Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Анализ проблемы измерения высотно-скоростных параметров вертолета 12
1.1. Требования и особенности получения информации по высотно-скоростным параметрам вертолета 12
1.2. Способы построения системы воздушных сигналов вертолета 23
1.3. Системы воздушных сигналов вертолета с модуляцией первичных пневматических сигналов 29
1.4. Системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижных приемников давлений 44
1.5. Системы воздушных сигналов вертолета на основе принудительно и свободно ориентируемых приемников давлений 53
Глава 2. Теоретические основы построения и проектирования системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений 63
2.1. Концепция построения и первичная информация системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений 63
2.2. Математическая модель формирования первичной аэрометрической информации 71
2.3. Математическая модель восприятия первичной аэрометрической информации 78
2.4. Математические модели каналов получения информации о высотно-скоростных параметрах вертолета 85
2.5. Математическая модель каналов передачи первичной аэрометрической информации 91
Глава 3. Разработка алгоритмического обеспечения системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений 96
3.1. Критерии выбора места установки на вертолете свободно ориентированного приемника давлений 96
3.2. Алгоритмы вычисления высотно-скоростных параметров вертолета 100
3.3. Методика уточнения алгоритмов системы воздушных сигналов вертолета и формирования эталонных значений параметров полета при летных испытаниях 104
3.4. Результаты летных испытаний по уточнению алгоритмов вычисления высотно-скоростных параметров вертолета 109
Глава 4. Метрологический анализ и обеспечение точности системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений 116
4.1. Анализ погрешностей системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений 116
4.2. Динамические погрешности системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений ... 125
4.3. Конструктивно-технологические мероприятия по обеспечению точности системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений 131
4.4. Комплексирование как метод уменьшения случайных погрешностей системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений 146
Глава 5. Результаты разработки и внедрения систем воздушных сигналов вертолета 159
5.1. Система воздушных сигналов СВС-В1 159
5.2. Система измерения высотно-скоростных параметров вертолета Ми-28 161
5.3. Методика планирования и проведения летных испытаний системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений 168
5.4. Информационный комплекс высотно-скоростных параметров ИКВСП-А 177
5.5. Направления совершенствования и развития систем воздушных сигналов вертолета 186
Заключение 191
Список использованных источников 194
Приложения 205
- Системы воздушных сигналов вертолета с модуляцией первичных пневматических сигналов
- Математическая модель формирования первичной аэрометрической информации
- Алгоритмы вычисления высотно-скоростных параметров вертолета
- Динамические погрешности системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений
Введение к работе
Актуальность темы. В народном хозяйстве и для обороны страны широко используются вертолеты различных классов. В последние годы вертолеты составляют значительную часть экспорта авиационной техники России.
Расширение круга задач, решаемых вертолетами, и интенсификация их использования, в том числе в ночное время, обусловливают непрерывное повышение требований к средствам информационной поддержки пилотирования и обеспечения безопасности полетов, определяет актуальность расширения арсенала средств измерения пилотажно-навигационных параметров вертолета.
Полет вертолета происходит в приземном воздушном слое атмосферы и для его выполнения в инструментальном и автоматическом режимах пилотирования необходима информация о высотно-скоростных параметрах. Наличие достоверной информации о барометрической высоте, приборной скорости, величине и составляющих вектора истинной воздушной скорости, углах атаки и скольжения вертолета позволяет наиболее полно использовать летно-технические и боевые возможности вертолетов, повысить качество управления, обеспечить безопасность полета на режимах взлета, при полете на предельных режимах, при посадке на ограниченные площади и в условиях плохой видимости, предотвратить такие нештатные ситуации как «явление подхвата», попадание в режим «вихревого кольца», выход на границу максимальной приборной скорости.
