Анализ проблемы измерения высотно-скоростных параметров вертолета

Тип работы:
Реферат
Предмет:
Парогенераторостроение, гидротурбостроение и парогазотурбостроение


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Секция «Техническая эксплуатация электросистем и авионика „
УДК 621. 396. 932. 1
Е. И. Стапуль, В. Н. Гейман Научный руководитель — А. Р. Акзигитов Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
АНАЛИЗ ПРОБЛЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА
Рассматривается проблемы измерения высотно-скоростных параметров вертолета.
При штурвальном и автоматическом управлении вертолетом, решении навигационных задач, выполнении бомбометания и управлении стрелковым и ракетным вооружением используется информация о барометрической Н и относительной Нотн высотах полета, продольной V, вертикальной уу и боковой V составляющих вектора ув истинной воздушной скорости, а также о величине приборной Бир и истинной воздушной уе скоростей, углах атаки, а и скольжения § вертолета, определяющих движение вертолета относительно окружающей воздушной среды. Поэтому указанные параметры принято называть воздушными сигналами [1].
В условиях реального полета процессы изменения высотно-скоростных параметров вертолета в общем случае являются нестационарными и определяются как собственным управляемым движением вертолета и работой его несущей системы, так и возмущениями набегающего воздушного потока в виде турбулентности атмосферы, случайных порывов и изменений скорости и направления ветра, воздушных ям, восходящих потоков и т. п.
На отдельных этапах или режимах полета процессы изменения высотно-скоростных параметров вертолета можно считать стационарными ихарактеризовать автокорреляционными функциями и соответствующими им спектральными плотностями мощности, например, вида
Кн =4^'-- Ку (т) = ст2е& quot-
Кв (т) = а2е в 008? вт-
м т.
К (т) = ста е
аН
008 ЙИХН--- ьх
$н (ю) =
стНан
2 2 йн
— ^ (ю) =
ау
2 2 а, 2 + ю2
(ю) =
стНар
ю2 + а^ + ?в2
п [ ар2 + (ю+ ?в)2 ][[ ар2 + (ю- ?в)2 ]]! sa (ю) =•

