическая высота полета Нм,
определяемая в каналах системы по давлению Рм, в соответствии со стандартной зависимостью (7) в диапазоне высот до 11000 м будет иметь вид
I г\
1
н
м
То
т
1
Р
м
V Ро У
То
т
' Рн Т
Ро у
' То ДРа Т
а
Т Р
н + Дна, (9)
0 у
1
где
АН а =-
Г 2 \
Т0 КррнУВ
Т
2Р
0
тЯ
- методическая аэродинамическая
погрешность определения абсолютной барометрической высоты из-за искажения статического давления на обтекаемой поверхности ионно-меточного датчика.
Из-за искажения невозмущенного воздушного потока вблизи
фюзеляжа самолета истинная воздушная скорость Увм, измеренная ионно-меточным датчиком, будет отличаться от истинной воздушной скорости
Ув полета самолета и будет определяться соотношением
У
Вм
КуУВ - Ку \2gRTH
к
к-1 у
Р
дин
Р
+1
к-1
Я
Ув + АУ
Ва
(10)
где Ку - безразмерный коэффициент связи местной воздушной скорости
Увм, измеренной ионно-меточным датчиком в месте установки на фюзеляже самолета, и истинной воздушной скорости движения самолета относительно окружающей воздушной среды, который определяется при летных испытаниях для характерных режимов полета самолета;
АУва = (1 - Ку)Ув - методическая аэродинамическая погрешность измерения истинной воздушной скорости ионно-меточного датчика.
Температура наружного воздуха, определяемая по значению
истинной воздушной скорости Увм, измеренной ионно-меточным датчиком,
ТНм -
УВм
2
к
к -1
1 +
РоТо 2РоТн
\
УВм
к-1 к
-1
УВм
2Ку gR
к к -1
1 +
РоТо УВ 2РоТн КУ
к-1
-1
У У
(11)
- Тн +АТн,
где Тн = Тнм - Тн - методическая аэродинамическая погрешность определения температуры наружного воздуха по информации ионно-меточного датчика.
1
Аналогично приборная скорость полета и число Маха, определяемые соотношениями (6) и (7), вычисляются по истинной
воздушной скорости Квм, измеренной ионно-меточным датчиком, с методическими погрешностями
V
прм
' к ^
2 8&То
V к -1,
1 +
РсТо VI
2РоТн к2
к-1
-1
V
= % ;
М м =
2
к -1
1 +
РсТс Ч_ 2РсТн к2
к-1
-1
V ;
(12)
= М +АМ,
где А¥щ> = Упр м - Упр и ДМ = Мм - М - методические аэродинамические погрешности определения приборной скорости и числа Маха по информации ионно-меточного датчика, установленного на фюзеляже самолета.
Следует отметить, что для исключения влияния угла скольжения на работу канала угла атаки на самолете необходимо использовать два датчика ДАУ ВС, устанавливаемых на правом и левом сторонах фюзеляжа, при этом показания выходных сигналов по углу атаки обоих датчиков усредняются, снижая случайную составляющую погрешности измерения. Аналогично усредняются и выходные сигналы по другим высотно-скоростным параметрам, уменьшая случайную погрешность их измерения. Для измерения угла скольжения еще один ионно-меточный датчик ДАУ ВС располагается в азимутальной плоскости рыскания. При этом использование трех неподвижных невыступающих приемников потока решает задачу резервирования измерительных каналов, повышения точности и надежности работы системы воздушных сигналов самолета.
Оценку инструментальных погрешностей измерительных каналов системы воздушных сигналов самолета с неподвижным невыступающим приемником потока проведем по данным инструментальной точности используемых датчиков первичной информации.
Инструментальная погрешность канала барометрической высоты будет определяться в основном инструментальной погрешностью используемого датчика абсолютного давления.
Используя выражение (1), связь инструментальной погрешности АН
измерения абсолютной барометрической высоты Н с погрешностью АРн используемого в системе датчика абсолютного давления в диапазоне высот до 11ссс м будет иметь вид
АН — 2396>53 Ж69 АРН . (13)
Рн
Определим значения основной погрешности АН измерения барометрической высоты при использовании в качестве датчика абсолютного давления отечественных датчиков типа ДДГ, ДДЧП, ДДГМ [13]. Как показали расчеты, при допустимой относительной погрешности указанных датчиков до о,о1 % [13] в диапазоне высот до 11 ооо м (при изменении статического давления в диапазоне от Ю1325 до 19399,4 Па) инструментальная погрешность измерения барометрической высоты не будет превышать значения АН < ± 5.. .Ю м.
Как показывает опыт разработки и применения на самолетах ионно-меточного датчика аэродинамического угла и воздушной скорости [5], при скорости полета более 4о км/ч погрешности измерения истинной
воздушной скорости не превышают значений АУв = ±(о,оо4...о,оо5)Ув.
