Принципы построения и алгоритмы обработки информации системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника

Никитин А.В., Солдаткин В.В.

Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева

ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И АЛГОРИТМЫ ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ ВЕРТОЛЕТА НА ОСНОВЕ НЕПОДВИЖНОГО МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО АЭРОМЕТРИЧЕСКОГО ПРИЕМНИКА

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

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

Одним из направлений расширения нижней границы рабочих скоростей полета является построение систем воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного пространственно-распределенного многофункционального аэрометрического приемника и использования для целей измерения информацию аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта [2].

Анализ аэродинамического поля вблизи фюзеляжа вертолета показал, что вектор скорости V£ результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, воспринимаемый приемником аэрометрической информации, можно представить в виде трех составляющих:

Vs= V + V,. + Vф

стационарной составляющей V , обусловленной поступательным движением вертолета относительно воздушной среды; стационарной составляющейиндуктивного потока V, и воздушного потока за счет силы тяги несущего винта; флуктуационной составляющей Vф , обусловленной маховыми движениями лопастей и работой автомата перекоса и приводящей кпульсациямуглов авк и Ьвк скосавихревойколонныв интервале порядка ±2.3 угл . град . [3] .

Круговые частоты йф флуктуационных составляющих V^ вектораскорости Чф кратны произведению N w числа лопастей Nл и угловойскорости вращения WH несущего винта, поэтому вектор флуктуационной скорости Чф результирующего воздушного потока вихревой колонны может быть выделен и в значительной степени отфильтрован от составляющих V и V, в каналах системы воздушных сигналов вертолета. Тогда в качестве информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта вертолета можно использовать вектор скорости V£ результирующего воздушного потока в виде геометрической суммы вектора V воздушного потока, формируемого при движении вертолета относительно окружающей среды и вектора скорости V, воздушного потока, создаваемого несущим винтом вертолета, т. е.

Vs = V + V, = V, - Vb ,

где Vb- вектор истинной воздушной скорости вертолета.

Для восприятия информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта предложено [2] использовать неподвижный пространственно-распределенный многофункциональный аэрометрический приемник, конструктивная схема которого приведена нарисунке 1.

Неподвижный многофункциональный аэрометрический приемник содержит многоканальный проточный приемник 1, выполненный в виде двух разнесенных по высоте экранирующих дисков 2 и 3. Между внутренними профилированными поверхностями экранирующих дисков 2 и 3 в азимутальной плоскости под

одинаковыми углами расположены трубки полного давления 4 для забора давлений P, , определяющих скорость и угол скольжения р вектораскоростиУвоздушного потока, возникающего

Рисунок 1 - Конструктивная схема неподвижного многофункционального аэрометрического приемника

при продольном движении вертолета. На внутренних профилированных поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены отверстия 5 для забора давленийР^и. Pai-i, определяющих угол атаки а набегающего воздушного потока. На внутренних поверхностях экранирующих дисков 2 и 3 расположены кольцевые каналы 6 длязаборадросселированногостатическогодавленияРст.днабегающеговоздушного потока.

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

В целях уменьшения аэродинамических искажений дополнительныйприемник может быть выполнен в виде полусферы с диаметром, равным диаметру верхнего экранирующего диска, которая установлена непосредственно на его внешней поверхности. На верхней поверхности полусферического приемника 7 на

оси симметрии расположено отверстие 8, являющееся приемником давления Рп^ . В плоскости, параллельной плоскости симметрии вертолета, под углом к оси симметрии на поверхности сферического приемника симметрично расположены отверстия 9, являющиеся приемниками давлений Pi и Рг. В плоскости перпендикулярной плоскости симметрии вертолета симметрично под углом fo2 к оси симметрии на верхней поверхности сферического приемника расположены отверстия 10, являющиеся приемниками давлений Рз и Р4. Перпендикулярно оси симметрии сферического приемника на его поверхности по окружности расположены отверстия 11, являющиеся приемниками статического давления Рстх результирующего набегающего воздушного потока вихревой колонны.

Используя векторные диаграммы скоростных напоров результирующего воздушного потока вихревой колонны в месте установки неподвижного многофункционального аэрометрического приемника при горизонтальном полете вертолета без скольжения (рисунок 2, а) и при полете со скольжением (рисунок 2,

б), получено [4] соотношение для пространственного угла скоса f вектора скорости результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта с учетом места установки и углов #^0 и bo начальной ориентации неподвижного аэрометрического приемника вида

где f и f - проекции пространственного угла скоса f , определяющее угловое положение вектора

скорости Vs результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, относительно осей неподвижного многофункционального аэрометрического приемника.

