Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Методы и средства измерения малых воздушных скоростей вертолета 15
1.1. Общие требования к информации о параметрах вектора воздушной скорости вертолета 15
1.2. Способы и средства измерения малых воздушных скоростей вертолета „21
1.3. Системы измерения малых воздушных скоростей с модуляцией пневматических сигналов 28
1.4. Системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе свободно или принудительно ориентируемых приемников давления 44
1.5. Системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижных приемников давления 52
Выводы и постановка задачи исследования 65
Глава 2. Построение, математическое описание и алгоритмическое обеспечение аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета 67
2.1. Структурно-функциональная схема аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета 67
2.2. Статические и динамические характеристики многоканального проточного аэрометрического приемника 73
2.3. Модели и характеристики струйно-конвективных измерительных каналов 78
2.4. Аппроксимация и нормирование характеристик струйно-конвективных измерительных преобразователей 87
2.5. Алгоритмы обработки информации аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета 98
ВЫВОДЫ 112
Глава 3. Анализ погрешностей и обеспечение точности аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета 114
3.1. Анализ погрешностей аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета 114
3.1.1. Исследование влияния конструктивных параметров многоканального аэрометрического приемника на точность работы СИМВС-В 116
3.1.2. Анализ влияния разброса и нестабильности характеристик струйно-конвективных измерительных каналов на инструментальную погрешность СИМВС-В 119
3.1.3. Динамические погрешности СИМВС-В 129
3.2. Алгоритмическая коррекция систематических погрешностей и оценка суммарной погрешности каналов СИМВС-В 136
3.3. Автоматическая подстройка измерительных каналов СИМВС-В 147
3.4. Адаптивное управление периодичностью подстройки 151
3.5. Реализация цепей адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов СИМВС-В 157
Выводы 164
Глава 4. Комплексная система измерения малых воздушных скоростей вертолета 166
4.1. Аэромеханическая измерительно-вычислительная система определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета 166
4.2. Алгоритмы функционирования аэромеханической измерительнот вычислительной системы определения составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета 171
4.3. Имитационные модели аэромеханической системы определения вектора истинной воздушной скорости вертолета 182
4.4. Анализ и синтез комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета .191
ВЫВОДЫ 201
Глава 5. Разработка и экспериментальные исследования системы измерения малых воздушных скоростей вертолета 202
5.1. Имитационное моделирование аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета 202
5.2. Экспериментальный образец аэрометрической СИМВС-В, программа и оборудования для исследования в аэродинамической трубе 210
5.3. Анализ результатов исследования экспериментального образца аэрометрической СИМВС-В в аэродинамической трубе 218
5.4. Натурные испытания, внедрение результатов исследования и направления развития систем измерения малых воздушных скоростей вертолета 225
Выводы 234
Заключение 236
Список литературы
- Способы и средства измерения малых воздушных скоростей вертолета
- Статические и динамические характеристики многоканального проточного аэрометрического приемника
- Исследование влияния конструктивных параметров многоканального аэрометрического приемника на точность работы СИМВС-В
- Алгоритмы функционирования аэромеханической измерительнот вычислительной системы определения составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета
Введение к работе
Актуальность темы. В народном хозяйстве и для целей обороны страны широкое применение находят вертолеты, полеты которых происходят в приземном возмущенном слое атмосферы и для их выполнения в инструментальном и автоматическом режимах пилотирования используется информация о величине и направлении вектора истинной воздушной скорости.
Измерение параметров вектора воздушной скорости вертолета затрудняется значительными искажениями его аэродинамического поля индуктивными потоками несущей системы, а также пространственным обтеканием приемников воздушных давлений, установленных вблизи фюзеляжа или на выносной штанге. Это ограничивает применение на вертолете традиционных для самолета методов и средств измерения высртно-скоростных параметров.
Возможность вертолета совершать движение как вперед, так и назад, вправо и влево, полеты на предельно малых и околонулевых скоростях, а также возрастающие требования к уровню безопасности и эффективности полетов обусловливают и актуальность работ по созданию систем панорамного и всенаправленного измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета с расширенной нижней границей рабочих скоростей полета, удовлетворяющих возрастающим требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации.