Объект исследования. Измерение высотно-скоростных параметров вертолета, особенно в области малых и околонулевых скоростей полета, затрудняется значительными искажениями его аэродинамического поля индуктивными потоками несущей системы, а также пространственным обтеканием приемников аэрометрической информации. При этом способность вертолета совершать движение как вперед и назад, так и вправо и влево, сильные возмущения аэродинамического поля вблизи фюзеляжа, вносимые несущей системой, а также необходимость устойчивого измерения в диапазоне малых и околонулевых скоростей, в широком диапазоне изменения углового положения вектора воздушной скорости ограничивают применение на вертолетах традиционных для самолетов систем воздушных сигналов (СВС), обусловливает необходимость создания СВС, построенных на новых принципах, максимально учитывающих специфику аэродинамики и динамики полета вертолета, удовлетворяющих современным требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации.
Значительный вклад в разработку методов и средств измерения высотно-скоростных параметров (воздушных сигналов) вертолета внесли: Е.С. Вождаев, А.Н. Петунин (ЦАГИ), А.И. Акимов, В.П. Бутов (ЛИИ), Б.М. Абрамов, Г.Е. Бельфор, Б.В. Лебедев (НИИАО), Э.А. Петросян, В.В. Иванов, Ю.Г. Соковиков, В.Б. Альперович, О.Н. Варванин (УВЗ), А.Н. Птицын, А.Н. Иванов (МВЗ), А.Ю. Лисс, М.И. Мануйлов (КФ МВЗ), В.Г. Кравцов, А.К. Панкратов, Н.В. Алексеев (Аэроприбор-Восход), Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров (УКБП), В.А. Ференец, В.М. Солдаткин, А.А. Порунов, В.В. Солдаткин (КГТУ-КАИ), Н.Г. Федоров, Г.В. Конюхов, И.П. Ефимов (УлГТУ) и другие отечественные ученые и специалисты. Среди зарубежных исследователей следует отметить D.F. Daw, T.A. Egolf, R.B. Grau, J. Kaletka, N.M. Komerach, S.G. Lion, P.E. Lorber, B. Miller, V.E. Neredka, W. Johnson, R.P. Smith, P.E. Sheridian, F.A. Summerling, T.L. Tompson, G. Yamauchi и др.
В основу используемых и разрабатываемых систем измерения воздушных сигналов вертолета положены приемники воздушных давлений , вращающиеся на лопасти (система КВИС) или на специальной штанге (система Loras), принудительно ориентируемые по потоку с помощью пневмомеханической и электромеханической следящей системы (датчики ДАУ-П, ДАУ-Т, ДАУ-М) или свободно ориентируемые по потоку с помощью флюгеров (система Lassie), а также неподвижные приемники, разнесенные по фюзеляжу (Аэроприбор-Восход) или вписанные в аэродинамический профиль (КГТУ-КАИ).
Расположение приемников давлений на лопасти или на вращающейся штанге, использование электромеханических следящих систем является причиной усложнения конструкции систем воздушных сигналов, снижения надежности и точности работы, особенно при малых скоростях полета. Использование неподвижных и распределенных приемников давлений позволяет обеспечить измерение лишь в ограниченном диапазоне изменения углов атаки и скольжения вертолета.
Предмет исследования. Широкими возможностями по обеспечению всенаправленного (при трехмерном изменении положения продольной оси вертолета) помехоустойчивого измерения высотно-скоростных параметров вертолета при сравнительно простой конструкции, обладает система воздушных сигналов вертолета (СВС-В), построенная на основе свободно ориентированного приемника давлений, расширение рабочих диапазонов и высокая точность которой обеспечивается за счет использования алгоритмических и инструментальных методов коррекции погрешностей, принципов комплексирования и оптимальной фильтрации помех.
Целью диссертационной работы является повышение безопасности полетов и эффективности применения гражданских и военных вертолетов за счет создания помехоустойчивой всенаправленной системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений с расширенной нижней границей рабочих скоростей полета и высокими точностными характеристиками.
Научная задача диссертации заключается в разработке особенностей построения, математического описания, методики системного проектирования и исследования системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений.
Решение поставленной задачи исследования проводилось по следующим основным направлениям:
Анализ современных требований к средствам измерения высотно-скоростных параметров вертолета и обоснование перспективности применения системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений.
