Разработка многофункционального всеракурсного приемника воздушных давлений с аэродинамическими характеристиками, независящими от числа Рейнольдса
ВВЕДЕНИЕ …………………………………………………………………………………………………… 4
1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ РЕШАЕМОЙ ПРОБЛЕМЫ ………………………………… 16
1.1. Общие требования к приемникам воздушных давлений и СИВСП …………. 16
1.2. Обзор существующих приемников воздушного давления ………………………. 16
1.3. Многофункциональные приемники воздушных давлений ………………………. 22
1.4. Применение многофункциональных датчиков в экспериментальной
аэродинамике ………………………………………………………………………………………………. 23
1.5. Опыт применения многофункциональных датчиков высотно-скоростных
параметров на самолетах ……………………………………………………………………………… 25
1.6. Многофункциональный приемник воздушных давлений ПВД-40 …………… 28
1.7. Приемники воздушных давлений для применения на вертолетах …………… 30
2. РАЗРАБОТКА МЕТОДА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ
ОБТЕКАНИЯ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ ВСЕРАКУРСНОГО ПВД …………………….. 37
2.1. Обоснование метода аэродинамической стабилизации обтекания и разработка
соответствующей формы головной части ПВД …………………………………………….. 37
2.2. Испытания многогранных приемников воздушных давлений в АДТ Т-105
……………………………………………………………………………………………………………………. 45
2.3. Физические исследования обтекания головной части многогранного ПВД 61
2.3.1. Визуализация обтекания головной части многогранного ПВД в
аэродинамической трубе Т-105 ……………………………………………………. 62
2.3.2. Визуализация обтекания головной части многогранного ПВД в
аэродинамической трубе Т-03 ……………………………………………………… 65
2.3.3. Экспериментальные исследования распределения давления по
поверхности грани многогранного ПВД ………………………………………. 70
3. ГРАДУИРОВОЧНЫЕ ИСПЫТАНИЯ МНОГОГРАННОГО ПВД.
МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ КОЭФФИЦИЕНТОВ ИЗМЕРЕННЫХ
ДАВЛЕНИЙ ………………………………………………………………………………………………… 82
3.1. Градуировочные испытания многогранного ПВД…………………………………… 82
3.1.1. Разработка и изготовление исполнительной модели многогранного
ПВД ……………………………………………………………………………………………. 82
3.1.2. Методика градуировочных испытаний …………………………………………. 84
3.1.3. Результаты градуировочных испытаний ………………………………………. 85
3.2. Математическая модель коэффициентов измеряемых ПВД давлений …….. 90
3.2.1. Определение аэродинамического угла крена модели ПВД в
нулевом положении экспериментальной установки……………………… 91
3.2.2. Вычисление значений коэффициентов давления в узловых точках
таблицы базы данных математической модели. …………………………… 93
3.2.3. Аппроксимационное уточнение значений коэффициентов давления
по данным от трех отверстий одного сечения ………………………………. 94
3.2.4. Программная реализация математической модели ……………………….. 97
4. АЛГОРИТМ ИЗОЛИРОВАННОГО ПВД………………………………………………… 101
4.1. Основные положения методики расчета параметров потока …………………. 101
4.2. Алгоритм расчета воздушных параметров ……………………………………………. 103
4.2.1. Входные и выходные параметры алгоритма ……………………………….. 103
4.2.2. Вычисление параметров потока в нулевом приближении …………… 104
4.2.3. Вычисление значения статического давления …………………………….. 105
4.2.4. Нахождение ближайшего к точке торможения узла
математической модели и вычисление скоростного напора ……….. 107
4.2.5. Итерационное уточнение решения нулевого приближения …………. 112
4.2.6. Оценка статического давления и скоростного напора при малой
скорости ……………………………………………………………………………………. 117
4.3. Программная реализация алгоритма изолированного многогранного ПВД119
4.4. Результаты тестирования алгоритма …………………………………………………….. 124
ЗАКЛЮЧЕНИЕ …………………………………………………………………………………………. 130
СПИСОК ТЕРМИНОВ, УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ И СОКРАЩЕНИЙ .. 132
ЛИТЕРАТУРА: ………………………………………………………………………………………….. 133
СПИСОК РАБОТ, ОПУБЛИКОВАННЫХ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ ……… 142
Во введении содержится общая характеристика диссертации. Приведено обоснование актуальности темы исследования. Сформулированы цели и задачи диссертационной работы, указаны объект и предмет исследования, обоснована научная новизна и показана практическая значимость работы, приведены сведения об апробации результатов работы. Сформулированы научные положения, выносимые на защиту. Указан личный вклад автора в выполнение работы. Приводится объѐм и структура диссертации.