Значительный вклад в разработку методов и средств измерения высотно-скоростных параметров вертолета, в том числе малых воздушных скоростей полета внесли: Б.М. Абрамов, АИ. Акимов, В.П. Бутов, Е.С. Вождаев, В.В. Иванов, Г.И. Клюев, , В.Г. Кравцов, Б.В. Лебедев, АЮ. Лисе, Н.Н. Макаров, А.К. Панкратов, А.Н. Петунии, Э.А Петросян, А. И. Птицык, Н.Г. Федоров, В.А Ференец и другие отечественные ученые и специалисты. Среди зарубежных исследователей следует отметить D.F. Daw, F.A. Summerling, J. Kaletka, S.G. Lion, P.F. Sheridian, G. Yamauchi, W. Johnson, V.E. Neredka, R.P. Smihh, N.M. Komerath, T.L. Thompson, R.B. Gray, B. Miller P.E. Lorber,T. А. Ь^оЩидр.
ЛЬКАй!
кл і
В основу работы известных средств измерения воздушных скоростей вертолета положено использование приемников давлений, вращающихся на лопасти (КВИС) или на специальной штанге (Loras) ориентированных по потоку с помощью флюгера {Lassie и СВС-В1), пневмомеханической или пневмоэлектрической следящей системы {системыДАУ-П, ДАУ-Ти др.) что является причиной их усложнения, снижения надежности и точности работы, особенно при малых скоростях полета. Использование нескольких разнесенных по фюзеляжу неподвижных приемников давления {Авиаприбор-Восход) или вписанных в аэродинамический профиль распределенных приемников (КГТУ-КАИ) позволяет обеспечить измерение лишь в ограниченном диапазоне изменения аэрод и Н^М{^КУ SS| Й1?Ріі"I
вКБЛНОТБКА CHertpMv
Чр. і .її .,-, ,Z-
Широкие возможности по расширению диапазонов измерения
параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета открывает
использование неподвижного многоканального проточного
аэрометрического приемника (АМП), принципы построения, оригинальные конструкции и основы проектирования которого разработаны В.А. Ференцом и А.А. Поруновым. Использование для преобразования воспринимаемого многоканальным АМП массива аэрометрической информации струйно-конвективных (термоанемометрических) измерительных каналов позволяет существенно расширить нижнюю границу рабочих скоростей полета. Однако разброс, временная и эксплуатационная нестабильность характеристик струйно-конвективных преобразователей (СКП) являются причиной значительных погрешностей, снижения технологичности и повышения стоимости системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе многоканального АМП и СКП.
Цель работы — повышение безопасности полетов и эффективности применения вертолетов за счет создания высокоточных средств измерения величины и направления вектора истинной воздушной скорости в диапазоне малых и околонулевых скоростей полета.
Задача научного исследования заключается в разработке принципов
построения, математического описания, методик проектирования и
экспериментального исследования системы измерения малых воздушных
скоростей вертолета с улучшенными метрологическими и
эксплуатационными характеристиками, построенной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.
Решение поставленной задачи исследования проводилась по следующим основным направлениям:
Анализ принципов построения и обоснование направлений совершенствования методов и средств измерения малых воздушных скоростей вертолета.
Разработка математических моделей измерительных каналов и анализ погрешностей системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.
Разработка способов уменьшения инструментальных и методических погрешностей и расширения нижней границы рабочих скоростей за счет реализации принципов автоматической подстройки измерительных каналов, комплексирования и оптимальной фильтрации.
Разработка методов анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.
Разработка комплекса мероприятий по изготовлению и исследованию образцов, системы измерения малых воздушных скоростей
вертолета на стадии эскизного проекта и этапе опытной партии.
Методы исследования. При решении поставленной задачи использовались методы теории измерений и измерительных преобразователей, математического моделирования, анализа и синтеза измерительных систем при детерминированных и случайных воздействиях, имитационного моделирования и экспериментальных исследований, вероятностно-статической обработки результатов.
Достоверность полученных результатов базируется на применении адекватных математических моделей, современных методов анализа и синтеза измерительных систем, на имитационном моделировании, натурном эксперименте и испытании экспериментального образца, а также на опыте внедрения и использования полученных научно-технических результатов.