Разработка математических моделей формирования, восприятия и передачи первичных информативных сигналов, учета кинематических, индуктивных и аэродинамических искажений первичной аэрометрической информации системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений.
Разработка методики построения алгоритмического обеспечения каналов системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений.
Разработка методов анализа и синтеза каналов системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений по точностным критериям при детерминированных и случайных воздействиях.
Разработка способов уменьшения методических и инструментальных погрешностей и расширения рабочих диапазонов скоростей исследуемой системы воздушных сигналов за счет конструктивно-технологических мероприятий, алгоритмической коррекции погрешностей, использования принципов комплексирования и оптимальной фильтрации.
Разработка методики моделирования и экспериментального исследования, рекомендаций по изготовлению и применению системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений на вертолетах различных классов.
Методы исследования. При решении поставленной задачи научного исследования использовались методы теории измерений и измерительных преобразователей, математического моделирования, анализа и синтеза измерительных систем, методы имитационного моделирования и экспериментального исследования, вероятностно-статистической обработки результатов.
Достоверность полученных результатов базируется на построении адекватных математических моделей, применении современных методов анализа и синтеза измерительных систем, на тщательно имитационном моделировании, трубных исследованиях и натурных испытаниях опытных образцов системы, а также на опыте внедрения полученных научно-технических результатов.
Научная новизна и теоретическая значимость работы определяется следующими основными результатами:
Разработаны математические модели формирования, восприятия, передачи и обработки первичной аэрометрической информации, способы учета кинематических, индуктивных и аэродинамических искажений выходных сигналов свободно ориентированного приемника давлений.
Разработана методика формирования и уточнения алгоритмического обеспечения каналов системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений.
Разработана методика анализа погрешностей и параметрического синтеза каналов системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений по точностным критериям при детерминированных и случайных воздействиях.
Разработаны методы уменьшения методических и инструментальных погрешностей исследуемой системы за счет конструктивно-технологических мероприятий, использования алгоритмической коррекции погрешностей, реализации принципов комплексирования и оптимальной фильтрации.
Разработаны имитационные модели, методики моделирования и экспериментального исследования, выработаны научно-обоснованные рекомендации по проектированию, производству и эффективному применению системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений на вертолетах различного класса.
Практическая ценность. Работа выполнялась в соответствии с заданиями Федеральной Целевой Программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2001 –2010 г.г. и на период до 2015 года» и Отраслевой Программы «Повышение научно-технического уровня систем и агрегатов ЛА военной авиации» в рамках НИОКР ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения».
Основными результатами, определяющими практическую ценность работы являются:
Научно обоснованные требования к точности определения высотно-скоростных параметров вертолета и их влияние на качество пилотирования, безопасность полетов и эффективность применения вертолетов. Классификация систем воздушных сигналов вертолета, отражающая традиционные и новые принципы их построения, направления их совершенствования и развития.
Методика расчета и учета кинематических, индуктивных и аэродинамических искажений первичной аэрометрической информации, обусловленных вращением вертолета, индуктивными потоками несущей системы и обтеканием приемников воздушных давлений.
Алгоритмы обработки информативных сигналов и методики расчета методических и инструментальных погрешностей каналов системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений.
Схемотехническая и конструктивная реализация и рекомендации по повышению точности определения высотно-скоростных параметров вертолета за счет реализации конструктивно-технологических методов, алгоритмической коррекции погрешностей, принципов комплексирования и оптимальной фильтрации.
Алгоритмическое и программное обеспечение, результаты имитационного моделирования, трубных исследований и натурных испытаний опытных образцов, рекомендации по изготовлению, применению и совершенствованию системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений.
Реализация результатов работы. Полученные научно-технические результаты внедрены в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» при разработке и опытном производстве систем воздушных сигналов вертолета типа СВС-В1, СВС-В2, СВС-В28, СВВД-28, СВС-В28-1, ИКВСП-А, которые внедрены на ОАО «МВЗ им. Миля», ОАО «Камов», ОАО «Казанский вертолетный завод». Результаты исследования используются при разработке новых модификаций системы воздушных сигналов вертолетов «Актай», Ка-226, Ми-38 и др.
