Теоретические основы построения системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника Текст научной статьи по специальности «Электротехника, электронная техника, информационные технологии»

УДК 629.7.054:629.7.05.67

В.М. Солдаткин, канд. техн. наук, (843)236-51-21, xli@piis.kstu-kai.ru (Россия, Казань, КНИТУ-КАИ)

ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ ВЕРТОЛЕТА НА ОСНОВЕ НЕПОДВИЖНОГО МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО АЭРОМЕТРИЧЕСКОГО ПРИЕМНИКА

Рассматриваются методологический подход, теоретические основы построения, конструктивные особенности и алгоритмы обработки информации системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта.

Ключевые слова: вертолет, система воздушных сигналов, аэрометрический приемник, аэродинамическое поле.

Для обеспечения безопасности полета вертолета при решении полетных задач в инструментальном и автоматическом режимах пилотирования необходима информация о величине и составляющих вектора истинной воздушной скорости, углах атаки и скольжения, барометрической высоте и приборной скорости, определяющих динамику движения вертолета относительно окружающей воздушной среды.

Измерение указанных воздушных сигналов вертолета, особенно при малых скоростях полета, когда приемники первичной аэрометрической информации находятся в створе вихревой колонны несущего винта, затрудняется значительными аэродинамическими искажениями, вносимыми индуктивным потоком несущего винта. При этом способность вертолета совершать движение вперед-назад, вправо-влево, полеты на режиме висе-ния и связанный с этим пространственный характер воздушных потоков, воспринимаемых аэрометрическими приемниками, ограничивают использование на вертолетах традиционных для самолетов методов и средств измерения, обусловливает необходимость создания системы воздушных сигналов, построенной на новых принципах, максимально учитывающих специфику аэродинамики и динамики полета вертолета, удовлетворяющей современным требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации [1, 2].

Одним из направлений расширения нижней границы рабочих скоростей полета является построение системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного пространственно-распределенного многофункционального аэрометрического приемника и использования для целей измерения информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта [3, 4].

Анализ аэродинамического поля вблизи фюзеляжа вертолета показал, что вектор скорости Ух результирующего воздушного пока вихревой колонны несущего винта, воспринимаемый приемником аэрометрической информации, можно представить в виде трех составляющих Уу = У + Ух + Уф: стационарной составляющей У , обусловленной поступательным движением вертолета относительно воздушной среды, стационарной составляющей Ух скорости индуктивного потока и воздушного потока за счет тяги несущего винта, флуктуационной составляющей Уф,

обусловленной маховыми движениями лопастей и работой автомата перекоса и приводящей к пульсациям углов скоса авк и (Звк вихревой колонны в интервале ±2...3°. [5].

Круговые частоты соф флуктуационных составляющих Уфг вектора

скорости Кф кратны произведению числа лопастей и угловой

скорости вращения сон несущего винта, поэтому вектор флуктуационной скорости Кф результирующего воздушного потока вихревой колонны может быть выделен и в значительной степени отфильтрован от составляющих У и У1 в каналах системы воздушных сигналов вертолета. Тогда в качестве информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта можно использовать вектор скорости Уъ результирующего воздушного потока вихревой колонны в виде геометрической суммы вектора У воздушного потока, формируемого при движении вертолета относительно окружающей среды и вектора скорости Уг воздушного потока, создаваемого несущим винтом вертолета, т.е.

+ В, (1) где Ув = -V - вектор истинной воздушной скорости вертолета.

Для восприятия информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта предложено [4] использовать неподвижный пространственно-распределенный многофункциональный аэрометрический приемник, конструктивная схема которого приведена на рис. 1.

Неподвижный многофункциональный аэрометрический приемник содержит многоканальный проточный приемник 7, выполненный в виде двух разнесенных по высоте экранирующих дисков 2 и 5. Между внутренними профилированными поверхностями экранирующих дисков 2 и 3 в азимутальной плоскости под одинаковыми углами расположены трубки полного давления 4 для забора давлений Рг, определяющих скорость и

угол скольжения (3 вектора скорости У воздушного потока, возникающего при продольном движении вертолета. На внутренних профилированных поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены отверстия 5 для

246

забора давлений Рш и определяющих угол атаки а набегающего

воздушного потока. На внутренних поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены кольцевые каналы 6 для забора дросселированного статического давления РСТД набегающего воздушного потока.