Научная новизна работы - определяется следующими основными результатами:
Проведена систематизация требований к информации по вектору истинной воздушной скорости при решении задач пилотирования, обеспечения эффективности и безопасности полета вертолета. Предложена классификация систем измерения малых воздушных скоростей вертолета, отражающая традиционные и новые подходы, направления совершенствования и развития данного класса средств измерения.
Разработаны математические модели измерительных каналов и алгоритмы обработки информативных сигналов, методики анализа инструментальных и методических, статических и динамических, систематических и случайных погрешностей аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета (СИМВС-В) на основе многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.
Разработаны методы уменьшения квазистатических погрешностей аэрометрической СИМВС-В за счет реализации предложенных подходов, схем и алгоритмов адаптивной автоматической подстройки струйно-конвективных измерительных каналов.
Разработаны рекомендации по построению, алгоритмическое обеспечение, модели и методика имитационного моделирования аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета, построенной на основе метода VIMI и наблюдателя Люенбергера.
Разработаны методы анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, методики имитационного моделирования, проектирования и экспериментального исследования комплексной системы.
Практическая ценность. Работа выполнена в соответствии с направлениями Федеральной целевой программы «Развитие гражданской
авиационной техники России на 2001 - 2010 г.г. и на период до 2015 года» и заданием отраслевой Программы «Повышение научно-технического уровня систем и агрегатов ЛА военной авиации» в рамках хоздоговорных НИР по темам НЧ 303037 и НЧ 303036. Основными практическими результатами работы являются:
Анализ требований к точности измерения малых воздушных скоростей вертолета и их влияния на безопасность полета и эффективность выполнения полетных задач при автоматическом и инструментальном режимах пилотирования. Классификация СИМВС-В, отражающая традиционные и новые принципы их построения, направления совершенствования и развития.
Методика расчета измерительных каналов и алгоритмы обработки информативных сигналов, методика анализа и оценка инструментальных и методических погрешностей аэрометрической СИМВС-В, выполненной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.
Схемотехническая и конструктивная реализация и алгоритмы адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов аэрометрической СИМВС-В.
Построение, алгоритмическое и программное обеспечение, результаты имитационного моделирования и анализа погрешностей дополнительного канала измерения, выполненного в виде аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета, построенной на основе метода VIMI и наблюдателя Люенбергера.
Построение, методы анализа и синтеза, моделирования и исследования комплексной СИМВС-В.
Результаты трубных исследований и натурных испытаний экспериментального образца системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, рекомендации по ее применению и совершенствованию.
Реализация результатов работы. Полученные научно-технические
результаты использованы при выполнении хоздоговорных НИР по темам
НЧ 303037, НЧ 303036 и внедрены в ОАО «Ульяновское конструкторское
бюро приборостроения» при разработке опытного образца системы
измерения малых скоростей вертолета СИМС-В, а также внедрены и
используются в ОАО «Чебоксарское научно-производственное
приборостроительное предприятие «ЭЛАРА»» при разработке вариантов
автономной навигационной системы на базе магнитного датчика курса и
аэрометрического канала коррекции. Ряд полученных результатов внедрены
в учебный процесс подготовки инженеров по специальностям «Авиационные
приборы и измерительно-вычислительные комплексы» и
«Приборостроение».
Апробация работы. Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались на III Международной НТК «Авиакосмические технологии» (Воронеж, 2002), на II Международном симпозиуме «Аэрокосмические приборные технологии» (С.Петербург, 2002), на 8-ой Всероссийской НТК «Состояние и проблема измерений» (Москва, 2002), на XV и XVI НТК с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления», (Судак, 2003 и 2004), на Международной конференции и выставке «Авиация и космонавтика-2003», (Москва, 2003), на Всероссийской НПК «Авиакосмические технологии и оборудование», (Казань, 2004), на XIII Международном НТС «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации», (Алушта, 2004), на Международной НТК «Приборостроение-2004», (Кореиз, 2004), а также на НТС в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (2001 - 2004 г.г.), на НТС в ОАО «Чебоксарское научно-производственное приборостроительное предприятие «ЭЛАРА»» (2002 - 2004 г.г.) и на расширенном заседании кафедры приборов и информационно-измерительных систем КГТУ им. А.Н. Туполева, 2004 г.
Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 17 печатных работах, в том числе в 6 статьях, 9 материалах и 2 тезисах докладов, а также в 6 отчетах по НИР. На предложенное техническое решение получено Решение ФИПС о выдаче патента РФ на полезную модель по заявке № 2004120157/20 (022084) от 05. 07. 2004 г.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, 2 приложений. Основное содержание диссертации изложено на 238 страницах машинописного текста, содержит 3 таблицы и 80 рисунков. Библиография включает 107 наименований.
Способы и средства измерения малых воздушных скоростей вертолета
В следствии низкого уровня первичного пневматического информативного сигнала, значительного искажения аэродинамического поля вблизи вертолета, вносимого несущей системой [11], качество информации о величине и направлении вектора воздушной скорости и других высотно-скоростных параметрах вертолета существенно зависит от типа и места расположения приемников первичной аэрометрической информации, используемых измерительных каналов преобразования и алгоритмов обработки, реализуемых мероприятий по обеспечению помехоустойчивости и снижению погрешностей. Использование традиционных для самолета методов и средств позволяет достаточно точно измерять параметры вектора воздушной скорости вертолета, начиная со скоростей порядка 50-70 км/ч, в диапазоне изменения углов атаки и скольжения ±30-ь45 [9], в то время как рабочими режимами для вертолета являются полеты на малых и околонулевых скоростях при изменении угла скольжения в диапазоне ±180.
С целью определения направлений развития и совершенствования систем измерения малых воздушных скоростей вертолета проведена систематизация принципов и схем их построения. Изучение и анализ научно-технической литературы позволяет классификационную схему систем измерения малых воздушных скоростей вертолета представить как показано нарис. 1.1.
Предлагаемая систематизация подчеркивает, что теоретические исследования и практические разработки способов и средств измерения малых воздушных скоростей вертолета, направленные на обеспечение панорамного (в плоскости рыскания при изменении угла скольжения в диапазоне 1180 ) и всенаправленного (в трехмерном пространстве) измерения величины (модуля) скорости, углов направления или СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ МАЛЫХ ВОЗДУШНЫХ СКОРОСТЕЙ ВЕРТОЛЕТА
Классификация систем измерения малых воздушных скоростей вертолета составляющих вектора истинной воздушной скорости по осям связанной системы координат, связаны с выбором типа и расположением приемников аэрометрической информации, установленными на фюзеляже, вписанными в его контур или на выносной штанге перед ним, на лопасти несущего винта или на специальной вращающейся штанге, выполнения приемников проточными или непроточными; с выбором пневмоэлектрических преобразователей первичных аэрометрических сигналов; с реализацией структурных методов обеспечения точности и надежности работы в условиях реальной эксплуатации.
По мере своего развития системы измерения малых воздушных скоростей вертолета последовательно решали задачи одномерного и двухмерного измерения. В последние годы актуальной является задача панорамного и всенаправленного (трехмерного) измерения параметров вектора воздушной скорости вертолета.
По принципу построения можно выделить системы самолетного типа, реализующие аэродинамический метод измерения воздушной скорости, углов атаки и скольжения, системы, в которых информация о векторе скорости в области малых скоростей определяется на основе информации об угловом положении вихревой колонны несущего винта, на основе сканирования поля давлений вблизи фюзеляжа или в его характерных точках, на основе информации о параметрах вектора результирующей аэродинамической силы или его проекциях на оси связанной системы координат, а также о перегрузках, действующих на вертолет и характеризующие силы инерции. При этом приемники аэрометрической информации могут быть разнесены по фюзеляжу, расположены на лопасти несущего винта или установлены на специальной вращающейся штанге.
По типу используемых приемников аэрометрической информации системы измерения малых воздушных скоростей могут использовать непроточные приемники воздушных давлений и проточные аэрометрические приемники, которые могут быть неподвижными, вращающимися, свободно или принудительно ориентированными по направлению набегающего воздушного потока.
В зависимости от типа преобразователей аэрометрической информации в электрические сигналы, удобные для последующего выделения и обработки, рассматриваемые системы могут быть построены на основе деформационных преобразователей перемещений (индуктивных, индукционных, трансформаторных, тензорезистивных, емкостных и др.), оптоэлектронных, струйно-конвективных (термоанемометрических) и других преобразователей давления, перепадов давлений и расходов.