Ряд полученных результатов используется в учебном процессе Ульяновского государственного технического университета и Казанского государственного технического университета им. А.Н.Туполева при подготовке инженеров специальности «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы».
Результаты реализации работы подтверждены соответствующими актами.
Апробация работы. Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались на XVI научно-технической конференции с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления» (Гурзуф, 2004 г.), на 3, 4 и 5-ой Международных конференциях «Авиация и космонавтика» (Москва, 2004, 2005 и 2006 г.г.), на Всероссийской научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование» (Казань, 2004 г.), на XIV и на XV Международных научно-технических семинарах «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации» (Алушта, 2005 и 2006 г.г.), на Международной научно-технической конференции «Приборостроение – 2005» (Ялта – Винница, 2005 г.), на Международной научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование» (Казань, 2006 г.), а также на НТС ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (1987 – 2006 .г.) и на расширенном заседании кафедры приборов и информационно-измерительных систем Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева, 2006 г.
Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 26 печатных работах, в том числе в 4 статьях в научных журналах из списка ВАК РФ, 7 материалах и 2 тезисах докладов. На предложенные технические решения получены 9 авторских свидетельств и 2 патента на изобретения.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, 5 приложений. Основное содержание диссертации изложено на 258 страницах машинописного текста, содержит 26 таблиц и 81 рисунок. Библиография включает 121 наименование.
Системы воздушных сигналов вертолета с модуляцией первичных пневматических сигналов
Основной проблемой измерения высотно-скоростных параметров вертолета с использованием аэрометрического и аэродинамического методов является соизмеримость первичных пневматических информативных сигналов с уровнем аэродинамических возмущений набегающего воздушного потока и, особенно, с индуктивным потоком несущей системы. В связи с этим в течение длительного времени проводятся исследования и разработки, направленные на повышение уровня первичных информативных сигналов системы воздушных сигналов вертолета за счет использования метода модуляции. Учитывая уровень 100-10000 Па и спектр частот 0,5 -100 Гц первичных пневматических сигналов, в разрабатываемых системах реализуется амплитудная прямая, амплитудная и частотная модуляции несущего пневматического сигнала. В некоторых разработках использована амплитудно-импульсная модуляции пневматических сигналов.
Повышение помехоустойчивости измерительных каналов системы воздушных сигналов вертолета при использовании метода амплитудной прямой модуляции достигается путем создания дополнительного скоростного напора, воздействующего на приемник воздушных давлений, либо за счет его возвратно-поступательного движения, как это предложено J.G. Lee [27], либо за счет кругового перемещения ПВД при установке его на лопасть несущего винта вертолета или на автономную вращающуюся штангу. На рис. 1.5 показан один из первых вариантов измерителя (индикатора) воздушной скорости вертолета, предложенный Е.А. Link [28], в котором приемники воздушных давлений установлены на лопастях вертолета.
Отличительной особенностью этого варианта измерителя является использование двух дифференциально включенных ПВД, установленных на одной лопасти, что позволяет исключить использование сигнала статического давления при получении информации о скорости полета. Существенным недостатком этого, а также последующих отечественных вариантов измерителей воздушной скорости вертолета с приемниками давлений на лопасти является использование пневмоколлектора для съема забираемых пневматических сигналов, при коммутации каналов которого возникают пульсации давлений в пневмотракте.