Для получения информации о высотно-скоростных параметрах вертолета в области малых и околонулевых скоростях полета, когда приемник 1 находится в створе вихревой колонны несущего винта вертолета, на наружной поверхности верхнего экранирующего диска 3 на цилиндрическом основании 7 установлен дополнительный аэрометрический приемник.

В целях повышения технологичности и обеспечения повторяемости характеристик многофункционального аэрометрического приемника дополнительный приемник выполнен в виде установленного на цилиндрическом основании 7 сферического приемника 8. На верхней поверхности сферического приемника 8 на оси симметрии расположено отверстие Р, являющееся приемником полного давления РП1. В плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом ср01 к оси симметрии на поверхности сферического приемника симметрично расположены отверстия 10, являющиеся приемниками давлений Р\ и Р2. В плоскости, перпен-

Рис. 1. Конструктивная схема неподвижного многофункционального аэрометрического приемника

дикулярной плоскости симметрии вертолета, симметрично под углом ср02 к оси симметрии на верхней поверхности сферического приемника расположены отверстия 11, являющиеся приемниками давлений Р3 и Р4. Перпендикулярно оси симметрии сферического приемника на его поверхности по окружности расположены отверстия 12, являющиеся приемниками статического давления Рсту результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны.

В целях уменьшения аэродинамических искажений, вносимых установленным на цилиндрическом основании сферическим аэрометрическим приемником, дополнительный приемник может быть выполнен в виде полусферы с диаметром, равным диаметру верхнего экранирующего диска, которая установлена непосредственно на его внешней поверхности. Построены векторные диаграммы скоростных напоров результирующего воздушного потока вихревой колонны в месте установки неподвижного многофункционального аэрометрического приемника при горизонтальном полете вертолета без скольжения (рис. 2,а) и при полете со скольжением (рис. 2,б).

а 9д б А /\

Рис. 2. Векторные диаграммы скоростных напоров результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта в месте установки неподвижного многофункционального аэрометрического приемника

Получено [6] соотношение для пространственного угла скоса фп вектора скорости Уу результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта с учетом места установки и углов апо и (Зпо начальной ориентации неподвижного аэрометрического приемника вида

(2)

Фп = arccos[cos(90 J cos nocos(90 2)cos по

+ sin(90°| ^sin nocos(90 2)cos no sin(90 2)sin no], где фх и ф2 - проекции пространственного угла скоса фп, определяющие угловое положение вектора скорости Уъ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, относительно осей неподвижного многофункционального аэрометрического приемника.

Для конкретного места установки комбинированного аэрометрического приемника на фюзеляже вертолета составляющие Viz вектора

F- в связанной системе координат можно описать уравнениями, приведенными в работе [7]:

К=К„

1

Gn,

2хр hf

К К

у

Gn,

н

F

К К*

Gn,

н

F

(3)

где К^, Kiy, - безразмерные коэффициенты, которые определяются

при летных испытаниях системы на конкретном вертолете;

=К\

Gn,

4и модуль вектора У{ скорости индуктивного потока

2ХР н¥

на режиме висения (У= 0); С - текущий вес вертолета;

1 (Л2Н л

п =--г—1-нормальная перегрузка; ря - плотность невозмущенного

ё Л

воздушного потока на данной высоте Я; F - площадь, ометаемая несущим винтом вертолета; х ~ коэффициент заполнения диска несущего винта; g = 9,80665 - ускорение свободного падения.

Модуль Уъ скорости и плотность ру результирующего набегающего воздушного потока можно определить по полному Рш и статическому РСТЕ давлениям и температуре ТТ1 заторможенного результирующего воздушного потока, воспринимаемой приемником температуры торможения, используя стандартные зависимости [8, 9]:

Fz = 44,826

т (р 0.2857143 1

^TS v^CTZ

(р % I 0.2857143

v^CTL

(4)

0.2857143

Рх =

CTS

287,05287 Т.