По способу повышения точности и надежности работы, расширения диапазонов измерения можно выделить системы, в которых используются: консервативные - конструкторские и технологические методы (термостатирование, защита от влаги, стабилизация функций преобразования, защита от действия дестабилизирующих факторов и т.п.); структурные методы - модуляция сигналов и помех (амплитудная - прямая, фазовая, частотная), автоматическая подстройка измерительных каналов, а также системы с использованием методов комплексирования и оптимальной фильтрации. Применение последних стало возможным в связи с широким использованием на вертолетах бортовых ЭВМ.
Статические и динамические характеристики многоканального проточного аэрометрического приемника
Многоканальный проточный аэрометрический приемник (рис. 1.23) представляет собой многократно повторяющиеся в осевом направлении проточные каналы, в которых расположены трубки полного давления и отверстия для забора местного (дросселированного) статического давления. Полные давления pt, воспринимаемые приемными трубками, смещенными в плоскости измерения относительно друг друга на угол у/0, определяются зависимостями [45, 46] р Рс + О щрГ1, (2.3) где pi - местное статическое давление, формируемое на выходе приемника статического давления; р - плотность воздуха; = /( ,) - коэффициент восстановления давления соответствующей г-й трубки полного давления, зависящий от ее углового положения у/, относительно направления набегающего потока; V— скорость набегающего на АМП воздушного потока. Угловые характеристики трубок полного давления при различных скоростях полета приведены на рис. 1.24.
Давления pi и рс представляют собой массив первичных выходных сигналов многоканального аэрометрического приемника, несущих информацию о величине (модуле) и аэродинамическим углам вектора истинной воздушной скорости вертолета Vt.
Местное статическое давление рс воспринимается приемными отверстиями 2 (рис. 1.23), расположенными на обоих экранирующих дисках, благодаря чему сглаживаются пульсации информативного сигнала рс, так как рс = ІА. (2.4) 1=1 п гДе Pq статическое давление воспринимаемое г-тым приемным отверстием; п - суммарное число приемных отверстий.
Динамические характеристики многоканального приемника определяются пневматическим трактом передачи воспринимаемых давлений pt и рс до входов струйно-конвективных измерительных каналов.
Пневматический тракт многоканального аэрометрического приемника (рис. 2.3) представляет собой совокупность прямолинейных однородных участков, соединенных между собой с помощью различных конструктивных элементов (колено, сопло, конус и других элементов, осуществляющих поворот, плавное или резкое изменение сечения потока). Большинство из перечисленных элементов приводит к изменению характеристик потока воздуха, перетекающего от приемных трубок с положительным избыточным давлением к осредняющей камере и, наоборот, от осредняющей камеры к приемным трубкам с отрицательным избыточным давлением. Информативную ценность представляют потоки воздуха от трубок с положительным избыточным давлением, т.к. массовый расход воздуха в них несет информацию о величине и направлении вектора воздушной скорости.
Геометрическая модель многоканального аэрометрического приемника Для получения динамической модели пневматического тракта на основе его натурной реализации - физическая геометрическая модель (рис. 2.3), построим электрическую модель, используя метод прямой аналогии. При этом модель должна обеспечивать выполнение следующих требований:
1. Возможность исследования пневмотракта сложной формы (любой конфигурации) при заданных условиях эксплуатации аэрометрического преобразователя.
2. Необходимую точность определения таких параметров газодинамической системы, как давление и массовый расход, а также получение амплитудно-частотных и фазо-частотных характеристик в рабочем спектре частот.
3. Простоту обработки исходных данных, т.е. возможность приведения их к виду, удобному для проведения машинного эксперимента.
При синтезе математической модели на основе метода прямых аналогий исследуемый пневматический тракт декомпозируется на ряд участков, как это показано на рис. 2.3, геометрические формы и параметры которых сведены в табл. П. 1.1 приложения 1.
В зависимости от особенностей геометрии каждого из участков пневмотракта можно определить значения эквивалентного пневматического сопротивления R„, индуктивности Ln, емкости С„ Г-образной схемы замещения вида: Дд=1,28 /ж/4; Cn=Vt/KgRT; La = 1,28// /2, (2.5) где Rn - пневмосопротивление; v - коэффициент пневматической вязкости м2/с; d - диаметр участка; / - длина участка; Ln - пневматическая индуктивность; С„ - пневматическая емкость; к - показатель адиабаты воздуха; R - универсальная газовая постоянная; g - ускорение свободного падения; Т — температура воздуха в пневмоканале; Vi — объем участка пневмоканала.