Значительное влияние на условия работы приемника давлений на лопасти оказывает состояние ее пограничного слоя, которое определяется процессами формирования вихревой системы и такими факторами как центробежные силы, вызывающими возникновение на концевых элементах лопасти скачков уплотнения, обусловленных трансзвуковыми значениями числа Маха-Маевского М скорости воздушного потока, обтекающего лопасть. Попытка уменьшения погрешностей, вызванных трансзвуковыми скоростями воздушного потока в месте установки приемника давления, привела к необходимости введения «ступеньки» на входной кромке приемника ПВД-6М, предложенной АЛО. Лиссом, которая отодвигает зону скачка уплотнения воздушного потока на лопасти от места восприятия информативного пневматического сигнала. В этом случае погрешность измерения боковой составляющей воздушной скорости Vz уменьшилась до 8-И9 км/ч, а погрешность измерения продольной составляющей Ух - до 10 км/ч [15,16].
Принципиальная схема аппаратуры КВИС: 1 - штатный приемник давления; 2 - пневмопровод; 3 - уплотнение плавающее; 4 -пневмоколлектор; 5 - главный редуктор; 6 - емкость; 7, 8 - впускной и выпускной клапаны; 9, 10 - манометрические коробки; 11, 12 -жесткие центры манометрических коробок; 13, 14,15, 16 - стрелки и шкалы указателей продольной Ух и боковой Vz составляющих вектора воздушной скорости.
Следует отметить, что на приемник давлений, установленный на лопасти, действуют также потоки от несущего винта вертолета, при этом приемник находится под действием переменных скосов потока, обусловленных изменением угла атаки лопасти в диапазоне от 2 до 4 . При этом на режиме висения и при околонулевых скоростях полета информация от КВИС становится настолько некорректной, что использование ее для решения задач управления вертолетом становится практически невозможным [15,16 ].
Для устранения недостатков, связанных с наличием пневмоколлектора, предложены схемы измерителей вектора воздушной скорости вертолета с преобразователями пневматических сигналов в электрические, установленными также на лопасти [31], а также измерители, в которых составляющие вектора воздушной скорости вертолета определяются с помощью вписанных в контур лопасти ионно-меточных измерительных преобразователей [4,32,33].
Расширение области применения вертолетов привело к необходимости расширения функциональных возможностей измерителей параметров вектора воздушной скорости, в части обеспечения возможности измерения барометрической высоты, а также повышения точности и надежности их работы.
Одно из таких направлений связано с размещение приемников давлений на автономной штанге с приводом вращения. На рис. 1.7 приведена структурная схема системы воздушных сигналов вертолета, предложенная впервые авторским коллективом: А.С. Климов, И.А. Горенштейн и B.C. Тарасов [34], которая реализует указанное направление.
Приемники давления 4 и 5 установлены на штанге 3, связанной через вал 2 с автономным приводом 1. Приемники 4 и 5 посредством пневмотрассы связаны с дифференциальным датчиком давления 6, выход которого через токосъемник 7 электрически связан с преобразователем составляющих воздушной скорости 8, соединенным с индикатором 9. Для измерения барометрической высоты в системе предусмотрен дополнительный датчик полного давления 11, сумматор 12, преобразователь барометрической высоты 13 и индикатор 14. Токосъемник 7 коммутирует сигналы с датчиков б и 11 по взаимно перпендикулярным осям вертолета: по продольной оси XX и поперечной оси ZZ.
Математическая модель формирования первичной аэрометрической информации
Как показано в п.п.2.1, основную информацию о высотно-скоростных параметрах полета вертолета несет результирующий воздушный поток, набегающий на свободно ориентированный приемник, двухкомпонентный флюгер которого устанавливает ось приемника по направлению набегающего воздушного потока. При этом величина VSi местные углы атаки ам и скольжения Д,, плотность р, полное РПЕ и статическое Paz давления результирующего воздушного потока являются первичными аэрометрическими информативными сигналами для определения высотно-скоростных параметров вертолета.
Для построения математической модели формирования первичной аэрометрической информации введем в рассмотрение системы координат, представленные на рис.2.4. Начало прямоугольной земной системы координат OioXmYioZjo располагается в центре масс вертолета. Ось ОюХю направлена по линии курса, ось OIQYIO - по вертикали места, ось OmZm дополняет первые две до правой тройки взаимно перпендикулярных осей.