а2 + ?а
п (ю2 + а-а -ав2)2 + 4ааю2
где стн
ст“, ств, ст»
и ан, ау, ав, аа, ?в, Ьа — параметры, определяющие преобладающий уровень и спектр частот случайных процессов изменения вы-сотно-скоростных параметров на данном этапе или режиме полета.
Собственное управляемое движение вертолета в продольной плоскости, как правило, является колебательным и состоит из двух взаимно накладывающихся друг на друга колебаний: колебаний малого
периода Тк = 0,3+0,5 с, характеризующих короткопе-риодическое движение и длиннопериодического фу-гоидного движения с периодом Тд = 5+3 с.
Диапазон высот полета вертолетов определяется значениями от -500 до +7000 м. Максимальная воздушная скорость вертолетов ограничена значениями 350−450 км/ч. Диапазон рабочих скоростей вертолета включает режим висения и полеты на малых скоростях, полеты вперед-назад, вправо-влево, вверх-вниз, при которых угол скольжения может изменяться в пределах ±180 угол атаки — ±900.
Процесс полета вертолета отражает его взаимодействие с полями различной физической природы, при этом наиболее существенное влияние оказывают аэродинамическое, инерциальное и гравитационное поля, воздействие которых определяет уровень безопасности и эффективности полета [2].
Аэродинамическое поле вертолета формируется не только его движением относительно окружающей воздушной среды, как это характерно для самолета, но и аэродинамическими возмущениями, вызванными индуктивными потоками несущей системы. На аэродинамическое поле вертолета оказывают влияние также неустойчивость приземного слоя атмосферы -порывы ветра различной силы и направления, турбулентность и другие аномальные явления [3].
Анализ характеристик возмущенного движения вертолета при различных сочетаниях возмущающих факторов показывает, что чем сильнее реакция вертолета на них, тем больше управляющих воздействий в единицу времени должны формировать летчик или система автоматического управления (САУ). Наиболее благоприятные условия работы летчика имеют место, когда спектр управляющих воздействий не превышает 0,5 Гц. При более высоких частотах летчик, вследствие запаздывания его реакции и инерционных свойств контура управления, может «раскачать» вертолет. Следовательно, для обеспечения безопасности полета вертолета следует провести анализ систем (см. таблицу).
Как показывает анализ, для эффективного решения полетных задач и обеспечения безопасности пилотирования вертолета современная система воздушных сигналов должна обеспечивать измерение высот-но-скоростных параметров с погрешностями, не превышающими следующих значений:
по каналу барометрической высоты — ±7+9 м- по каналу приборной скорости — ±3+5 км/ч- по каналу угла атаки и скольжения — ±0,5+1,5- продольной составляющей вектора воздушной скорости — ±3+5 км/ч-
вертикальной скорости — ±0,5 м/с- боковой составляющей — ±3+5 км/ч.
1
1
71
71
Актуальные проблемы авиации и космонавтики — 2014. Технические науки
№ п/п Наименование параметра Нсслаправлениан система воздушных данных ODAS 2000
Прибор-нал (индикаторная) скорость, км/ч Составляющие вектора воздушной скорости Аэродинамические углы, град- Высота полета, м Статическое давление, кПа Температура, & quot-С Относительная плотность
v" км/ч уг ки/ч v" км/ч
1 Диапазон измерения 0 + 394 -92 +3I4 — ±92 поа±25 по Р±130 -5W + +7000 119−35 -18,3 + +54,2 0,8- 1,3
2 Погрешность измерения ±5,1 ±5,1 по Да, Др ±(1+1. 5) (VC100 км/ч) ±9
3 Чувствительность (макс, вых. сигнал) 27 иВ/кмА Ю-10 В) •и* +2,5 В ±5 В 3 — 8,25 В 50 мВ/°С
А Состав и масса Система состоит из датчика воздушной скорости OAS, преобразователя воздушных данных ADS, масса комплекта 10,4 кг
Авиационная информационная система ХМ-143
1 Диапазон измерения 0462,5 -37 +462,5 ±30 ±92 по, а ±60 пор ±60 -305 -+475 110 + 50 -60+70 0,5−1,4
г Погрешность измерения ±(5+10) +(5−8} ±5 ±5,1 по Да, Ар ±(1+1. 5) (V& lt-100 км/ч) ±15,25 ±0. 17
3 Состав и мака Система состоит из датчика скорости и направления AADS, вычислителя ЕШ н индикатора малы к скоростей LAJ, масса комплекта б, б кг
Комбинированный вертолетный измеритель скоросги КВИС
Приборная скорость, км/ч Продольная составляющая скорости, км/ч Поперечная составляющая скорости, км/ч
i Диапазон измерения 70 + 300 -50 + +70 -50 ++50
2 Погрешность измерения ±5 ±5 км/ч при V- ±50 км/ч ±5 км/ч при V= 70^-300 км/ч ±5 км/ч при V" ±50 км/ч
3 Состав и масса Комплект измерителя включает приемник давлнения (масса 0,6 кг), пневмо коллектор (масса 3,0 кг), указатель (маса 1,2 кг)
лов вертолета в сравнении с аналогичными самолетными средствами измерения высотно-скоростных параметров.
Библиографические ссылки
1. Клюев Г. И., Макаров Н. Н., Солдаткин В. М. Авиационные приборы и системы. Ульяновск: Уг-ГТУ, 2000. 343 с.
2. Алексеев Н. В., Вождаев Е. С., Кравцов В. Г. и др. Системы измерения воздушных сигналов нового поколения // Авиакосмическое приборостроение. 2003. № 8. С. 31−36.
3. Иванов Ю. П., Синяков А. Н., Филатов И. В. Комплексирование информационно-измерительных устройств летательных аппаратов. Л.: Машиностроение, 1984. 208 с.
4. Солдаткин В. М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных углов летательных аппаратов. Казань: Изд-во Казан, гос. технич. унта, 2001. 448 с.
5. Порунов А. А. Измеритель высотно-скоростных параметров вертолета: дис. … канд. техн. наук. Казань: Изд-во КГТУ им. А. Н. Туполева, 1996. 442 с.
© Стапуль Е. И., Гейман В. Н., 2014
Характерной особенностью системы воздушных сигналов вертолета является то, что для них характерны два различных режима работы. При малых скоростях полета (менее 50+70 км/ч) фюзеляж и установленные на нем приемники аэрометрической информации находятся в створе вихревой колонны, формируемой индуктивными потоками несущего винта. В этом случае воспринимаемая аэрометрическая информация неоднозначно определяет высотно-скоростные параметры движения вертолета, так как воздушный поток, набегающий на приемники воздушных давлений, является геометрической суммой вектора воздушного потока, обусловленного поступательным движением вертолета, и вектором индуктивной скорости потока от несущей системы [4]. При скоростях полета свыше 50+70 км/ч фюзеляж с приемниками давлений выходят из створа вихревой колонны и имеет место режим измерения, традиционный для самолетных систем воздушных сигналов. При чрезмерном увеличении воздушной и вертикальной скоростей, а также при значительных нормальных перегрузках возможны выходы вертолета на критические режимы полета, связанные с явлениями «вихревого кольца», «подхвата» и другими предельными режимами [5].
Указанные особенности полета вертолета определяют специфику работы системы воздушных сигна-

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой