CC BY
28
УДК 629.735.45; 629.7.05.67
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ, РАЗРАБОТКА И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ВЕКТОРА ВЕТРА НА БОРТУ
ВЕРТОЛЕТА
А.В. Никитин, В.М. Солдаткин
Рассмотрены особенности измерения скорости и угла направления ветра при обеспечении безопасности эксплуатации вертолета на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах. Раскрываются принципы построения, алгоритмы обработки информации, результаты разработки и трубных испытаний экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра.
Ключевые слова: вертолет, ветер, скорость, угол направления, измерение, система, построение, экспериментальный образец, трубные испытания, испытания.
В различных отраслях народного хозяйства и для военных целей широко используются вертолеты различных классов и назначения. Вертолеты составляют значительную долю экспорта авиационной техники России. Обеспечение безопасности эксплуатации вертолетов является важной задачей, решение которой имеет существенное значение для экономики и обороноспособности страны.
Эксплуатация вертолетов происходит в приземном возмущенном слое атмосферы в условиях воздействия опасных ветровых возмущений. При этом на стоянке до запуска силовой установки и при раскрутке несущего винта, при рулении и маневрировании по земной поверхности (стартовый режим), на этапах взлета, снижения, висения и посадки (взлетно-посадочные режимы) для выполнения требований, регламентируемых Руководством по летной эксплуатации (РЛЭ) вертолета, и предотвращения авиационных происшествий, связанных с опрокидыванием вертолета на бок или на хвостовую балку, соударением лопастей несущего винта с землей, рулевым винтом и между собой, предотвращения других опасных ситуаций экипажу необходима достоверная информация о текущем значении скорости и угла направления вектора ветра относительно продольной оси вертолета [1, 2]. Это обусловливает необходимость установки на вертолете бортовых средств измерения параметров вектора ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета.
Известные средства измерения скорости и направления вектора ветра используют флюгерно-тахометрический и аэрометрический методы, для реализации которых в контролируемый воздушный поток вносят установленный на фюзеляже винтокрылый ветроприемник [3], неподвижный или ориентируемый по потоку аэрометрический приемник [4]. По частоте вращения винтокрылого ветроприемника и угловому положению флюгера
или по давлениям, воспринимаемым аэрометрическим приемником, определяются скорость и направление вектора ветра в месте расположения приемников.
Известна автоматическая метеостанция с неподвижным ветропри-емным устройством, реализующая кинематический метод измерения [5]. Метеостанция представляет собой сферу в виде двух ортогональных трубчатых колец, на которых закреплены восемь ультразвуковых пьезокерами-ческих преобразователей, образующих четыре пары излучателей и приемников ультразвуковых колебаний, которые располагаются в противоположных вершинах куба на одинаковом расстоянии друг от друга. По разности прохождения ультразвуковых акустических сигналов от излучателей до приемников в вычислительном устройстве определяется скорость и угол направления горизонтального вектора ветра, другие метеорологические параметры.
Однако при установке рассмотренных средств измерения параметров вектора ветра на фюзеляже вертолета на их работу оказывают существенное влияние индуктивные потоки вихревой колонны несущего винта, ограничивающие возможность измерения скорости и угла направления ветра на стоянке при вращении несущего винта, на стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета.
Одним из направлений создания бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета является использование для целей измерения информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта [6-8].
В качестве информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта при измерении параметров вектора ветра предложено [9]использовать вектор скорости У^ результирующего воздушного потока вихревой колонны, в виде трех составляющих: стационарной составляющей V, обусловленной вектором ветра W и вектором истинной воздушной скорости Ув поступательного движения вертолета относительно окружающей воздушной среды, стационарной составляющей V/ 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 скорости и углов скоса вихревой колонны.