Для конкретного места установки комбинированного аэрометрического приемника на фюзеляже вертолета составляющие Vjx, Vy, Vjz вектора V в связанной системе координат можно описать уравнениями приведенными в работе [5]:

fn = arccos [ cos (90° - f) cosan0 cos (90° - f2)cosbn0 + sin (90° - f)  sin an0 cos (90° - f) cosbn0 + sin (90° - f) sin bn0,

п0

п0

где Kix , Ky , Kz -безразмерные коэффициенты, зависящиеот величины

ix

iy

iz

а б

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

(модуля) вектора скорости V невозмущенного воздушного потока, равного по величине V = VB , а также от углов атаки a и скольжения /5 и других параметров полета вертолета, которые определяются

при летных испытаниях системы на конкретном вертолете;

2%Phf

Gnv

v - V, 0 - модуль вектора V, скоро-

1 d2H .

сти индуктивного потока на режиме висения (V=0); G - текущий вес вертолета; Пу —-------~ 1 - нор-

v g dt2

мальная перегрузка; Ph - плотность невозмущенного воздушного потока на данной высоте Н; F - площадь, ометаемая несущим винтом вертолета; % - коэффициент заполнения диска несущего винта;

g=9,80665 - ускорение свободного падения.

Модуль Vs скорости и плотность ps результирующего набегающего воздушного потока можно определить по полному Pns и статическому РСТ£ давлениям и температуре Тт^ заторможенного результирующего воздушного потока, воспринимаемой приемником температуры торможения, используя стандартные зависимости [6, 7] :

Vs = 44, 826

f Pns V PctS s 0,2857143 "

Tts -1

f 3* ,0,2857143

ps -

287,05287 Л

3s.

V PctS

,

Рс

где параметры, входящие в формулу (5), имеют размерности в единицах системы СИ.

Используя соотношение (5) по давлениям Pns , Pcts и температуре Ttsможно определить проекции вектора Vs результирующего воздушного потока на оси связанной с вертолетом системы координат как:

0,2857143

Vsx - Vs cos(900 - f) cos(900 - f);

Vsу - Vs sin

где f и f - углы, определяющие положение вектора Vs результирующего набегающего потока вихревой колонны относительно осей приемников давлений Рі, Р2 и Рз, Р4.

По давлениям Р1, Р2 и Р3, Р4, воспринимаемымна верхней поверхности полусферического приемника 7

(см. рис. 2) можно определить углы f и f , определяющие положение вектора Vs результирующего

набегающего воздушного потока вихревой колоны несущего винта вертолета.

При выполнении дополнительного аэрометрического приемника в виде полусферы (см. рис. 1), ис-

пользуя соотношения, приведенные в работе [8], связь давлений Р1, Р2 и Р3, Р4, с углами^ и f ,

можно представить в виде:

Р1 - р2

PnS - PctS

9

4

S n 2f01 S n 2f;

Р3 - Р4

PnS - PctS

9

4

Sn 2f2 Sn 2f.

коэффициенты, определяемые по результатам летных ис

л ь 5р

CD

II

у

X

III

Q) 55

,—.. <;

X

"—' Ъй

S го 74

Q) II

' У

s

і ti 3S У

0 У

1

л

п

S

S

Q)

о у

Л

л

° ^

CD ^

° Р

О ь CD

3 ^

о щ

0 х

1 щ

2 тз

s 0 о ^

CD

О

03

Ь

У

X

DJ

л

тз

S

а

о

тз

л

DJ

л

л

тз

ь

S

К)

00

со

сл

У

ь

ГО тз ь

S S о s

X л £ DJ

тз о а

CD II тз DJ

ГО О о о о 1 a ro

Sc a 0J

го а ь

Л О '• о Л

о Л

Л О 5 ro

о a о

Л л л ro

ГО о ь

1 CD У X DJ

Л Д ь

CD О 0J

О ь го

У В У л л CD fa и

CD го л to

Л S CO

О го CD

CD - -

ГО Л о

S a a сл

Л о CD to

a тз s оэ

о 0J <1

S

-н

DJ

а

о

о

л

5

a

л

о

CD

ь

DJ

го

л

CD

л

S

CD

У

тз

тз

л

со

К)

сл

^ ю +

£ T3 II

II о Q)

cT1 M О (Л

1 D

X ~0 ^1 ГО N

N> "ъ L J Ю ”* ‘

0,2857143

X X

о о

о о

(Л СЛ

ю 1 ->1 1 ю I ->

Q) ш. Q)

О О

Ш. 1 ю I ->1 Ш.

3 3

Q)

CD 1 -Іі. О CD 1 £>

(Л Ш. ш.