Исследование влияния конструктивных параметров многоканального аэрометрического приемника на точность работы СИМВС-В
При проектировании аэрометрической СИМВС-В возникает задача обоснования требований к конструктивным параметрам многоканального аэрометрического приемника. Особую важность составляет определение требований к заданию углового положения осей трубок полного давления 3 АМП (рис. 1.23). Для оценки влияния углового положения трубок полного давления на погрешность измерения величины и направления вектора воздушной скорости рассмотрим аналитическую модель угловых характеристик двух соседних трубок (рис. 3.1), в виде семейства функций /(cos(/?0, ,A/0), зависящих от параметров установки трубок полного давления многоканального АМП.
Как показали исследования [43], абсолютная погрешность измерения угла скольжения из-за разброса углового положения приемных трубок АМП определяется по формуле (3.1) где y = cos угловая характеристика і-l трубки; ( п Л jy = cos—/?„ - угловая характеристика / трубки; Д, — угол отклонения V180 ) трубки от положения, соответствующему точке максимума ее угловой характеристики, изменяющийся в пределах /30=у/0/2, где у0=360/2и; п число трубок полного давления; d - угловая погрешность установки трубки; А/3 - абсолютная погрешность измерения углового положения вектора воздушной скорости из-за от неточности задания углового положения осей приемных трубок АМП.
Значения погрешности А/3 при различных значениях d и /?0, полученные с использованием прикладных программ Maple 7, приведены в табл. П. 1.8 приложения 1. На рис. 3.2 показан график зависимости А/3 = f{/3u,d), построенной с использованием выше указанного пакета.
Относительная скоростная погрешность от неточности задания углового положения осей приемных трубок АМП определяется следующей зависимостью [43] у(р,АР)-у{Р0) (3.2) sv = У(Ро) COS$j давления; у(/30) = где у(ро) = —-— - номинальная угловая характеристика трубки полного - реальная угловая характеристика трубки cos(J3o-A0) полного давления; SV - относительная погрешность измерения модуля вектора воздушной скорости в зависимости от неточности задания углового положения осей трубок полного давления.
Величины относительной погрешности 5V при различных значениях d и /?0, полученные с помощью пакета Maple 7, приведены в табл. П. 1.9 приложения 1. На рис. 3.3 показан график зависимости относительной погрешности SV, от неточности задания углового положения трубок полного давления многоканального АМП.
Анализ результатов машинного эксперимента по зависимостям (3.1) и (3.2) свидетельствуют о том, что при малых значениях угла Д, (рис. 3.2) погрешность А/3, обусловленная неточным расположением трубок полного давления АМП, имеет наибольшее значение, а аналогичная погрешность SV определения величины скорости (рис. 3.3) - имеет наименьшее значение. Полученные результаты позволяют решать задачу назначения требований к технологическим допускам на изготовление многоканального АМП, исходя из допустимых значений рассмотренных составляющих инструментальной погрешности аэрометрической системы.
Одним из основных вопросов, решаемых при проектировании системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на базе многоканального аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов, является анализ влияния разброса параметров и нестабильности характеристик струйно-конвективных (термоанемометрических) преобразователей на погрешности определения скорости и угла скольжения. Как показано в п.2.2, на выходах электроизмерительных схем струйно-конвективных измерительных каналов формируется массив электрических сигналов г,- = 7; - UQ, пропорциональных давлениям pt и несущих информацию о величине Ve и углах направления а и у? вектора воздушной скорости вертолета, вида % (3.3) = Агт, Ноі Уі ХіА гсі)-ио . где {/С=1+ 0О(ЯО + ПХол12Р(Ро-Рс) =/(% Н »П,ХоА гсй) %
Как видно из выражения (3,3), выходные сигналы $, пропорциональные давлениям ph зависят от значений конструктивных параметров rTtHmyitXi fei струйно-конвективных преобразователей.
Отличие этих параметров от их номинальных значений, обусловленное технологическим разбросом, временной или эксплуатационной нестабильностью являются основной причиной возникновения инструментальных погрешностей определения параметров вектора воздушной скорости вертолета.
Алгоритмы функционирования аэромеханической измерительнот вычислительной системы определения составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета
Алгоритмическая коррекция систематических погрешностей и оценка суммарной погрешности каналов СИМВС-В как показано в п.3.1, инструментальные погрешности СИМВС-В на базе многоканального приемника и струйно-конвективных преобразователей обусловлены неидентичностью проточных каналов и трубок полного давления многоканального АМП, неидентичностью и нестабильностью параметров струйно-конвективных преобразователей, изменениями температуры и состояния окружающей среды, условий и характера обтекания приемника, загрязнением пневмоканалов, а также погрешностями канала обработки информативных сигналов.
Как показано в работе [43], за счет правильного выбора числа и диаметра приемных отверстий дросселированного статического давления, проходных сечении трубок полного давления, шероховатости поверхностей пневмоканалов, допусков на линейные и угловые размеры и т.п. технологический разброс проточных каналов многоканального аэрометрического приемника давления не является определяющим фактором, влияющим на систематическую инструментальную погрешность СИМВС-В. Более существенное влияние оказывает разброс параметров и неидентичность характеристик СКП. Ограничения традиционных конструктивно-технологических мероприятий, связанных с тщательным подбором и настройкой элементов, обеспечением идентичности их характеристик созданием улучшенных условие работы или применения известных схем компенсации погрешностей определяют целесообразность использования в СИМВС-В алгоритмического метода уменьшения систематических погрешностей, связанных с неидентичностью характеристик используемых струйно-конвективных преобразователей [43].
Сущность этого метода заключается в том, что в энергонезависимое запоминающее устройство вычислителя СИМВС-В "прошиваются" параметры аппроксимирующих функций, однозначно определяющих статические характеристики Ut = f{RitApit TQ) всех используемых в данном образце СИМВС-В струйно-конвективных (термоанемометрических) преобразователей.
При реализации алгоритма определения модуля и аэродинамических углов вектора воздушной скорости вертолета по значению выходных сигналов Ut струйно-конвективных преобразователей с помощью функций, аппроксимирующих статические характеристики каждого из них, восстанавливается массив значений первичных сигналов - перепадов давлений Арі или давлений pit воспринимаемых многоканальным аэрометрическим приемником. Затем по полученному массиву значений перепадов давлений Apt или давлений р( вычисляют модуль воздушной скорости и угол скольжения вертолета. При этом обеспечивается коррекция систематических погрешностей СИМВС-В, обусловленных разбросом параметров и неидентичностью характеристик струйно-конвективных преобразователей. Ниже приводится описание методики такой алгоритмической коррекции погрешностей на конкретном примере.
Как показано выше, для описании функции преобразования струйно-конвективного (термоанемометрического) преобразователя во всем диапазоне рабочих температур и давлений (т.е. как функции двух независимых переменных), необходимо экспериментально получить семейство нормированных характеристик, по которым определяются обратные функции, т.е. зависимость перепада давления на входах СКП от величины его выходного электрического сигнала при температуре окружающей среды 7о = Тср - 273К вида 4p,=P,-p„=A- (tOU,« - (3-28) При этом также снимается температурная зависимость выходных сигналов струйно-конвективных преобразователей Ut( T) =/3 -273) ,, (3.29) получаемая при некотором начальном (возможно и нулевом) постоянном перепаде давлений на входах СКП. При этом температурную зависимость предлагается определяеть в виде некоторой безразмерной функции К(АТ) вида V Ut(T-273K) U,(AT) (3.30) Экспериментальные характеристики (3.28) затем аппроксимируются степенными полиномами Ньютона не выше пятого порядка.
Для примера на рис. 3.8 приведена экспериментальная характеристика 4Pj = f, x{Ut), которая описывается полиномом вида (3-31) 4p(f/)=0,520833(t/-2,5)5 + 1,71875(17-2,5)4 + 4,9479 \l(U -2,5)3 + + 21,23812(t/-2,5)2+48,73047((7-2,5)+49,56055, где U - выходное напряжение струйно-конвективного преобразователя; Ар - перепад давлений на входе преобразователя.