В первой главе указаны нормативные требования, предъявляемые к приемникам воздушных давлений и системам измерения воздушных параметров. На основе публикаций в открытых источниках дан краткий обзор существующих приемников воздушного давления и датчиков аэродинамических углов. Указаны их основные достоинства и недостатки. Также рассмотрены существующие вертолетные системы измерения воздушных параметров, показаны возможные направления их дальнейшего развития.
ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ
Во второй главе рассмотрен вопрос разработки формы головной части всеракурсного приемника воздушных давлений, структура обтекания которого остается неизменной во всем диапазоне чисел Рейнольдса, характерном для существующих и перспективных вертолетов. Приведены требования, предъявляемые к разрабатываемому приемнику воздушных давлений. Показано, что удовлетворить всем указанным требованиям можно, если во всем допустимом
диапазоне чисел Рейнольдса обтекание головной части ПВД будет аналогично сверхкритическому обтеканию гладкой сферы (с расширенной областью безотрывного течения по сравнению с режимом докритического обтекания, характерного для гладкой сферы при малых числах Рейнольдса). Представлено теоретическое обоснование возможности затягивания отрыва пограничного слоя на поверхности головной части с помощью локальной турбулизации течения распределенными по ней турбулизаторами потока.
На основании предложенного способа затягивания отрыва потока предложена методика построения головной части приемника воздушных давлений в форме вписанного в сферу многогранника, у которого образующиеся при сопряжении граней ребра являются локальными турбулизаторами потока. 3-D
модель ПВД с 192-гранной головной частью, разработанного с использование предложенной методики, приведена на рисунке 1.
Рисунок 1– 3-D модель многогранного ПВД с 192- гранной головной частью
С целью оценки влияния числа Рейнольдса на характер обтекания многогранной головной части были проведены соответствующие исследования в аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ, по результатам которых получены зависимости коэффициентов воспринимаемых приемными отверстиями ПВД давлений от полярного угла.
На рисунке 2 приведена полученная по
результатам экспериментов зависимость углового положения точки
минимального коэффициента давления от числа Рейнольдса для ПВД с 192-гранной и сферической головными частями. Видно, что у ПВД с 192-гранной головной частью минимальное значение коэффициента давления во всем рассмотренном диапазоне чисел Рейнольдса достигается при значении полярного угла > 93°, что соответствует сверхкритическому обтеканию гладкой сферы.
С целью подтверждения теоретически предполагаемой картины течения вокруг головной части многогранного ПВД и определения положения линии глобального отрыва потока на ее поверхности, были проведены физические исследования обтекания модели 192-гранного ПВД в аэродинамических трубах Т- 105 и Т-03 ЦАГИ. К таким исследованиям относятся:
1. Визуализация картины линий тока вблизи поверхности головной части «методом дымящейся проволочки». С помощью этого метода
исследовалось обтекание моделей головных частей с числом граней 192 и 912 с диаметром описанной сферы 250 мм. Для размещения моделей в воздушном потоке АДТ Т-105 использовалась экспериментальная установка Ш-4, видеосъемка процесса испытаний осуществлялась с помощью высокоскоростной видеокамеры Fastvideo 500M при частоте 200 кадров в секунду. Пример полученных в результате испытаний картин линий тока в окрестности головной части ПВД в процессе пуска при скорости набегающего потока 5 м/с представлен на рисунке3. Анализ полученных результатов позволяет сделать вывод, что глобальный отрыв потока с поверхности 192-гранного ПВД происходит в точке, угловое расстояние от которой до точки торможения составляет примерно 105°. Такое положение точек глобального отрыва хорошо соответствует режиму
Рисунок 2 – Зависимость углового положения точки минимального значения
коэффициента давления от числа Рейнольдса
Рисунок 3 – Картина линий тока при обтекании многогранной
головной части
сверхкритического обтекания гладкой сферы, хотя рассчитанное по диаметру описанной сферы число Рейнольдса Re = 0.85105 соответствует докритическому режиму. В случае 912-гранного ПВД отрыв происходит в точках, угловое расстояние от которых до точки торможения составляет примерно 75°- 80°, что соответствует докритическому режиму обтекания гладкой сферы. Кроме того, на поверхности 192-гранного ПВД можно отметить зоны локальных отрывов, отсутствующие на 912-гранном ПВД. Таким
образом, проведенная визуализация течения показывает, что использование 192-гранной головной части позволяет затянуть положение глобального отрыва при числах
Рейнольдса, соответствующих докритическому обтеканию гладкой сферы. При этом увеличение числа граней устраняет этот эффект, и обтекание 912-гранной головной части полностью соответствует обтеканию гладкой сферы.