Начало первой полусвязанной с вертолетом системы координат O20X20Y20Z20 также расположено в центре масс вертолета. В плоскостях O20X20Y20 и O20Y20Z20 расположены продольная и поперечная оси фюзеляжа вертолета, а ось O20Y20 направлена вверх по земной вертикали. Начало второй полусвязанной с вертолетом системы координат O30X30Y30Z30 также расположено в центре масс вертолета. Ось 03оХ3о направлена вперед по продольной оси фюзеляжа вертолета, а плоскость O30Y30Z30 совпадает с поперечной плоскостью фюзеляжа.
Начало связанной с фюзеляжем вертолета системы координат O40X40Y40Z40 расположено в центре масс вертолета. Ось О40Х40 направлена вперед по продольной оси вертолета, ось O40Y40 - вверх по вертикальной оси фюзеляжа вертолета, ось O40Z40 дополняет оси О40Х40 и O40Y40 до правой тройки взаимно перпендикулярных осей.
Первая полусвязанная с фюзеляжем вертолета система координат O20X20Y20Z20 получена из земной системы координат OioX]0YioZio путем правого поворота последней вокруг оси OioY10 на угол рыскания у/.
Вторая полусвязанная с фюзеляжем вертолета система координат O30X30Y30Z30 получена из первой полусвязанной системы координат 02oX2oY]oZ2o путем ее правого поворота вокруг оси O20Z20 на угол тангажа и. Связанная с фюзеляжем вертолета система координат O40X40Y40Z40 получена из второй полусвязанной с фюзеляжем системы координат O30X30Y30Z30 путем ее правого поворота вокруг оси ОзоХзо на угол крена у. Так как свободно ориентированный приемник давлений устанавливается непосредственно на фюзеляже вертолета, то введем в рассмотрение неподвижную систему координат O41X41Y41Z41 (рис.2.5), связанную с осями вращения двухстепенного флюгера приемника давлений. Оси О41Х41, O41Y4!, O41Z41 параллельны соответствующим осям связанной с фюзеляжем системы координат O40X40Y40Z40 и получены из последней путем параллельного переноса из центра масс вертолета в точку подвеса подвижной системы двухстепенного флюгера. ЕСЛИ НеПОДВИЖНуЮ фюзеЛЯЖНуЮ СИСТему КООрДИНаТ 04lX4iY4[Z41 правым поворотом повернуть вокруг оси O41Y41 на местный угол атаки ам, регистрируемый свободно ориентируемым приемником давления, то получим, условно называемую, полу воздушно-поточную систему координат O42X42Y42Z42, определяющую положение результирующего набегающего воздушного потока в плоскости тангажа. Если полученную полувоздушно-поточную систему координат O42X42Y42Z42 правым поворотом повернуть вокруг оси O42Z42 на местный угол скольжения Д,, то получим полувоздушно-поточную систему координат O43X43Y43Z43, определяющую положение вектора Vi результирующего набегающего воздушного потока в неподвижной фюзеляжной системе координат O41X41Y41Z4]. Дня определения фактических углов ориентации двухкомпонентного флюгера введем флюгерные ПОДВИЖНЫе СИСТеМЫ КООрДИНаТ (-)44- 44Y44Z44 И O45X45Y45Z45 аналогичные системам O42X42Y42Z42 и O43X43Y43Z43 при замене в них местных углов атаки ам и скольжения Д, направления результирующего набегающего воздушного потока на углы аф и /?ф поворота свободно ориентированного приемника давлений, установленного в кардановом подвесе. Связанную с эллипсоидом инерции двухстепенной подвижной части свободно ориентированного приемника давлений систему координат O46X46Y46Z46, центр которой находится в ее центре масс, можно получить путем параллельного переноса системы O45X45Y45Z45 из точки подвеса в центр масс свободно ориентированного приемника давлений.
Алгоритмы вычисления высотно-скоростных параметров вертолета
В соответствии с разработанными математическими моделями формирования, восприятия, передачи и обработки первичной аэрометрической информации основной задачей разработки алгоритмического обеспечения системы воздушных сигналов является получение аналитических соотношений, пригодных для практической реализации.
Как видно из зависимостей (2.32), (2.36), (2.37), при определении высотно-скоростных параметров вертолета по выходным сигналам Рцх, Рсть фі, ф2 свободно ориентированного приемника возникает необходимость получения априорных зависимостей коэффициентов К Кіу, К , Кр от V& (р\, (рг и других параметров, характеризующих режимы полета вертолета, с последующим уточнением их по результатам летных экспериментов. При реализации коэффициентов Кь= ї№г, р19 р7), Kiy=f , , ), Kk = fj i i i) предлагается [60, 61,68] представить их в виде степенных или гармонических функций, например в виде степенных полиномов вида: где коэффициенты АХ,АУ, A z, Вх, Ву, Bz, Сх, Су, Cz и показатели n,m , I и к определяются по результатам моделирования с последующим уточнением по результатам летных экспериментов для конкретного места установки свободно ориентированного приемника на вертолете, например, методом регрессионного анализа.
Другим важным вопросом при разработке алгоритмического обеспечения системы воздушных сигналов вертолета является получение аналитических зависимостей с наименьшим числом значащих цифр параметров и констант, входящих в математические модели для определения высотно-скоростных параметров вертолета. В этой связи целесообразно воспринимаемые давления Pnz, РСТЕЯ далее восстанавливаемые полное Рп и статическое Ри давления подставлять в полученные математические зависимости не в Паскалях, а в мм рт.ст.
Как показали исследования [68-71], абсолютную высоту полета целесообразно вычислять по формуле: где Я - в м; Рп в мм рт.ст.; КРапр - априорный коэффициент, учитывающий аэродинамическое искажение статического давления Р# в месте расположения свободно ориентированного приемника давлений на фюзеляже вертолета.
Как показали исследования [70, 71], коэффициент КР целесообразно представить в виде следующего полинома: Полученные зависимости являются исходными для уточнения алгоритмического обеспечения системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений при летных испытаниях на конкретном типе вертолета.
Как показано выше, необходимость уточнения разработанных в п.п.3.2 априорных алгоритмов обработки первичной аэрометрической информации, воспринимаемой свободно ориентированным приемником давлений, связаны с зависимостью коэффициентов К , Kiy, Kiz и КР , входящих в формулы для вычисления высотно-скоростных параметров вертолета (одновинтовой или соосной схемы), от конкретного места установки приемника давлений на его фюзеляже.
Как показано в работах A.M. Володко [72, 73], величина скорости Vt индуктивного потока несущего винта вертолета зависит от начального угла установки и текущего угла атаки лопасти и обратно пропорциональна коэффициенту компенсатора взмаха и массе лопасти. Это приводит к завалу оси конуса вихревой колонны в продольном и поперечном направлениях к оси вращения несущего винта, определяемые углами а/ и Ъ\ соответственно.
При полете вертолета плоскость диска несущего винта также наклоняется в сторону движения на угол 0д, поэтому суммарные углы наклона вихревой колонны в продольном дх и поперечном 0ду направлениях будут равны:
В работе [72, стр.38, рис.21] приведены зависимости углов а\ и Ь; от скорости полета вертолета, из которых следует, что Ь[ в эксплуатационном диапазоне скоростей вертолета не превышает 2, в то время как а/ увеличивается с увеличением скорости полета и в эксплуатационном диапазоне скоростей не превышает 5...6 . В другом источнике [74, стр.56] также указывается предельная величина угла Д/ = 2.. .3.
Динамические погрешности системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений
Динамические погрешности системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений имеют место при неустановившемся режиме измерения. Причинами собственных динамических погрешностей является инерционность каналов передачи воспринимаемых воздушных давлений к пневмоэлектрическим датчикам, динамическими свойствами самих датчиков, а также динамика процесса ориентации приемника давлений по направлению набегающего воздушного потока.
Вынужденные динамические погрешности системы обусловливаются возмущениями набегающего воздушного потока, например, из-за турбулентности атмосферы, а также внутренними шумами каналов преобразования и обработки.
