Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Анализ задачи измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета 14
1.1. Требования и особенности измерения параметров вектора ветра 14 на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета .
1.2. Способы и средства измерения параметров вектора ветра 21
1.3. Панорамный измеритель параметров вектора ветра на основе неподвижного проточного аэрометрического приемника 37
1.4. Бортовая система измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета 41
Выводы II Постановка задачи научного исследования.. 47
Глава 2. Теоретические основы построения бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета 49
2.1. Особенности измерения параметров вектора ветра на борту вертолета с использованием неподвижного комбинированного аэрометрического приемника и информации результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта 49
2.2. Формирование информативных сигналов результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта 57
2.3. Алгоритмы обработки бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке запуска силовой установки 67
2.4. Алгоритмы обработки информативных сигналов бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке при запуске силовой установки и на взлетно-посадочных режимах вертолета 72
Выводы 81
Глава 3. Анализ погрешностей и обеспечение точности измерительных каналов бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета 82
3.1. Анализ требований к метрологическим характеристикам и выбор датчиков первичной аэрометрической информации бортовой системы измерения параметров вектора ветра 83
3.2. Анализ погрешностей бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета 97
3.3. Использование оптимальных линейных фильтров для повышения помехоустойчивости каналов измерения параметров вектора ветра на стоянке, при рулении и маневрировании вертолета по земной поверхности 108
3.4. Использование принципов комплексирования для повышения точности измерения параметров вектора ветра на взлетно-посадочных режимах 113
ВЫВОДЫ 122
Глава 4. Разработка, экспериментальные исследования, особенности применения и направления совершенствования бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета 123
4.1. Обоснование конструктивных параметров неподвижного комбинированного аэрометрического приемника и изготовление экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра 124
4.2. Анализ результатов испытаний экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра в аэродинамической трубе на режиме стоянки до запуска силовой установки 135
4.3. Анализ результатов испытаний экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра в аэродинамической трубе на взлетно-посадочных режимах вертолета. 147
4.4. Оценка погрешностей измерительных каналов бортовой системы измерения параметров вектора ветра по результатам испытаний экспериментального образца в аэродинамической трубе 154
4.5. Реализация результатов исследования и направления совершенствования бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета 168
Выводы 181
Заключение 184
Список использованных источников 186
- Панорамный измеритель параметров вектора ветра на основе неподвижного проточного аэрометрического приемника
- Формирование информативных сигналов результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта
- Анализ погрешностей бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета
- Анализ результатов испытаний экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра в аэродинамической трубе на режиме стоянки до запуска силовой установки
Панорамный измеритель параметров вектора ветра на основе неподвижного проточного аэрометрического приемника
Как указывается в работе [6], пульсации AWX и AWZ в среднем составляют 0,2 ...0,5 м/с при этом максимальные значения пульсаций ветра AW на уровне 12 м не превышают 3,5 м/с для всего диапазона метеосиноптических ветров 15...20 м/с. В приземном слое атмосферы до высот 300...500 м выравнивание скорости ветра происходит по степенному закону, когда в течении 15...25 с отношение Атах изменяется в сторону уменьшения до 1,2... 1,5. Все это свидетельствует о том, что для обычных метеосиноптических процессов атмосферы (кроме случаев конвективной неустойчивости) предельное значение пульсаций Ай7Пред=3,5 м/с может приниматься для интервала времени существования пульсаций т 30 с [6].
Полеты вертолетов происходят в приземном слое атмосферы и безопасность их эксплуатации определяется как надежностью конструкции планера, работы силовой установки, агрегатов и систем, так и нарушением эксплуатационных режимов вследствие воздействия опасных внешних возмущений. В частности, на стартовых и взлетно-посадочных режимах одновинтовых вертолетов класса Ми-8 Нормами летной годности вертолетов (НЛГВ) [7] и Руководством по летной эксплуатации (РЛЭ) [4] накладываются следующие ограничения [3]:
В процессе вертикального взлета и посадки экипаж вертолета осуществляет продольную и боковую балансировку, поддерживая его равновесное состояние, чтобы не допустить разворотов, перемещения, просадок со смещением, приземления со смещением и вращением. Эта процедура успешно и безошибочно выполняется экипажем при видимости земной поверхности из кабины. В условиях образования снежного (пыльного) вихря, светового экрана, слабой контрастности (белизны), отсутствие визуальной видимости земной поверхности, информации о смещении вертолета относительно земли на режиме висения (продольное, поперечное и вращение относительно вертикальной оси) зачастую приводит к тяжелым авиационным происшествиям, поскольку только по показаниям авиагоризонта экипаж не в состоянии определить пространственное положение вертолета, тем более относительно ВВПП.