2. Визуализация картины течения на поверхности головной части с помощью «метода поверхностной визуализации по изображениям частиц». С помощью этого метода исследовалось обтекание модели головной части с числом граней 192 и с диаметром описанной сферы 50 мм в АДТ Т-03 ЦАГИ. В результате были получены картины линий тока и распределения напряжения трения на поверхности модели при скоростях набегающего потока V = 20, 30 и 40 м/с и углах атаки 0…10°. Пример полученной картины линии тока и распределения напряжения трения по поверхности модели ПВД приведен на рисунке 4.
Рисунок 4 – Предельные линии тока и распределение напряжения трения на поверхности головной части модели приемника воздушных давлений
По результатам анализа полученных картин линий тока и распределения напряжения трения по поверхности модели идентифицированы линии локального отрыва и присоединения потока, области возвратного течения. Определено положение линии глобального отрыва на поверхности головной части ПВД. Показано, что, начиная с самых малых чисел Рейнольдса, положение точки
отрыва на поверхности 192-гранной головной части соответствует режиму сверхкритического обтекания гладкой сферы и практически не меняется с увеличением числа Рейнольдса.
3. Экспериментальные исследования распределения давления по поверхности грани многогранного ПВД. Для исследования использовалась модель 192-гранного ПВД с диаметром описанной сферы 250 мм, на исследуемой грани которой были сделаны 23 дренажных отверстия диаметром 0.5мм. Регистрация давлений проводилась с частотой 500, 1000 и 2000 Гц. В процессе измерений в каждом отсчете регистрировались n = 1024 значения всех давлений. Это позволило определить распределение по поверхности грани не только средних за время измерения давлений, но и рассчитать среднюю квадратичную
величину пульсаций давления = =1( − )2, где Р – мгновенное измеренное −1
давление, – среднее значение измеренных в одном отсчете давлений. Полученное распределение пульсаций давления по поверхности центральной грани в окрестности линии отрыва при различных углах φ (φ – угол между вектором скорости набегающего потока и нормалью к плоскости грани, проведенной в ее центре) показано на рисунке 5.
Рисунок 5 – Распределение пульсаций давления по поверхности центральной грани в окрестности линии отрыва при различных углах φ
Видно, что локальные отрывы потока на поверхности грани появляются при φ = 95°, когда средняя величина пульсаций увеличивается до Р = 2.5 мм. вод. ст. Глобальный отрыв возникает при φ=105°, линия отрыва хорошо видна на соответствующем рисунке. Стоит отметить, что при φ > 110° величина пульсаций давления резко падает и становится сравнимой с пульсациями в области безотрывного течения (Р ≈ 1.1…1.5 мм. вод. ст.). Это позволяет использовать для
расчета воздушных параметров давления, измеренные не только на наветренной части ПВД, но и в его донной области. Неприменимыми, из-за высоких пульсаций, оказываются только давления, измеренные в окрестности области отрыва, то есть в приемных отверстиях, у которых угловое расстояние от точки торможения лежит в диапазоне 95°…115°.
Также проведен спектральный анализ пульсаций давления на поверхности грани. Определены характерный частоты турбулентных вихрей, показано, что в окрестности линии глобального отрыва образуется область с вихревым течением высокой интенсивности.
В третьей главе рассмотрены градуировочные испытания разработанного всеракурсного приемника воздушных давлений. Представлены полученные в результате испытаний градуировочные характеристики многогранного приемника
в виде зависимостей коэффициентов измеряемых давлений от пространственного угла атаки и аэродинамического угла крена cр = cр(αп, φп). По результатам градуировочных испытаний построена математическая модель коэффициентов давлений, измеряемых ПВД. Показано, что данная модель может быть использована при расчете воздушных параметров.
На основании результатов физических исследований обтекания многогранных тел, представленных в главе 2, спроектирована электронная 3-D модель приемника воздушных давлений с 192-гранной головной частью. При этом была смоделирована не только достаточно сложная внешняя конфигурация ПВД, но и его внутреннее устройство, включающее в себя 12 трубопроводов, соединяющих приемные отверстия для восприятия давления на поверхности ПВД с выходными штуцерами (система обогрева не моделировалась, но необходимость ее последующего размещения учитывалась при моделировании). Исполнительная модель ПВД изготовлена методом лазерного спекания заготовки на 3-D принтере с последующей механической обработкой на станке с ЧПУ. Существенную поддержку при выполнении данной части работ оказал НПК НТЦ ФГУП «ЦАГИ».
Градуировочные испытания исполнительной модели 192-гранного приемника воздушных давлений проведены в аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ. По результатам испытаний получены градуировочные характеристики в
виде зависимостей коэффициентов измеренных давлений от аэродинамических углов (пространственного угла атаки αП и аэродинамического угла крена φП). Пример полученной зависимости приведен ни рисунке 6. Хорошо видно, что построенные по результатам эксперимента
зависимости являются достаточно гладкими и могут быть использованы для
сР1 1
0 40 6
0 80 100 120 140 П
20 0,5 40 60 80
02
-0,5
-1
-1,5
100 120 140 160 180
Рисунок 6 – Зависимость ср(αП) при различных значениях φП по результатам
градуировочных испытаний
построения математической модели измеряемых ПВД давлений. Также выполнена оценка пульсаций воспринимаемых ПВД давлений в зависимости от значений аэродинамических углов.
