СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ВЕКТОРА ВЕТРА НА БОРТУ ВЕРТОЛЕТА

Измерение параметров вектора ветра на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, при взлете и посадке, на режиме висения известными средствами [1, 2] ограничивается значительными аэродинамическими возмущениями, вносимыми вихревой колонной несущего винта.

учитывая специфику аэродинамики вертолета на указанных режимах, предложено для определения параметров вектора ветра использовать информацию аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта, а ее восприятие осуществить с помощью неподвижного комбинированного аэрометрического приемника – датчика ветра (рис. 1) [3].

Рисунок 1. Конструктивная схема датчика ветра на основе неподвижного комбинированного аэрометрического приемника

Рисунок 2. Функциональная схема системы измерения параметров вектора ветра

Как показано в работе [4], угловая координата ψ вектора скорости ветра  в исходной системе координат будет определяться выражением

При работе двигательной установки и раскрутки трансмиссии, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлетно-посадочных режимах, при снижении и на режиме висения для определения параметров вектора ветра  и вектора истинной воздушной скорости V_В вертолета предлагается использовать информацию аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта. В качестве информативного параметра аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта вертолета используется вектор скорости  в виде геометрической суммы стационарных составляющих вектора скорости  воздушного потока, формируемого  движением  вертолета относительно окружающей среды или вектором скорости ветра W, и вектора скорости  индуктивного воздушного  потока,  создаваемого несущим винтом вертолета, т.е. V_Σ = V + V_i. За меру величин составляющих вектора скорости ветра W и вектора истинной воздушной скорости V_В вертолета принимается угловое положение вектора скорости  результирующего воздушного потока вихревой колонны несущего винта, относительно неподвижного датчика воздушных сигналов, которое регистрируется ортогонально расположенным приемникам давлений  и ,  и  на поверхности полусферического приемника.

Величину  скорости результирующего набегающего воздушного потока можно определить по полному  и статическому  давлениям и температуре  заторможенного результирующего воздушного потока, воспринимаемой приемником температуры торможения, используя зависимость [5]:

                            (3)

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

Для конкретного места установки неподвижного датчика воздушных сигналов на фюзеляже вертолета составляющие V_ix, V_iy, V_iz вектора индуктивного потока V_i в связанной системе координат можно описать уравнениями вида [5]:

V_ix = k_ix|V_i0|;      V_iy = k_iy|V_i0|;      V_iz = k_iz|V_i0|,                      (4)

Поскольку неподвижный датчик воздушных сигналов расположен на фюзеляже на определенном радиусе-векторе  от центра масс вертолета, то при вращении вертолета относительно центра масс имеет место кинематическое искажение вектора скорости  невозмущенного воздушного потока, набегающего на приемник.

Проекции кинематически искаженного вектора  на оси связанной системы координат определяются как

V_кx=V_x+(ω_yz‒ω_xy);         V_кy=V_y+(ω_zx‒ω_xz);       V_кz=V_z+(ω_xy‒ω_yx),         (5)

где:  – угловые скорости вращения вертолета относительно осей связанной системы координат; x, y, z – координаты места установки многофункционального аэрометрического приемника в связанной системе координат, центр которой находится в центре масс вертолета.

По давлениям Р₁, Р₂ и Р₃, Р₄, воспринимаемым отверстиями, расположенными на верхней поверхности полусферического приемника (рис. 1), используя известные соотношения, можно вычислить углы  и , определяющие положение вектора скорости  результирующего набегающего воздушного потока вихревой колоны несущего винта вертолета относительно осей приемника.

Тогда по давлениям Р₁ и Р₂, Р₃ и Р₄,  и  и по температуре торможения , после их преобразования в электрические сигналы с помощью пневмоэлектрических преобразователей 4 и 8 и ввода через мультиплексор 5 и аналого-цифровой преобразователь 6 в микропроцессор 7 (рис. 2), параметры вектора истинной воздушной скорости вертолета при рулении и маневрировании по земной поверхности и на взлетно-посадочных режимах вычисляются в соответствии с уравнениями вида:

  

При наличии на вертолете приемника спутниковой навигационной системы (СНС) можно определить скорость V_р движения вертолета по земной поверхности, в соответствии с которой вычисляется скорость ветра W = V_В ± V_Р при рулении и маневрировании вертолета по земле. Направление ψ вектора ветра W будет определяться значением угла скольжения β = ψ.

Используя информацию о величине V_П и углу сноса ψ_с вектора путевой скорости V_п вертолета от доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС) и информацию о составляющих вектора истинной воздушной скорости, можно определить величину W и направление ψ вектора скорости ветра W или продольную W_x и боковую W_z составляющие вектора ветра на взлетно-посадочных режимах:

Ψ = β + ψ_с;      W_x=V_x‒V_пcosψ;      W_z=V_z‒V_пsinψ;      .          (7)

Как показали результаты испытаний экспериментального образца системы в аэродинамической трубе, инструментальная погрешность канала измерения скорости ветра на стоянке до запуска силовой установки с вероятностью 0,95 не превышает ΔW=±0,55…0,83 м/с, угла направления вектора ветра – Δψ=±1,5…2°.

На стартовых и взлетно-посадочных режимах, когда датчик воздушных сигналов находится в створе вихревой колонны несущего винта инструментальные погрешности измерения продольной V_x и боковой V_z составляющих вектора истинной воздушной скорости не превышают
ΔV_x = V_z = ±2…4 км/ч [6].

Таким образом, предлагаемая бортовая система измерения параметров вектора ветра решает задачу информационного обеспечения экипажа вертолета на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности (стартовые режимы), на взлетно-посадочных режимах.

 

Cписок литературы:

1. Тихомиров А.А. Ультрозвуковые анемометры и термометры для измерения пульсаций скорости и температуры воздушных потоков. Обзор // Оптика атмосферы и океана. – 2011. – Т.23. №7. – С. 585 – 600.
2. Азбукин А.А., Богушевич Л.Я., Кобров А.А., Корольков В.А., Тихомиров А.А., Шелевой В.Д. Автоматические метеостанции АМК–03 и их модификации // Датчики и системы, 2012. – №3. – С. 42 – 52.
3. Патент РФ на изобретение №2426995, МПК G 01 P 5/00. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета / В.В. Солдаткин, В.М. Солдаткин, Н.А. Порунов, Н.Н. Макаров, В.П. Белов, Д.А. Истомин. Заявл. 23.11.2009. Опубл. 20.08.2011. Бюл. №23.
4. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2001. – 448 с.
5. Солдаткин В.В. Система воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного аэрометрического приемника и информации аэродинамического поля вихревой колонны несущего винта: Монография. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2012. – 284 с.
6. Никитин А.В. Бортовая система измерения параметров вектора ветра на стоянке и взлетно-посадочных режимах вертолета: Автореф. дис. … канд. техн. наук. Казань. – 2015. – 16 с.[schema type=»book» name=»СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ВЕКТОРА ВЕТРА НА БОРТУ ВЕРТОЛЕТА» description=»Рассматриваются конструктивная схема датчика ветра, алгоритмы обработки первичной информации и вычисление скорости и угла направления ветра относительно продольной оси вертолета на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета, результаты испытаний экспериментального образца бортовой системы в аэродинамической трубе.» author=»Глушкова Наталья Васильевна, Никитин Александр Владимирович» publisher=»БАСАРАНОВИЧ ЕКАТЕРИНА» pubdate=»2017-01-25″ edition=»ЕВРАЗИЙСКИЙ СОЮЗ УЧЕНЫХ_31.10.15_10(19)» ebook=»yes» ]