Система измерения малых воздушных скоростей вертолета

В народном хозяйстве и для целей обороны широкое применение находят вертолеты различных классов. Их используют для монтажа крупных Ф изделий, обработки посевных площадей, опылении злаков и подкормки посевов, для тушения пожаров и обнаружения косяков рыбы, для геологоразведочных работ и спасения населения во время наводнений и стихийных бедствий. Значительно повысилась роль военных вертолетов, количество которых в ведущих капиталистических странах составляет более 15 тысяч и непрерывно возрастает. Вертолеты применяются для воздушного наблюдения и разведки, огневой поддержки войск и борьбы с танками, корректировки боя и проведения десантных операций, транспортировки грузов и борьбы с подводными лодками, патрулирования и траления мин, выполнения спасательных операций на суше и на море. В последние годы вертолеты составляют значительную часть экспорта авиационной техники щ России.

По мере усложнения задач, решаемых вертолетами, повышаются требования к бортовому оборудованию. Необходимость максимального использования летно-тактических возможностей вертолетов и жесткие требования к качеству пилотирования и обеспечению безопасности полета на режимах взлета и посадки, при полете на режимах, близких к предельным, в таких опасных ситуациях, как явление «подхвата» вертолета, попадание в режим «вихревого кольца» и др. ставят задачу создания новых средств информационного обеспечения систем автоматического и штурвального управления вертолета.

Полет вертолета происходит в приземном возмущенном слое атмосферы и для его выполнения в инструментальном и автоматическом режимах пилотирования необходима информация о величине (модуле) и направлении вектора истинной воздушной скорости, определяемое аэродинамическими углами — углами атаки и скольжения. Информация о параметрах вектора истинной воздушной скорости играет важную роль при взлете и посадке, при отказе двигателя, выполнении пространственных маневров, при предупреждении критических режимов и выводе вертолета из ф зоны опасного режима полета, а также в системах автоматического управления, при бомбометании и стрельбе, при управлении ракетным и стрелковым вооружением, при решении других полетных задач. Наличие достоверной информации по величине и углам направления вектора истинной воздушной скорости вертолета позволяет наиболее полно использовать летно-технические возможности вертолета, обеспечить безопасность и эффективность полетов, повысить качество штурвального и автоматического управления.

Измерение параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета, особенно в области малых и сверх малых (околонулевых) скоростей полета, затрудняется значительными искажениями его ф, аэродинамического поля индуктивными потоками несущей системы, а также пространственным обтеканием приемников воздушных давлений, установленных на фюзеляже или на выносной штанге. 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 полета и в широком диапазоне изменения углового положения вектора истинной воздушной скорости вертолета ограничивают применение на вертолетах традиционных для самолетов средств измерения воздушной скорости и аэродинамических углов ^ (углов атаки и скольжения), обуславливает необходимость создания систем измерения высотно-скоростных параметров вертолета, построенных на новых физических принципах, максимально учитывающих специфику аэродинамики и динамики полета, использующих новые технические решения, удовлетворяющие требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации.

Большой вклад в разработку методов и средств измерения параметров вектора истинной воздушной скорости и других воздушных сигналов вертолета внесли: Е. С. Вождаев, А. Н. Петунии (ЦАГИ), А. И. Акимов, В. П Бутов (ЛИИ), Б. М. Абрамов, Г. Е. Бельфор, Б. В. Лебедев (НИИ АО), Э. А. Петросян, Ю. Г. Соковиков, В. В. Иванов (МВЗ), А. И. Птицын, В. Б. Альперович (УВЗ), А. Ю. Лисс, М. И. Мануйлов (КФ МВЗ), Г. И. Клюев, Н. Н. Макаров, В. К. Козицын (УКПБ), В. Г. Кравцов, А. К. Панкратов, Н. В. Алексеев, (Аэроприбор-Восход), Н. Г. Федоров (УлГТУ), В. А. Ференец, А. А. Порунов (КГТУ-КАИ), другие отечественные ученые и специалисты.