Необходимо учитывать и то обстоятельство, что вертолет часто предназначен для выполнения заранее непредвиденных посадок на площадки, подобранные с воздуха, где нет ни аэродромов, ни метеорологического обеспечения, ни радиотехнических средств для захода на посадку, ни другого информационного обеспечения полетов. Поэтому взлеты и посадки при ухудшенной видимости (или отсутствии какой-либо видимости при снежном вихре), неизвестном внешнем воздействии ветра не могут быть исключены. Следовательно, на вертолетах необходимо оборудование для оказания информационной помощи экипажу в безопасном пилотировании вертолета в условиях отсутствия визуальной видимости земной поверхности на малых и предельно малых высотах и воздействия внешних возмущающих факторов (скорость и направление ветра, углы наклона ВВПП, недостаточная прочность грунта), а также для определения фактической траектории снижения и других параметров движения вертолета.
Наставлением по метеорологическому обеспечению гражданской авиации НМОГА-95 устанавливается значение скорости ветра, при котором необходимо точно указывать направление ветра - более 2 м/с. По номограммам, приведенным на рис. 1.2., нетрудно определить верхнюю границу измерения величины скорости ветра Wmax=25 м/с. Диапазон изменения направления ветра в горизонтальной плоскости от 0 до 360, что подтверждается требованиями РЛЭ [4].
Все это является убедительным обоснованием актуальности разработки и применения на одновинтовых вертолетах бортовой системы измерения параметров вектора ветра, обеспечивающую: измерение величины W и направления вектора скорости ветра W относительно продольной оси вертолета или продольной Wx и боковой Wz составляющих вектора W, а также абсолютного давления Рн и температуры наружного воздуха Ти на стоянке до запуска силовой установки и раскрутки измерение параметров вектора истинной воздушной скорости Vв (величины (модуля) Vв, угла скольжения и угла атаки ), абсолютной 77 и относительной 77отн высот и вертикальной скорости V = dH / dt при взлете и посадке, при снижении и заходе на посадку, определение продольной Wx и боковой Wz составляющих вектора скорости ветра W на режиме висения при работе силовой установки, вращении несущего винта и работе автомата перекоса (взлетно-посадочный режим);
Формирование информативных сигналов результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта
Для измерения пространственных параметров вектора скорости ветра можно использовать полусферические, сферические и конические приемники [20], имеющие обращенные навстречу воздушному пять приемных отверстий. На рис. 1.9 приведена конструктивная схема полусферического приемника пространственного воздушного потока ветра – шестиствольный приемник ЦАГИ.
В работе [20] приводятся градуированные характеристики цилиндрического (рис. 1.8) и полусферического (рис. 1.9) приемников, а также трехрожковых трубчатых приемников, чечевицеобразных приемников, конических и клиновидных приемников плоских воздушных потоков, а также сферических и конических приемников пространственных Рисунок 1.9 – Полусферический приемник пространственного воздушного потока вектора ветра потоков. При этом все указанные приемники плоских и пространственных воздушных потоков имеют диапазоны измерения угла направления вектора ветра, не превышающие значения ± 45, что также ограничивает их использование в бортовой системе измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета.
Для расширения диапазона измерения углов направления вектора скорости ветра обтекаемое тело можно ориентировать по направлению набегающего на него воздушного потока с помощью следящего привода.