В отличии от собственных динамических погрешностей, которые проявляются только при изменении входного сигнала, вынужденные динамические погрешности каналов системы имеют место и при неизменном значении измеряемой величины.
Методы оценки динамических погрешностей измерительных устройств достаточно полно рассмотрены в работах [77 - 80]. Ниже раскрываются результаты их применения для исследования динамических погрешностей каналов системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений. Динамические свойства линейных измерительных каналов системы воздушных сигналов полностью характеризуются передаточными функциями передачи давлений, воспринимаемых свободно ориентированным приемником, и динамикой подвижной системы, обеспечивающей ориентацию приемника по направлению результирующего набегающего воздушного потока. Как показано в п.п.2.3 и 2.5, передаточные функции двухстепенного флюгера, обеспечивающего ориентацию приемника давлений, можно представить в виде: где Гф = — = — - постоянная времени подвижной системы флюгера; = & = р - показатель затухания. Пренебрегая временем чистого запаздывания передачи импульсов давлений рПЕ и реп:, передаточная функция канала передачи давлений будет иметь вид: Температура торможения результирующего набегающего воздушного потока является в полете медленно затухающим параметром, поэтому инерционными свойствами датчика температуры можно пренебречь. Инерционными свойствами бесконтактных синусно-косинусных трансформаторов, используемых в качестве преобразователей углов р} и ц 2 поворота ориентируемого приемника давлений, как правило, пренебрегают [81]. Динамические характеристики пневмоэлектрических преобразователей давлений и перепадов давлений, используемых в системе воздушных сигналов, например, полупроводниковых тензорезистивных преобразователей, также весьма высокие. Поэтому динамические свойства каналов системы воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений характеризуются передаточной функцией: Тогда при нулевых начальных условиях выражение для абсолютной динамической погрешности каналов системы воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений может быть записано в операторной форме, например, для канала истинной воздушной скорости в виде: где AVBC(p) = \lV{p)-]\VB{p) -изображение собственной динамической погрешности канала истинной воздушной скорости; VBB{P)=W{P)%V(P) + WJ(J?) !;J(P) - изображение вынужденной динами ческой погрешности, обусловленной внешней помехой у, связанной с аэродинамическими возмущениями, наложенными на входные пневматические сигналы РПЕ и РСТЕ И внутренними возмущениями &, например, обусловленные шумами каналов преобразования и вычисления. Как видно из выражения (4.7), собственная динамическая погрешность каналов зависит не только от их динамических свойств, но и от характера изменения измеряемого параметра. В зависимости от закона изменения во времени измеряемого сигнала при анализе динамической точности необходимо использовать соответствующую форму представления динамической погрешности. На практике для оценки динамической точности бортовых устройств часто используют сигналы, которые характеризуют типовые и наиболее неблагоприятные условия их работы и достаточно точно описываются некоторыми детерминированными функциями времени. Среди них следует выделить скачкообразные сигналы в виде «единичных скачков», а также сигналы, соответствующие изменению контролируемого параметра с постоянной скоростью. При детерминированном входном сигнале в соответствии с выражениями (4.6) и (4.7) собственная динамическая погрешность каналов системы, например, канала истинной воздушной скорости, определяется через обратное преобразование Лапласа: Характер изменения собственной динамической погрешности канала определяется видом корней характеристического уравнения его передаточной функции. Для передаточной функции вида (4.6) характерны один действительный отрицательный корень /?/=/ и два комплексно сопряженных р2,з= & ±усоо. Тогда, при скачкообразном изменении истинной воздушной скорости VB(t)=VBo[t\ выражение для собственной динамической погрешности будет иметь вид: При сложных законах изменения измеряемых параметров собственную динамическую погрешность можно оценить с использованием коэффициентов динамической погрешности [77]. В этом случае изменение измеряемого сигнала, например, угла атаки вертолета a(f), представляется в виде степенного ряда Тейлора и выражение для установившегося значения собственной динамической погрешности канала угла атаки будет определяться соотношением