TI

ns

V2 ст

(5)

где параметры, входящие в формулы (4) и (5), измеряются в единицах СИ. Используя соотношение (4), по давлениям Рш, РСТЕ и температуре

249

Тт1 можно определить проекции вектора Уъ результирующего воздушного потока на оси связанной с вертолетом системы координат:

^ = ^СО8(90°-(Р1)СО8(90 2);

^=^^ш(90о-Ф1)со5(90 2); (6)

т(90°-ф2).

По давлениям Рь Рг и Рз, воспринимаемым отверстиями 10 и 11, расположенными на верхней поверхности осесимметричного приемника 8 (см. рис. 2), можно определить углы <рг и ф2, определяющие положение вектора Уъ результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны несущего винта вертолета.

При выполнении дополнительного аэрометрического приемника в виде сферического тела (см. рис. 1) или полусферы, используя соотношения, приведенные в работе [10], связь давлений Рь Р2 и Р3, Р4, воспринимаемых отверстиями 10 и 77, можно представить в виде

Л-Л 9 . .

—--—- — бш 2(р0151П 2

(7)

-2--— = — sin 2(рп? sin 2 7.

р _ р А ' ^

Тогда углы (pj и ф2, определяющие положение вектора Fs результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колонны, будут определяться соотношениями

1

Ф, = — arc sin 1 2

1

ф = — arcsin 2

Л Р

2

9 sin 2ф01 Рп Рст

^з Л

9sin 2ф02 Рп Рст

Поскольку неподвижный аэрометрический приемник расположен на фюзеляже на определенном радиус-векторе R(x,y,z) от центра масс вертолета, то при вращении вертолета относительно центра масс имеет место кинематическое искажение вектора скорости V воздушного потока, обусловленное движением вертолета относительно окружающей среды, которое определяется уравнениями

Кх=УхШ(®у2-®хУ)ё>

= (9)

Kz = KË (а>хУ-<°ух)-где , VKy, Уш - проекции кинематически искаженного вектора VK скорости набегающего воздушного потока в месте установки аэрометрического

250

приемника; - угловые скорости вращения вертолета относи-

тельно осей связанной системы координат; координаты места уста-

новки аэрометрического приемника в связанной системе координат, центр которой находится в центре масс вертолета.

В соответствии с выражениями (1) - (9) получены алгоритмы вычисления высотно-скоростных параметров вертолета по информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта, воспринимаемой неподвижным многофункциональным аэрометрическим приемником [4, 6].

УХ = УЕ соз

1 4 Р Р

90° -агсвт 1 2

2 98Ш2 01РП РСТ

хсоз 90°--агс81П -4--Рз Рл КМ ( г ху)-

2 98Ш2 02 РП Рст 1x1 М у

Ул> V 8П1 90 —агсвш ----————

* 2 981п201Рп Рст

1 4 Р Р

С08 90 —агсвт -;-----— ( х2У>

2 9 §1112 02 "^"^ст

V 81П 90 1агс81П . 4 ^ Кг%\ ( ,*); (9)

2 981112 02 Рп Рст 7 ^ '

^ д/^х Уу У2 ,

уу V- У- п г> V2

агсТе—; агвт- . = агсвт—; Р„ Ргт Кр-

Ч № К/ п У, 2

я

и -17-^0 1 . Рн . т Т 17-

па6с ~ п 1 ^ ? н глгп > 1н 10 п -

Т Ро ' Н

Кп =

пр

к

2§КТ°Г~\ ^ ^ ; Рдин 0,5

где Р0 и Г0 - абсолютное давление и температура воздуха на уровне моря (Р0= 101325 Па, Г0 = 288,15 К); и к - удельная газовая постоянная и показатель адиабаты для воздуха (Я = 287,05287 Дж/(кг К), £=1,4); т = 0,0065 К/и - температурный градиент; Ря. Тн и ря - абсолютное давление, температура и плотность воздуха на высоте полета Я; Упр - приборная скорость; Н- модуль вектора индуктивной скорости несущего винта вертолета на режиме висения.

Как показали исследования [11], угловое положение авк и рвк

вихревой колонны несущего винта вертолета при полете на малых скоростях можно представить в виде

*вк=/гхЮ = а*К; вк /у2Ю а V,, (10)

где [ух, /¥ и аа, а(3 - функции и коэффициенты, определяемые по результатам летных испытанной данного типа вертолета.

При этом для каждого значения ф1 и ф2 приемника, находящегося в зоне вихревой колонны, можно определить значения аВКшах и аВКшЬ, Рвктах и Рвктт> определяющие границы углового положения вихревой

колонны в ортогональной и перпендикулярной ей плоскостях. Следовательно, как критерий нахождения неподвижного аэрометрического приемника в зоне вихревой колонны по значениям фх и ф2 можно использовать условие

а™- • <90°-ф1 ж ; ж . 90 9 (11)

Ьк гпш I 1 ыч. тах ьк щщ 1 ьк тах 4 7

При выходе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника из зоны вихревой колонны не выполняются условия (11) и высотно-скоростные параметры вертолета определяются по давлениям Р^РШ,РШ_19РСТд, воспринимаемым многоканальным проточным аэрометрическим приемником, в соответствии с уравнениями, приведенными в работе [12].

Таким образом, предложенные подходы, математические модели и алгоритмы обработки информации системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта позволяют определить высотно-скоростные параметры вертолета в широких рабочих диапазонах, в том числе в области малых и околонулевых скоростей полета.

Применение рассмотренной системы воздушных сигналов вертолета на различных классах вертолетов позволит повысить безопасность полета, эффективность пилотирования и боевого применения, обеспечить надежность работы системы в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, например, при пуске ракеты или пролете рядом другого воздушного судна.

Список литературы

1. Системы измерения воздушных сигналов нового поколения / Н.В. Алексеев [и др.] // Авиакосмическое приборостроение. 2003. №8. С.31-36.

2. Анализ принципов построения систем измерения воздушных сигналов вертолета / В.К. Козицин [и др.] // Авиакосмическое приборостроение. 2003. №10. С.2-13.

3. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета: пат. 2426996 РФ. №. 2009136840/28; заявл. 23.11.2009; опубл. 20.08.2011. Бюл. №23.

4. Система воздушных сигналов вертолета: пат. 2427844 РФ. № 2010108881/28; заявл. 09.03.2010; опубл. 27.08.2011. Бюл. № 24.

5. Браверманн А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. Предельные режимы полета. М.: Машиностроение, 1988. 280 с.

6. Солдаткин В.В. Методологические основы измерения высотно-скоростных параметров вертолета по аэрометрической информации вихревой колонны несущего винта // Известия вузов. Авиационная техника. 2010. № 3. С.51-56.

7. Козицин В.К. Алгоритмическое обеспечение системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений // Известия вузов. Авиационная техника. 2006. № 4. С.52-57.

8. ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температура торможения воздуха для скорости от 10 до 4000 км/ч. Параметры. М.: Изд-во стандартов, 1974. 239 с.

9. ГОСТ 4701-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во стандартов, 1981. 179 с.

10. Петунин А.А. Методы и техника измерения параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972. 332 с.

11. Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie // Journal of American Helicopter Society. 1983. №4. Р. 35 - 43.

12. Порунов А.А., Солдаткин В.В., Солдаткин В.М. Всенаправ-ленная система воздушных сигналов вертолета с неподвижным многоканальным аэрометрическим приемником // Мехатроника, автоматизация, управление: Управление и информатика в аэрокосмических системах. 2007. №3. С.8-14.

V.M. Soldatkin

DESIGN THEORY OF HELICOPTER AIR-SIGNALS SYSTEM BASED ON FIXED MULTIFUNCTIONAL AEROMETRIC SENSOR

The methodology, design theory and philosophy, and information processing algorithms of helicopter air-signals system based on fixed multifunctional aerometric sensor and information of aerodynamic field of rotor vortex flow are considered.

Key words: helicopter, air-signals system, aerometric sensor, aerodynamic field.

Получено 08.09.2012