Так как круговые частоты Юфг- флуктуационных составляющих Уф
вектора Уф кратны угловой скорости юн несущего винта, то для повышения помехоустойчивости каналов измерения параметров вектора ветра вектор флуктуационной скорости Уф результирующего воздушного пото-
ка вихревой колонны может быть в значительной степени отфильтрован от составляющих V и V в каналах бортовой системы измерения параметров вектора ветра с помощью соответствующих фильтров [10].
Тогда вектор скорости V результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта будет являться геометрической суммой вектора скорости V, формируемого вектором ветра W и вектором истинной воздушной скорости V движения вертолета относительно окружающей среды, и вектора V индуктивного воздушного потока, создаваемого несущим винтов вертолета, вида
Vx = W ^в + V. (1)
Для восприятия информации о параметрах вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта предложено [9] использовать неподвижный пространственно распределенный многофункциональный аэрометрический приемник, конструктивная схема которого приведена на рис. 1.
Рис. 1. Конструктивная схема неподвижного многофункционального
аэрометрического приемника
Многофункциональный аэрометрический приемник выполнен на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1 [4] в виде двух разнесенных по высоте экранирующих дисков 2 и
143
3, между внутренними профилированными поверхностями которых в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления 4 для забора давлений Ри 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 . На внутренних профилированных поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены отверстия 5 для забора давлений Рш-и Раг-1, определяющих угол ветра в вертикальной плоскости.
Для восприятия первичной аэрометрической информации о параметрах вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта 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 Рп^ 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£ результирующего воздушного потока вихревой колонны.
Давления Р1 и Р2, Р3 и Р4, Рп£ и Рст£, воспринимаемые дополнительным аэрометрическим приемником, подключены ко входам пневмо-электрических преобразователей 4 (рис. 2), выходы которых через последовательно соединенные мультиплексор 5 и аналого-цифровой преобразователь 6 подключены к микропроцессору 7. На вход мультиплексора 5 через электроизмерительную схему 8 также подключены выходы приемника температуры торможения Гт£ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта и выходы пневмоэлектрических преобразователей 9, на входы которых также подаются давления Р^, Р^, Р^-1, Рстд, воспринимаемые неподвижным многоканальным проточным аэро-
метрическим приемником 1. На вход мультиплексора 5 также поступают выходные сигналы доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС) и спутниковой навигационной системы (СНС).
Рис. 2. Функциональная схема бортовой системы измерения параметров вектора ветра
Выход микропроцессора является выходом бортовой системы по величине Ж и направлению у (или продольной Жх и боковой Ж2 составляющим) вектора скорости ветра W, а также по истинной воздушной ско-
рости Ув, углам атаки а и скольжения (3, составляющим
Ух, Уу, Уг вектора Ув истинной воздушной скорости в связанной системы координат.
На стоянке до запуска силовой установки величина Ж и угол направления у, а следовательно, продольная Жх и боковая Ж2 составляющие
вектора ветра W, а также статическое давление Р#0 на высоте Н0 стоянки, определяются по давлениям Р\ и Рстд, воспринимаемым посредством трубок полного давления 4 и кольцевого приемника 6 дросселированного статического давления неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника 1 (рис. 1).
Как показано в работе [4], угловые характеристики трубок полного давления симметричны относительно оси трубок. При этом угловые характеристики трубок полного давления с номерами /-1 и /+1 имеют точку пересечения, угловая координата которой совпадает с координатой макси-
145
мума угловой характеристики ¿-трубки полного давления при Рг=Рг- тах. Пересекающиеся ветви угловых характеристик ¿-1 и ¿+1 трубок полного давления имеют участки достаточно большой угловой протяженностью, в пределах которой воспринимаемые давления Рг-.1, Р1 и Рг+1 зависят от угла направления у ветра, набегающего на неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник.
На первом этапе обработки массива давлений Р1 определяется номер ¿-й трубки полного давления, в пределах которой локализовано направление вектора ветра W. За такую ¿-ю трубку полного давления принимается трубка, в которой значение измеренного давления Р{ является наибольшей из всех трубок полного давления (номера трубок полного давления обозначаются I = 0,1,2,3,...,и). При этом принимается, что ось трубки полного давления под номером I = 0 совпадает с началом исходной системы координат отсчета угла направления у вектора ветра №.
По номеру ¿-й трубки полного давления, в которой давление Р1 наибольшее, определяется первое приближение ут угловой координаты направления вектора скорости ветра Ж в соответствии с соотношением
360 .
У тг =-1, где п — количество расположенных под одинаковым углом
п
трубок полного давления (как правило п = 6 или п = 8).
Для определения точного значения угловой координаты у вектора скорости ветра осуществляется преобразование реальной угловой характеристики трубок полного давления в другую систему координат путем введения безразмерной угловой координаты 0, начало которой совпадает с точкой пересечения смежных ветвей угловых характеристик ¿-1 и ¿+1 трубок полного давления.
Тогда второе приближение угловой координаты у вектора скорости ветра № в исходной системе координат будет определяться выражением
У = Утх ± (0тах — 0*>0, (2)
где 10 - координатный шаг сплайн-функции, реализующей аппроксимирующий полином Р1 = /(0) в безразмерной системе координат, например при п = 6 ^ = 60°; 0Х и 0тах - безразмерные координаты углового положения ¿-й трубки полного значения и положения трубки, соответствующей давлению Р.
1 I тах-
Для определения модуля (величины) Ж вектора ветра по полученному значению 0тах безразмерного углового положения ¿-й трубки полного давления вычисляется значение давления Р1 тах, соответствующее совпадению направления вектора скорости ветра с осью ¿-й трубки полного давления [4].
По полученному значению Р1 тах определяется численное значение величины Ж скорости ветра с использованием выражения вида [11]
W _
2 _ "(р' max — PH0 ) _.
Ptfrn Po
(Pi max - Ph0), (3)
PH 0 To
_ _ 2Ph0to
^ (1 i max 1H0) л n rr
p H0 0 \P0T1
T
h0 0 TT D
где ph0 _P0—— — плотность воздуха на высоте стоянке Н0; Ph0 и
TH 0 р0
Th0 — статическое давление и абсолютная температура на высоте стоянки
Н0; Р0 = 760 мм рт.ст. = 101325 Па, Т0 = 288,15 К и р0=1,225 кг/м3 - статическое давление, абсолютная температура и плотность воздуха на высоте Н=0 стандартной атмосферы.
Статическое давление Ph0 и абсолютная температура Тщ на высоте стоянки Н0 вертолета определяются по статическому давлению Рст.д, воспринимаемому неподвижным проточным аэрометрическим приемником 1 (см.рис. 1), и по показаниям приемника температуры торможения ТТ.
При рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлетно-посадочных режимах, в том числе на режиме висения для определения параметров вектора ветра Wu вектора истинной воздушной скорости VB вертолета используется информация аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта. За меру составляющих вектора ветра W и вектора истинной воздушной скорости VB вертолета принимаются углы ф1 и ф2, определяющие угловое положение вектора скорости Vs результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, относительно осей неподвижного многофункционального аэрометрического приемника, которое регистрируется ортогонально расположенным приемникам давлений P1 и P2, P3 и P4 на поверхности полусферического приемника.
Для конкретного места установки неподвижного многофункционального аэрометрического приемника на фюзеляже вертолета составляющие Vix, Viy, Viz вектора индуктивного потока Vi в связанной системе координат можно определить как [6]
Vx = kx\ V0I; Vy = к1у\ V0I; Viz = kz\ V0I, (4)
где kix, kiy, kiz - безразмерные коэффициенты, зависящие от величины (модуля) вектора скорости VB, угла атаки а, угла скольжения в и других параметров полета вертолета, определяемые по результатам летных испытаний
системы на вертолете; |VZ0 _
Опу
--— - модуль вектора скорости V\ ин-
2%Р ир
дуктивного потока на режиме висения (УВ = 0); G - текущий вес вертолета;
РиТн
пу - нормальная перегрузка; ри = Ро - плотность воздуха на высоте
То Р0
полета Н; РН и ТН - статическое давление и температура на высоте Н; Р -площадь, ометаемая несущим винтом вертолета; х - коэффициент заполнения несущего винта.