Среди зарубежных исследователей следует отметить D.F. Daw, F.A. Summerling, J. Kaletka, P.F. Sheridian, G. Yamauchi, W. Johnson, V.E. Neredka, R.P. Smihh, S.G. Lion, N.M. Komerath, T.L. Thompson, R.B. Gray, P.E. Lorber, T.A. Egolf, B. Miller и др.

В основу разрабатываемых систем измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета положено использование приемников воздушных давлений, вращающихся на лопасти (.КВИС) или на штанге (Loras), свободно ориентируемых по потоку с помощью флюгеров {Lassie u СВС-В1) или принудительно с помощью пневмомеханической или электромеханической следящей системы (системы ДАУ-П, ДАУ-Т и др.), использование нескольких разнесенных по фюзеляжу (Аэроприбор-Восход) или вписанных в аэродинамический профиль (КГТУ-КАИ) распределенных автономных или встроенных приемников. Однако наличие в таких системах подвижных приемников является причиной их усложнения, снижения надежности и точности работы, особенно при малых скоростях полета. Использование разнесенных неподвижных приемников воздушных давлений позволяет обеспечить измерение в ограниченном диапазоне изменения аэродинамических углов и скосов потока.

Широкие возможности по расширению диапазонов измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета открывает применение неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника (АМП), принципы построения и оригинальные конструкции которого разработаны В. А. Ференцом и А. А. Поруновым. При этом использование для преобразования массива аэрометрической информации струйно-конвективных (термоанемометрических) измерительных каналов позволяет существенно расширить нижнюю границу рабочих скоростей полета. Однако разброс и нестабильность характеристик элементов струйно-конвективных преобразователей (СКП) являются причиной значительных погрешностей, уменьшения диапазонов измерения, снижения технологичности и повышения стоимости системы измерения параметров вектора воздушной скорости вертолета, построенной на основе многоканального АМП и СКП.

Одним из направлений развития системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального АМП и СКП является использование структурных методов повышения точностиавтоматической подстройки измерительных каналов, комплексирования и оптимальной фильтрации сигналов, реализация которых является базой для расширения нижней границы рабочих скоростей и повышения точности измерения параметров вектора воздушной скорости, повышения эффективности решения полетных задач и уровня безопасности полета вертолета.

Целью диссертационной работы является повышение безопасности полетов и эффективности применения вертолетов за счет создания высокоточных средств всенаправленного (трехмерного) измерения величины и направления вектора истинной воздушной скорости в диапазоне малых и сверхмалых (околонулевых) скоростей полета.

Задача научного исследования заключается в разработке принципов построения, математического описания, методики проектирования и экспериментального исследования системы измерения малых воздушных скоростей вертолета с улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками на основе неподвижного ф многоканального проточного аэрометрического приемника и струйноконвективных измерительных каналов.

Решение поставленной задачи исследования проводилось по следующим основным направлениям:

• Анализ принципов построения и обоснование направлений совершенствования методов и средств измерения малых врздушных 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, принципов 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.

Ф вертолета на стадии эскизного проекта и этапе опытной партии.

При решении поставленной задачи использовались методы теории измерений и измерительных преобразователей, математического моделирования, анализа и синтеза измерительных систем при детерминированных и случайных воздействиях, имитационного и моделирования 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, на 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 современных требований к информации по вектору истинной воздушной скорости при решении задач пилотирования и 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 погрешности системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработаны методы уменьшения квазистатических погрешностей аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета за счет реализации предложенных схем и алгоритмов адаптивной автоматической подстройки струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработаны рекомендации по построению и алгоритмическое обеспечение, модели и методика имитационного моделирования аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости в области малых и околонулевых скоростей полета, построенной на основе метода VTMI и наблюдателя Люенбергера.

• Разработаны методы анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, методики имитационного моделирования, проектирования и экспериментального исследования комплексной системы.

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 хоздоговорных НИР по темам НЧ 303 037 и НЧ 303 036. Основными практическими результатами работы являются:

• Анализ требований к точности измерения малых воздушных скоростей вертолета и их влияние на безопасность полета и эффективность выполнения полетных задач при автоматическом и инструментальном режимах пилотирования. Классификация систем измерения малых воздушных скоростей вертолета, отражающая традиционные и новые принципы их построения, направления их совершенствования и развития.

• Методика расчета измерительных каналов и алгоритмы обработки информативных сигналов, методика анализа и оценка инструментальных и методических погрешностей системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Схемотехническая и конструктивная реализация и алгоритмы адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

• 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 VTMI и наблюдателя Люенбергера.

• Построение, методы анализа и синтеза, моделирования и исследования комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

• Результаты трубных исследований и натурных испытаний экспериментального образца системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, рекомендации по ее применению и совершенствованию.

Полученные научно-технические результаты использованы при выполнении хоздоговорных НИР по темам НЧ 303 037 и НЧ 303 036 и внедрены в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» при разработке опытного образца комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета СИМВС-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 и используются в учебном процессе при подготовке инженеров по специальностям «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы» и «Приборостроение».

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 проблемы 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 «Авиация и космонавтика» (Москва,.

2003 и 2004) — 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 ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (2001 — 2004 г. г.), на 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.

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 на полезную модель по заявке № 2 004 120 157/20 (22 084) от 05. 07. 2004 г.

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, 3 приложений. Основное содержание диссертации изложено на 238 страницах машинописного текста, содержит 3 таблицы и 80 рисунков. Библиография включает 107 наименований.

6. Результаты исследования системы измерения малых воздушных скоростей вертолета внедрены и используются на специализированных предприятиях отрасли, являются базой для создания эффективных средств измерения высотно-скоростных параметров вертолетов, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратов, экранопланов и других подвижных объектов с расширенной нижней границей рабочих скоростей полета.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

1. Анализ традиционных и новых способов измерения высотно-скоростных параметров вертолета позволил обосновать перспективность системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, построенной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов. Однако, технологический разброс и нестабильность характеристик струйно-конвективных измерительных каналов и конструктивных параметров многоканального аэрометрического приемника являются причиной возникновения значительных погрешностей, снижения технологичности и ограничения диапазонов измерения, что определило постановку задачи научного исследования по разработке особенностей построения, математического описания, методов проектирования и исследования всенаправленной аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета с улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками.

2. Разработанные модели многоканального аэрометрического приемника, струйно-конвективных измерительных каналов и алгоритмов обработки информативных сигналов позволяют решать задачи анализа статических и динамических характеристик, а также определять погрешности всенаправленной аэрометрической системы, проводить конструктивный синтез, нормирование характеристик и паспортизацию ее функциональных элементов.

3. Проведенный анализ погрешностей позволил разработать методы алгоритмической коррекции систематических и автоматической подстройки квазистатических погрешностей аэрометрической системы, обосновать направление дальнейшего повышения точности и расширения нижней границы рабочих скоростей за счет использования принципов комплексирования и оптимальной фильтрации.

4. Разработанные особенности построения комплексируемого канала в виде аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета, построенной на основе метода VIMI и наблюдателя Люенбергера, а также алгоритмическое обеспечение и имитационные модели, методики анализа и синтеза позволяют проводить проектирование и изготовление экспериментальных образцов, трубные и натурные исследования комплексной системы измерения малых воздушных скоростей с повышенной точностью и расширенной в область околонулевых скоростей нижней границей рабочих скоростей полета.

5. Как показали исследования экспериментального образца в аэродинамической трубе аэрометрическая система измерения малых воздушных скоростей вертолета обеспечивает устойчивое измерение, начиная со скоростей 7. 10 км/ч со среднеквадратическими погрешностями по каналу скорости crAV = ±1,92±0,6 км/ч, по каналу угла скольжения тАр = ±0,23 ± 0,06°, что свидетельствует об эффективности разработанных мероприятий по обеспечению точности аэрометрической системы. В области околонулевых скоростей полета, когда погрешности аэрометрической системы резко возрастают, реализация комплексной системы позволяет определить значения воздушной скорости и угла скольжения вертолета с расчетными значениями среднеквадратических погрешностей у = ±1,38 км/ч и сгд" =± 0,85° .