Аэрометрический приемник датчика ветра представляет собой установленное в набегающем потоке симметричное тело в виде цилиндрического насадка 1, на поверхности которого предусмотрены отверстия для забора давления p0 питания пневматической схемы и давлений p1 и p2, характеризующих отклонение оси симметрии насадка от направления вектора скорости W набегающего воздушного потока ветра. Рисунок 1.10 - Принципиальная схема термоанемометрического датчика параметров ветра с ориентируемым приемником потока
Пневматическая схема датчика обеспечивает возможность очистки и термостабилизации воздуха, поступающего в измерительные каналы, и его постоянное вытекание через отверстия приемников давлений р\ и р2 в атмосферу, предохраняя их от засорения и замерзания. В каналах пневматической схемы давления ро, pi и р2 преобразуются в потоки воздуха, смывающие чувствительные элементы термоанеморезистивных преобразователей (ТАП). В датчике используются струйные ТАП, содержащие установленные в пневмоканалах дроссель 2, термоанеморезистор 3 и дифференциальную электроизмерительную схему 4 в виде двух самобалансирующихся мостовых схем. Последняя обеспечивает существенный разогрев термоанеморезисторов электрическим током, поддерживание заданного режима их работы и формирование выходного сигнала є, определяющего величину и знак отклонения . Сигнал подается на вход следящего привода, содержащего усилитель 5, двигатель 6 и редуктор 7. Выходной вал редуктора кинематически связан с аэрометрическим приемником 1 и выходным устройством 8, формирующим выходные электрические сигналы W и , пропорциональные скорости W и направлению ветра в горизонтальной и вертикальной плоскости. Использование в качестве термоанемометричих преобразователей полупроводниковых струйно-конвективных преобразователей (термоанемометров) [14] позволяет расширить нижнюю границу рабочих скоростей ветра до 5км/ч (1,5м/с) и точность измерения угла направления до ±0,1…0,15. Однако наличие следящего привода приводит к усложнению рассматриваемого датчика параметров ветра. Кроме того при установке на фюзеляже вертолета на его работу также будут оказывать влияние индуктивные потоки несущего винта.
На рис. 1.11 приведена функциональная схема вихревого датчика аэродинамического угла и воздушной скорости, который можно использовать для измерения параметров горизонтального или вертикального ветра [23, 24].
Функциональная схема вихревого датчика параметров ветра В качестве тел обтекания в вихревом датчике параметров ветра используются две, расположенные под углом 20, клинообразные пирамиды 1, на поверхности которых размещены приемники 2 для забора пульсаций давления вблизи тел. Приемники 2 связаны с преобразователями давления или перепада давлений 3, частоты выходных сигналов Б і и е которых равны частотам fi и /? соответствующих вихрей дорожек Кармана. Электроизмерительные схемы 4, обрабатывая сигналы Є] и е , формируют выходные электрические сигналы Ui и Ц?. Последние с помощью триггеров Шмидта 5 преобразуются в последовательности импульсов с частотами/} и /?, поступающие в устройство обработки 6, на выходе которого формируются выходные сигналы и W по направлению и скорости ветра W в соответствии с соотношениями [24]:
Анализ погрешностей бортовой системы измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета
В процессе вертикального взлета и посадки экипаж вертолета осуществляет продольную и боковую балансировку, поддерживая его равновесное состояние, чтобы не допустить разворотов, перемещения, просадок со смещением, приземления со смещением и вращением. Эта процедура успешно и безошибочно выполняется экипажем при видимости земной поверхности из кабины. В условиях образования снежного (пыльного) вихря, светового экрана, слабой контрастности (белизны), отсутствие визуальной видимости земной поверхности, информации о смещении вертолета относительно земли на режиме висения (продольное, поперечное и вращение относительно вертикальной оси) зачастую приводит к тяжелым авиационным происшествиям, поскольку только по показаниям авиагоризонта экипаж не в состоянии определить пространственное положение вертолета, тем более относительно ВВПП.
Необходимо учитывать и то обстоятельство, что вертолет часто предназначен для выполнения заранее непредвиденных посадок на площадки, подобранные с воздуха, где нет ни аэродромов, ни метеорологического обеспечения, ни радиотехнических средств для захода на посадку, ни другого информационного обеспечения полетов. Поэтому взлеты и посадки при ухудшенной видимости (или отсутствии какой-либо видимости при снежном вихре), неизвестном внешнем воздействии ветра не могут быть исключены. Следовательно, на вертолетах необходимо оборудование для оказания информационной помощи экипажу в безопасном пилотировании вертолета в условиях отсутствия визуальной видимости земной поверхности на малых и предельно малых высотах и воздействия внешних возмущающих факторов (скорость и направление ветра, углы наклона ВВПП, недостаточная прочность грунта), а также для определения фактической траектории снижения и других параметров движения вертолета.
Наставлением по метеорологическому обеспечению гражданской авиации НМОГА-95 устанавливается значение скорости ветра, при котором необходимо точно указывать направление ветра - более 2 м/с. По номограммам, приведенным на рис. 1.2., нетрудно определить верхнюю границу измерения величины скорости ветра Wmax=25 м/с. Диапазон изменения направления ветра в горизонтальной плоскости от 0 до 360, что подтверждается требованиями РЛЭ [4].
Все это является убедительным обоснованием актуальности разработки и применения на одновинтовых вертолетах бортовой системы измерения параметров вектора ветра, обеспечивающую: измерение величины W и направления вектора скорости ветра W относительно продольной оси вертолета или продольной Wx и боковой Wz составляющих вектора W, а также абсолютного давления Рн и температуры наружного воздуха Ти на стоянке до запуска силовой установки и раскрутки трансмиссии вертолета (стояночный режим); измерение параметров вектора скорости ветра W при запуске силовой установки, раскрутке трансмиссии и вращении несущего винта вертолета, в процессе руления и маневрирования по земной поверхности; измерение параметров вектора истинной воздушной скорости Vв (величины (модуля) Vв, угла скольжения и угла атаки ), абсолютной 77 и относительной 77отн высот и вертикальной скорости V = dH / dt при взлете и посадке, при снижении и заходе на посадку, определение продольной Wx и боковой Wz составляющих вектора скорости ветра W на режиме висения при работе силовой установки, вращении несущего винта и работе автомата перекоса (взлетно-посадочный режим); измерение скорости Fр руления при маневрировании вертолета по взлетно-посадочной площадке; измерение скоростей Vcx и Vcz смещения вертолета относительно продольной и поперечной осей земной стартовой системы координат на режимах висения и приземления.
По предварительным оценкам погрешности измерения величины W и направления \/ вектора ветра на рассматриваемых режимах не должны превышать: по величине скорости ветра значения AW = +0,8...2м/ \3...7КМ/ I,
Погрешность АРН и АТН измерения атмосферного давления Рн0 и температуры наружного воздуха Тн0 на уровне взлетно-посадочной площадки не должны превышать значений АРЯ0 =±70... 10077а и
Допустимые погрешности AVP, AVCX, AVCZ измерения скорости руления VP при маневрировании вертолета по взлетно-посадочной площадке и составляющих Vcx, Vcz скорости смещения вертолета относительно осей земной системы координат, а также погрешности AVY и До измерения вертикальной скорости VY и угловой скорости со вращения вертолета относительно вертикальной оси на режиме висения и приземления будут оценены ниже.
Полученные характеристики и требования к информации о параметрах вектора ветра на стоянке до запуска силовой установки, при запуске силовой установки, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на режимах взлета, снижения, висения и при посадке позволяет обоснованно проводить анализ и выбор эффективных способов и бортовых средств их измерения.
Измерение параметров вектора ветра на стоянке, при запуске силовой установки, рулении и маневрировании по земной поверхности, на режимах взлета, снижения, висения и посадке бортовыми средствами, когда приемники первичной аэрометрической информации находятся в створе вихревой колонны несущего винта, затрудняется значительными аэродинамическими возмущениями, вносимыми индуктивным потоком несущего винта. При этом способность вертолета совершать движения вперед-назад, вправо-влево и связанный с этим пространственный характер воздушных потоков, воспринимаемых приемниками аэродинамической информации, ограничивает использование на вертолетах традиционных средств измерения воздушных сигналов [8, 9], обусловливает необходимость разработки бортовой системы измерения параметров вектора ветра, построенной на новых принципах, максимально учитывающих специфику аэродинамики и динамики полета вертолета, удовлетворяющих требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации.