Поскольку неподвижный многофункциональный аэрометрический приемник расположен на фюзеляже на определенном радиусе-векторе К от центра масс вертолета, то при вращении вертолета относительно центра масс имеет место кинематическое искажение вектора скорости V невозмущенного воздушного потока, набегающего на приемник, то проекции кинематически искаженного вектора Ук, на оси связанной системы координат определяются как
Укх=Ух+(®уг-®хУУ; Уку=Уу+(югх-®хг); Ук-=Уг+(Юху-Юух), (5) где х, у, г - координаты места установки приемника; юх,юу, ю2 - угловые скорости вертолета относительно связанной системы координат.
Тогда по давлениям Р1 и Р2, Р3 и Р4, РпХ и РстХ и по температуре торможения Т тх, после их преобразования в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических преобразователей 4 и 8 и ввода через мультиплексор 5 и аналого-цифровой преобразователь 6 в микропроцессор 7 (рис. 2), параметры вектора истинной воздушной скорости УВ вертолета при рулении и маневрировании по земной поверхности и на взлетно-посадочных режимах вычисляются в соответствии с уравнениями вида [8]:
х соя
Ух = Ух соя
90°-—агсят 2
Уу = Ух ЯП
90°-—агсят 2
4
Р— - Р
2
9ят2фо1 Рпх - РстХ
х
4
Р - Ра
9ят2фо2 РпХ- РстХ
- к1х\У10 - (шу- -шху);
90° -1 агсят
2
4
Р - Р2
9я1п2фо1 Рпх- РстХ
х
х
(6)
х соя
1
90° — агсят
2
4
Р3 - Ра
9 Бт 2ф02 РпХ - РстХ
- К1у\У10 - (ш-х -шхг);
х
У2 = Ух вт
1
90° — агсят 2
4
Р - Ра
9я1п2ф02 РпХ - РстХ
К12\Ую\ - (шху -шух);
Уу
У.
У.
Ув + Уу + У.2; а = аг^^-; р = агап - - = агсят-
Ух л Ух + Уу +УТ Ув
1 х у " г
При наличии на вертолете приемника спутниковой навигационной системы (СНС) можно определить скорость Ур движения вертолета по земной поверхности, в соответствии с которой вычисляется скорость ветра
Ж = Ув ± Ур (7)
при рулении и маневрировании вертолета по земле. Направление у вектора ветра Ж будет определяться значением угла скольжения в = у.
Используя информацию о величине путевой скорости Уп и углу сноса ус вертолета от доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС) и информацию о составляющих вектора истинной воздушной скорости, можно определить величину Ж и направление у вектора ветра № или продольную Жх и боковую Ж2 составляющие вектора ветра на взлетно-посадочных режимах:
¥ = в + Ус; Жх=Ух-Упсозу; Ж2=У-Упзту; Ж = д/Жх2 + Ж/ . (8)
В соответствии с выработанными рекомендациями по выполнению неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и рассмотренными алгоритмами обработки первичной аэрометрической информации разработан и изготовлен экспериментальный образец бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета, общий вид которого приведен на рис. 3.
1 2 3 4
Рис. 3. Общий вид и состав экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра: 1 - датчик воздушных сигналов; 2 - электронный блок; 3 - устройство аналого-цифрового преобразования и передачи цифровых сигналов;
4 - промышленный ноутбук
С целью определения основных характеристик проведены испытания экспериментального образца системы в аэродинамической трубе Т3-К кафедры аэродинамики Казанского национального исследовательского технического университета им. А.Н. Туполева-КАИ, зарегистрированной в Государственном реестре средств измерений (№22835-02).
149
Программа испытаний предусматривала два режима. Режим, соответствующий режиму стоянки до запуска силовой установки вертолета, и режим, соответствующий стартовым и взлетно-посадочным режимам. При изменении скорости воздушного потока в рабочем поле аэродинамической трубы от Утщ=10 км/ч (2,8 м/с) до Утах=90 км/ч (25 м/с) с интервалом 10 км/ч, изменяя положение неподвижного многофункционального аэрометрического приемника в диапазоне изменения азимутального угла направления ветра, равного ±180°, определялись скоростные и угловые характеристики экспериментального образца системы.
На рис. 4 иллюстрируется установка датчика воздушных сигналов экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра в рабочем поле аэродинамической трубы на режиме, соответствующем режиму стоянки до запуска силовой установки.
На рис. 5 приведены экспериментальная угловая характеристика канала угла направления вектора ветра (угла скольжения в) и ее отклонение Ар = Ду от расчетной (задаваемой углом поворота приемника) при скорости У=50 км/ч (13,9 м/с).
Рис. 4. Фотография положения датчика воздушных сигналов в рабочем поле аэродинамической трубы на режиме стоянки до запуска силовой
установки
Как показали результаты испытаний экспериментального образца системы в аэродинамической трубе [12], 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 - Ду=±1,5...2°.
На рис. 6 показано положение датчика воздушных сигналов экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра в рабочем поле аэродинамической трубы на режиме, соответствующем взлетно-посадочным режимам вертолета, когда в качестве источника информации используется результирующий воздушный поток вихревой колонны несущего винта.
Рис. 5. Угловая характеристика канала угла направления вектора ветра и отклонение экспериментальной характеристики от расчетной
при скорости У=50 км/ч
Рис. 6. Рабочее положение датчика воздушных сигналов экспериментального образца при имитации взлетно-посадочных
режимов вертолета
При проведении испытаний в аэродинамической трубе на режиме, имитирующем взлетно-посадочные режимы вертолета, определяются угловые характеристики датчика воздушных сигналов, положение неподвижного полусферического приемника относительно направления набегающего воздушного потока аэродинамической трубы в вертикальной плоскости изменения угла ф1 и в азимутальной плоскости изменения угла ф2 при раздельном их изменении и при одновременном изменении обоих углов (имитируя изменение углов крена и тангажа вертолета). Как показа-
ли трубные испытания [12], на взлетно-посадочных режимах и при полете на малых скоростях, когда датчик воздушных сигналов находится в створе вихревой колонны несущего винта, инструментальные погрешности измерения продольной Ух и боковой У2 составляющих вектора истинной воздушной скорости не превышают ДУх = ДУ2 = ±2.4 км/ч и в значительной степени определяют погрешности параметров вектора ветра с учетом высокой точности измерения скорости руления Ур и путевой скорости ДИСС и СНС.
Таким образом, использование информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта, ее восприятие с помощью неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и разработанные алгоритмы позволяют обеспечить помехоустойчивое измерение скорости и угла направления ветра относительно продольной оси вертолета на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, при взлете, на режимах снижения, висения и посадки.
Как показали трубные испытания экспериментального образца системы измерения параметров ветра, инструментальные погрешности измерения скорости и угла направления ветра рассматриваемой системы удовлетворяют современным требованиям и позволяют экипажу обеспечить безопасность эксплуатации вертолета на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах.
Список литературы
1. Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8. 4-е изд. М.: Авторитет, 1996. 554 с.
2. Ерусалимский М.А., Егоров В.Н. Экипажам вертолетов информационную поддержку // Авиасоюз. 2011. №2. С.24-26.
3. Приборы и установки для метеорологических измерений на аэродромах / под ред. Л.П. Африногенова и Е.В. Романова. Л.: Гидрометеоиз-дат, 1981. 448 с.
4. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2001. 448 с.
5. Автоматические метеостанции АМК-03 и их модификации / А. А. Азбукин [и др.] // Датчики и системы. 2012. №3. С. 42-52.
6. 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.
7. 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.
152
8. 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.
9. Бортовая система измерения вектора скорости ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета: пат. РФ на полезную модель №156495; заявл. 10.12.2014. №2014150112/11; опубл. 10.11.2015. Бюл. №31.
10. Семенов А.В. Повышение точности и помехоустойчивости элементов бортовых систем обеспечения безопасности полета летательных аппаратов: автореф. дис. ... канд. техн. наук. Ульяновск, 2008. 16 с.
11. Порунов А.А., Солдаткин В.В., Солдаткин В.М. Методология построения и модели информативных сигналов неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника системы воздушных сигналов вертолета // Известия вузов. Авиационная техника. 2010. №4. С. 58-63.
12. Никитин А.В. Бортовая система измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета: автореф. дис. ... канд. техн. наук. Казань, 2015. 16 с.
Никитин Александр Владимирович, канд. техн. наук, ст. преподаватель, nikitin. rfamail. ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,
Солдаткин Владимир Михайлович, д-р техн. наук, проф., зав. кафедрой, w-soldatkinamail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ
THEORETICAL BASIS FOR THE DESIGN, DEVELOPMENT AND EXPERIMENTAL RESEARCH OF MEASUREMENT SYSTEM OF PARAMETERS THE WIND VECTOR ON
BOARD THE HELICOPTER
A. V. Nikitin, V.M. Soldatkin
The features of measuring the speed and angle of direction of wind while ensuring the safe operation of the helicopter on the parking, starting and take-off and landing modes is considered. The principles of construction, algorithms for information processing, the results of development and pipe testing the experimental sample of onboard system for measuring parameters of the wind vector are discloced.
Key words: helicopter, wind, speed, angle of direction, measurement, system, construction, experimental sample, pipe test, results.
Nikitin Aleksandr Vladimirovich, candidate of technical sciences, master teacher, nikitin. rfa mail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI,
Soldatkin Vladimir Mihailovich, doctor of technical sciences, professor, head of chair, w-soldatkin@,mail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI
УДК 629.7.05.67; 629.7.054.44
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ, РАЗРАБОТКА И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ ВЕРТОЛЕТА С НЕПОДВИЖНЫМ
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫМ АЭРОМЕТРИЧЕСКИМ
ПРИЕМНИКОМ
В.В. Солдаткин
Рассмотрены подходы к использованию, формированию и восприятию информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта с помощью неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и обработки ее в каналах системы воздушных сигналов вертолета. Приведены результаты разработки и экспериментальных исследований системы в аэродинамической трубе.
Ключевые слова: вертолет, система воздушных сигналов, вихревая колонна, аэродинамическое поле, аэрометрический приемник, неподвижный многофункциональный, теоретические основы построения, разработка, экспериментальные исследования, аэродинамическая труба.
При проведении транспортных работ, монтаже промышленных и энергетических объектов, патрулировании и высадке десанта, выполнении других полетных задач широкое применение получили вертолеты различных классов. Обеспечение безопасности полетов и эффективности применения вертолетов является важной для авиации задачей, имеет существенное значение для обороноспособности и экономики страны.
Для обеспечения безопасности полета вертолета в ручном и автоматическом режимах пилотирования, при решении полетных и специальных задач необходима достоверная информация о барометрической высоте и приборной скорости, величине и составляющих истинной воздушной скорости, о других воздушных сигналах, определяющих аэродинамику и динамику движения вертолета относительно окружающей воздушной среды [1, 2]. Однако измерение воздушных сигналов на борту вертолета затрудняется значительными аэродинамическими возмущениями, вносимыми индуктивными потоками вихревой колонны несущего винта. При этом способность
154