Так как соотношение (5) неявно отражает связь температуры
наружного воздуха Тн и истинной воздушной скорости Ув, измеряемой
ионно-меточным датчиком, то инструментальную погрешность АТн определения температуры наружного воздуха оценим, используя известное соотношение [3]
Тн = Тн - тЯ. (14)
В этом случае инструментальная погрешность АТн определения температуры наружного воздуха однозначно связана с инструментальной погрешностью Ан определения барометрической высоты, которая определяется погрешностью используемого датчика абсолютного давления. При использовании отечественного датчика абсолютного давления типа ДДЧП с частотным выходом его относительную погрешность можно оценить значением о,о1 %, при котором в диапазоне высот до 11 ооо м инструментальная погрешность определения
температуры наружного воздуха составляет АТн < ± тАЯ < ± (о,о325...о,об5) К.
Пренебрегая погрешностью вычисления приборной скорости в каналах системы воздушных сигналов, для оценки инструментальной погрешности определения приборной скорости воспользуемся известной связью приборной и истинной воздушной скоростей вида [Ю]
Упр = АН Ув, (15)
Л РН РНТ о
где Ан — —— - относительная плотность воздуха на данной
Ро РоТН высоте полета Н.
Тогда в первом приближении инструментальную погрешность определения приборной скорости можно оценить соотношением
24о
Р Т
АУпр —АнАУв — рНт°АУв . (16)
РоТН
Подставляя в (15) численные значения, получим
АУпр — 288^15 рн АУВ — о,284 • 1о-2 Рн АУВ. (17) пр Ю1325 ТН В ТН В
При погрешности измерения истинной воздушной скорости ионно-меточного датчика ДАУ вС АУв = ±(о,оо4...о,оо5)Ув при полете со скоростью Ув = 3оо м/с на высоте Н=11ооо м получим
ЛЛ/ГЛЛ
АУпр — ±о,284 • 1о-2-(о,оо4...о,оо5) • 3оо —
пр 216,65
— ±(о,29...о,36) м/с — ±(1,04...1,32) км/ч.
Для оценки инструментальной погрешности определения числа Маха в каналах системы воспользуемся известным соотношением
м — , ув .
■ЩкТн
Тогда инструментальную погрешность АМ можно оценить как АМ —дМ АУВ АТН — - АУВ + АТН . (18)
д¥в дТн Н -ЩмН В Н У '
Подставляя в (18) численные значения входящих величин, получим
о,о4 АТ_ о,о2УВ
АМ — ^АУВ АТН .
При расчетных значениях Ув = 3оо м/с; АУв = ±(о,оо4...о,оо5)Ув;
АТн< ±(о,о325...о,о65) К при Н~ о - АМ < ±о,оо5, при Н = 11ооо м -АМ < ±о,о18
Таким образом, по сравнению с известными система воздушных сигналов, построенная на основе ионно-меточного датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости, имеет ряд существенных преимуществ:
- обеспечивает одновременное измерение всех высотно-скоростных параметров, определяющих движение самолета относительно окружающей воздушной среды, в общей точке поверхности самолета;
- измерение всех высотно-скоростных параметров движения самолета относительно окружающей воздушной среды осуществляется с помощью одного неподвижного невыступающего приемника потока, не искажающего аэродинамику самолета и не влияющего на его аэродинамические и другие характеристики;
- измерение всех высотно-скоростных параметров обеспечивается без существенного усложнения конструктивной схемы ионно-меточного датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости;
241
- получение выходных сигналов по всем высотно-скоростным параметрам самолета в цифровой форме упрощает их использование в современных системах отображения информации, системах управления и других технических системах самолета.
Разработанная методика позволяет оценить методические и инструментальные погрешности измерительных каналов системы воздушных сигналов самолета с неподвижным невыступающим приемником потока и встроенным приемником статического давления и при других исходных данных, при этом полученные значения инструментальных погрешностей измерительных каналов свидетельствуют об их соответствии современным требованиям, определяют перспективы применения системы на самолетах различного класса и назначения.
Работа выполнена по грантам РФФИ №18-08-00264 и РФФИ №1838-00094.
Список литературы
1. Котик М.Г., Филиппов В.В. Полет на предельных режимах. М.: Воениздат, 1977. 239 с.
2. Макаров Н.Н. Система обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса: теория, проектирование, применение / под ред. д-ра техн. наук В.М. Солдаткина. М.: Машиностроение / Машиностроение-Полет, 2009. 760 с.
3. Боднер В. А. Приборы первичной информации. М.: Машиностроение, 1981. 344 с.
4. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательного аппарата. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2001. 448с.
5. Меточный датчик аэродинамического угла и воздушной скорости: пат. 2580208 С1 РФ. № 2014150131/28; заявл. 10.12.2014, опубл. 10.04.2016. Бюл. №10.
6. Крылов Д.Л., Солдаткина Е.С. Система воздушных сигналов самолета с неподвижным невыступающим приемником потока // Известия вузов. Авиационная техника. 2015. №4. С. 48 - 54.
7. Меточный датчик аэродинамического угла и воздушной скорости: пат. 2445634 С2 РФ. №2010118253/28; заявл. 05.05.2010, опубл. 20.03.2012. Бюл. №8.
8. Ганеев Ф.А., Солдаткин В.М. Ионно-меточный датчик аэродинамического угла и воздушной скорости с логометрическими информативными сигналами и интерполяционной схемой обработки // Известия вузов. Авиационная техника. 2010. №3. С. 46 - 50.
242
9. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1981. 179 с.
10. ГОСТ 5212-74. Таблицы аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры. М.: Изд-во стандартов, 1974. 239 с.
11. Залманзон Л. А. Проточные элементы пневматических приборов контроля и управления. М.: Изд-во АН СССР, 1961. 249 с.
12. Солдаткина Е.С., Солдаткин В.М. Вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости с расширенными функциональными возможностями // Известия вузов. Авиационная техника. 2012. №4. С. 56 - 59.
13. Системотехническое проектирование измерительно-вычислительных систем: учеб. пособие к курсовому и дипломному проектированию / под ред. проф. В.М. Солдаткина. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2011. 150 с.
Солдаткин Владимир Михайлович, д-р техн. наук, профессор, w-soldatkinamail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Солдаткин Вячеслав Владимирович, д-р техн. наук, доцент, заведующий кафедрой, vv-soldatkinamail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Ефремова Елена Сергеевна, ассистент, soldatkinal99l a hk.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Мифтахов Булат Ильгизарович, студент, hiilalmiftakhovamail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ.
ENGINEERING DEVELOPMENT AND ANALYSIS THE ERRORS OF THE AIR DA TA SYSTEM OF AIRCRAFT WITH STA TIONARY INCLUDED RECEIVER OF FLOW
V.M. Soldatkin, V. V. Soldatkin, E.S. Efremova, B.I. Miftakhov
The features of the construction of the original air data system of aircraft with a stationary included receiver of the incident flow, huilt on the hasic of the original ion-mark sensor of the aerodynamic angle and the true air velocity are considered. The functional scheme and algorithms of information processing, models and calculated values of methodological and instrumental errors of measuring channels, competitive advantages of the developed system are presented.
Key words: aircraft, air signals, measurement, system, stationary receiver, development, errors, analysis.
Soldatkin Vladimir Mihailovich, doctor of technical sciences, professor, w-soldatkinamail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI,
Soldatkin Vyacheslav Vladimirovich, doctor of technical sciences, docent, head of a chair, vv-soldatkina mail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI,
Efremova Elena Sergeevna, assistant, soldatkina 1991 a bk. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI,
Miftakhov Bulat Ilgizarovich, student, bulalmift.akhov a mail.ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI
УДК 629.7.о5.67; 629.7.о45.44
РАЗРАБОТКА БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ
ВОЗДУШНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА
в.в. Солдаткин, в.М. Солдаткин, А.в. Никитин, Е.О. Арискин
Рассмотрены важность и проблемность измерения воздушных параметров на борту одновинтового вертолета в условиях возмущений вихревой колонны несущего винта. Обоснован подход, приведены модели формирования и обеспечения помехоустойчивости, функциональная схема бортовой системы измерения воздушных сигналов одновинтового вертолета с неподвижным приемником, ионно-меточными и аэрометрическими измерительными каналами. Приведены алгоритмы обработки информации и оценка инструментальных погрешностей измерительных каналов бортовой системы измерения параметров вектора ветра и высотно-скоростных параметров на различных режимах эксплуатации одновинтового вертолета, рассмотрены направления снижения случайных погрешностей системы.
Ключевые слова: одновинтовой вертолет, воздушные параметры, измерение, бортовая система, построение, алгоритмы, погрешность.
в различных отраслях промышленности, в энергетике и строительстве, в военных и других целях широкое применение находят одновинтовые вертолеты различных классов и назначения. Полеты одновинтовых вертолетов происходят в приземном возмущенном слое атмосферы, и для обеспечения безопасности эксплуатации и эффективности применения необходима достоверная информация о барометрической высоте и приборной скорости, о составляющих вектора истинной воздушной скорости и числе Маха, о других воздушных параметрах, определяющих движение вертолета относительно окружающей воздушной среды [1, 2]. При этом на