Анализ результатов испытаний экспериментального образца бортовой системы измерения параметров вектора ветра в аэродинамической трубе на режиме стоянки до запуска силовой установки
Динамические погрешности бортовой системы измерения параметров вектора ветра имеют место на неустановившихся режимах измерения при заметной скорости изменения во времени параметров вектора ветра. Причинами собственных динамических погрешностей измерительных каналов системы являются инерционность каналов передачи давлений от неподвижного комбинированного аэрометрического приемника ко входам пневмоэлектрических преобразователей (датчиков) давлений и перепадов давлений, а также динамическими свойствами датчиков.
В работах [47, 48] проводится исследование динамических характеристик измерительных каналов восприятия, передачи и преобразования первичных аэрометрических сигналов в измерительных каналах системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного комбинированного аэрометрического приемника, результаты которых можно использовать при оценке собственных динамических погрешностей бортовой системы измерения параметров вектора ветра.
Вынужденные динамические погрешности измерительных каналов бортовой системы измерения параметров вектора ветра обусловливаются внутренними шумами и внешними воздействиями – возмущениями воздушных потоков, набегающих на неподвижный многоканальный проточный аэрометрический приемник и на неподвижный сферический или полусферический приемник.
На стоянке до запуска силовой установки вынужденные динамические погрешности измерительных каналов измерения параметров вектора ветра обусловлены, в основном, турбулентностью атмосферы в зоне стоянки.
На стоянке при запуске силовой установки и вращении несущего винта вынужденные динамические погрешности связаны, в основном, с флуктациями потока вихревой колонны несущего винта.
При рулении и маневрировании вертолета по земной поверхности и на взлетно-посадочных режимах вынужденные динамические погрешности измерительных каналов бортовой системы измерения параметров вектора ветра обусловлены совместным влиянием турбулентности атмосферы и флуктуацией индуктивного потока несущего винта.
Возможность снижения вынужденных динамических погрешностей измерительных каналов бортовой системы измерения параметров вектора ветра за счет фильтрации флуктуаций воздушного потока вихревой колонны несущего винта рассмотрена в п.п. 2.1. Аналогичный подход можно использовать и для снижения влияния турбулентности атмосферы.
Таким образом, проведенный анализ составляющих погрешностей бортовой системы измерения параметров вектора ветра на основе неподвижного комбинированного аэрометрического приемника и информации результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта позволяют обосновать требования к точности измерения параметров, входящих в алгоритмы вычисления, на различных режимах эксплуатации вертолета.
Анализ требований к метрологическим характеристикам и выбор датчиков первичной аэрометрической информации бортовой системы измерения параметров вектора ветра
Важным вопросом на начальном этапе проектирования бортовой системы измерения параметров вектора ветра является обоснование основных требований к измерительным каналам на характерных этапах эксплуатации и выбор датчиков первичной аэрометрической информации [80, 81].
1. На стоянке до запуска силовой установки при отсутствии вращения несущего винта параметры вектора скорости W ветра определяются по давлениям Pi, воспринимаемым трубками полного давления неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, и по статическому дросселированному давлению РСТ.Д, воспринимаемому с помощью кольцевого приемника, установленного в проточном канале приемника.
Алгоритм обработки массива первичных аэрометрических сигналов Pt основан на моделировании угловых характеристик трубок полного давления, находящихся в зоне действия вектора скорости ветра W. Поэтому для обоснования требований к каналам преобразования воспринимаемых давлений Pt воспользуемся экспериментальными кривыми Pt =/() угловых характеристик, приведенные на рис. 2.7, определяющие изменения давлений Pt трубок полного давления, расположенных под углом к направлению вектора скорости W набегающего воздушного потока ветра. Экспериментальные кривые Pt =/() получены при исследовании варианта неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, включающего восемь трубок полного давления, в аэродинамической трубе [48].
На рис. 3.4 - 3.8 приведены графики изменений давлений Pt в диапазоне изменения угла между соседними трубками полного давления до 400 при различных скоростях вектора скорости набегающего воздушного потока (скорости ветра W) в диапазоне от 6 до 18 м/с [48]. Как видно из графиков, угловые характеристики трубок полного давления исследуемого варианта неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника, хорошо согласуется с кривыми, приведенными на рис. 2.7. Это позволяет использовать кривую рис. 2.13 а, соответствующую скорости W = 3 м/с, при совместном анализе графиков, приведенных на рис. 3.4 - 3.8.