3 3 3

м CD 1 К)

К) ш. ю

а д го У ro ro 0 ro

О 0 0 ro О 0 fa 0

d fa fa fa fa fa ro

fa 0 fa fa О О ro <r" fa g fa fa

О н а s 0 ro ro Ь 74 О 0 О О

fa 0 ГО fa О 0 0 X fa Q fa Q

У • 0 0 Sc 11 0 1-3 0 ro

ГО о fa Q <“ 11 fa 0 О

0 го 0 ro 7=: 0 >3 fa

ГО о 0 О X x^ ro

ГО го fa fa О ro ro

0 о ro О m + fa s У

fa 0 Q UJ , ro ro у ro

ГО го Q fa § О 0 0

О fa s S Q Д ro

fa го fa ro N S 0 N О

S 0 0 fa " 1 fa fa ь

fa д fa 0 1 0 s О ro

д го ro В Д § fa ro fa s

го го ro 0 0 x^ ro 0 X

5 го 0 ro Q N 4 ro Q _ro ro

го 0 S fa 1 О ro 0 ro

го 0 ro 0 ro s, О ro Sc

S го Q ro fa <— О 0 fa 0

о 0 0 0 ro fa 0

fa о Sc fa 0 4 fa S 0 fa

Q Sc

ГО

О

fa

О

fa

0 Sc

1 DJ X О fa S fa

S 0

ГО чл

У

Q

fa

0

I

fa

fa

0

fa

S

£

0

Q

X

0

fa

S

0

Д

I

S

X

0

І

ГО ^ Q

^ ^ X

fa О

0 У гоз

s о о

£ e о

fa 0 fa

ro s s

ro

0

X

fa

о

fa

X

fa

s

s

X

s

ro

ro

о

fa

о

о

fa

s

ro

0

a

0

ro

0

s

fa

0

ro

fa

у

E

ro

3*

II

M I -Q) о Ш.

< О

^ ГО ГО &

0 0 0 0

fa fa

-ГО го

m* го ГО

о го ^

^ О 0

Тогда углы ф\ и ф2 , определяющие положение вектора V£ результирующей скорости набегающего воздушного потока вихревой колоны, будут определяться соотношениями:

При этом для каждого значения авк и Ьвк приемника, находящегося в зоне вихревой колонны, можно определить значения #вк тах и Як т,п , Ьвк max и Ьвк min , определяющих границы углового положения

вихревой колонны в ортогональной и перпендикулярной ей плоскостях. Следовательно, за критерий нахождения неподвижного комбинированного аэрометрического приемника в зоне вихревой колонны по

значениям f и fможно использовать условие: авк min < f1 < авк maxi Двк min < f2 < Двк max-

При выходе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника из зоны вихревой колонны не выполняются условия (12) и высотно-скоростные параметры вертолета определяются по давлениям Р , Pa , Ра-1 , Рст.д , воспринимаемым неподвижным многоканальным проточным аэрометрическим

приемником,в соответствии с уравнениями и приведенными в работах [10].

Таким образом, предложенные подходы, математические модели и алгоритмы обработки информации системы воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многофункционального аэрометрического приемника и информации вихревой колонны несущего винта позволяют определить высотно-скоростные параметры вертолета в области малых и околонулевыхскоростей полета.Применениерассмотренной системы воздушных сигналов вертолета на различных классах вертолетов позволяет повысить безопасность полета, эффективность пилотирования и боевого применения, обеспечить надежность работы системы в условиях возможных резких возмущений аэродинамического поля вертолета, напримервозникающихпри пуске ракеты.

ЛИТЕРАТУРА

1. Козицын В.К., Макаров Н.Н., Порунов А.А., Солдаткин В.М. Анализ принципов построения систем измерения воздушных сигналов вертолета // Авиакосмическое приборостроение. 2003. №10. С. 2 - 13.

2. Патент №2427844 РФ, МПК G01 P 5/14. Система воздушных сигналов вертолета / В.В. Солдаткин,

B. М. Солдаткин, А.А. Порунов,Н.Н. Макаров, В.И.Кожевников, В.П.Белов, Д.А.Истомин. // Заявл.

09.03.2010 г. Опубл. 27.08.2011 г. Бюл. №24.

3. Браверманн А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. Предельные режимы полета. М.: Машино-

строение, 1988. 280 с.

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

5. Козицын В. К. Алгоритмическое обеспечение системы воздушных сигналов вертолета на основе

свободно ориентированного приемника давлений // Известия вузов. Авиационная техника. 2006. № 4.

C. 52 -57,

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

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

8. Петунии А.А. Методыи техника измеренияпараметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972. 332 с.

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

10. Порунов А.А., Солдаткин B.B., Солдаткин

В. М. Всенаправленнаясистемавоздушныхсигналоввертолета с неподвижным многоканальным аэрометрическим приемником // Мехатроника, автоматизация, управление: Управление и информатика в аэрокосмических системах. 2007. №3.С. 8 - 14.