По результатам градуировочных испытаний многогранного приемника воздушных давлений с 192-гранной головной частью была разработана математическая модель коэффициентов измеряемых ПВД давлений. Математическая модель представляет собой процедуру, позволяющую по заданным аэродинамическим углам (пространственному углу атаки αП и аэродинамическому углу крена φП) рассчитать значения коэффициентов 12 измеряемых ПВД давлений и величины пульсаций этих давлений. Основой математической модели является база данных, оформленная в виде таблиц значений коэффициентов давлений и их пульсаций в диапазонах углов αП = -4°…140° с шагом 4° и φП = -190°…+190° с шагом 10°. Подобные диапазоны аэродинамических углов позволяют полностью перекрыть весь диапазон направлений набегающего потока, при котором головная часть ПВД не затеняется державкой. Шаг таблиц позволяет алгоритму ПВД выполнить расчет аэродинамических параметров с достаточной точностью, проведя итерационное уточнение решения не более 5-ти раз. Кроме того, использование таблиц с постоянным шагом позволяет при вычислении коэффициентов давлений и их пульсаций в точках, не совпадающих с узлами таблицы базы данных, использовать процедуру четырехточечной кубической сплайн-интерполяции, отработанную и успешно применяемую в алгоритмах СИВСП.
В четвертой главе рассмотрен вопрос разработки алгоритма изолированного приемника воздушных давлений, позволяющего проводить расчет воздушных параметров (высоты и скорости полета, а также аэродинамических углов) по результатам измерения давлений в приемных отверстиях на поверхности головной части. Представлена общая методика расчета воздушных параметров. Подробно описана процедура нахождения значений воздушных параметров в нулевом приближении, не требующая значительных вычислительных ресурсов, но обеспечивающая достаточную точность. Описана процедура итерационного уточнения решения нулевого приближения. Приведены результаты тестовых расчетов значений воздушных параметров. Показана высокая точность работы алгоритма.
Алгоритм изолированного многогранного ПВД представляет собой процедуру для вычисления параметров набегающего на ПВД потока воздуха. Входными параметрами алгоритма являются 12 измеряемых приемником давлений, выходными – значения скоростного напора, статического давления, пространственного угла атаки, аэродинамического угла крена.
Расчет местных параметров потока в месте установки ПВД производится методом минимизации дисперсии невязки D между измеренными в полете давлениями и давлениями, рассчитанными по математической модели:
= ∙ −( П, П ∙ + т) 2, i = 1…12
где –давления, воспринимаемые ПВД;
П, П – коэффициенты давлений, вычисляемые по математической модели ПВД;
П, П, ст, – искомые параметры набегающего на ПВД воздушного потока: пространственный угол атаки, аэродинамический угол крена, статическое давление, скоростной напор;
– индивидуальный весовой коэффициент, регулирующий влияние каждого из измеренных давлений на результат. Данный коэффициент рассчитывается исходя из расстояния от соответствующего приемного отверстия до точки, принимаемой на текущем этапе расчетов за точку торможения на поверхности многогранной головной части. Полученное решение наилучшим образом совпадает с математической моделью в смысле взвешенного квадратичного отклонения.
Выходные параметры алгоритма могут быть найдены в результате решения переопределенной системы уравнений:
0= 0 П, П ∙ + т 1= 1 П, П ∙ + т. ………………………………
11= 12 П, П ∙ + т
В работе подробно описана используемая в алгоритме методика решения этой системы. Показано, как при известных углах αП и φП определить значения q и pcт. с минимальными затратами вычислительных ресурсов. Дано описание алгоритма поиска углов αП и φП в «нулевом приближении», которое не требует значительных вычислительных ресурсов и обеспечивает достаточную для выполнения дальнейших вычислений точность. Описана процедура итерационного уточнения решения «нулевого приближения».
Таким образом, процедура расчета местных воздушных параметров представляет из себя итерационный процесс, состоящий из следующих этапов:
нахождение воздушных параметров в «нулевом приближении»;
уточнение решения «нулевого приближения», поиск наилучшего (с точки зрения минимизации невязки) узла таблицы математической модели;
итерационное уточнение решения вокруг наилучшего узла.
При малой скорости набегающего на ПВД потока общий алгоритм может выполнять расчет параметров набегающего потока с большими погрешностями. Это связано с тем, что при малых скоростях потока погрешности измерения давлений, определяемые характеристиками используемых датчиков, сравнимы с величинами измеряемых давлений, которые используются при расчете аэродинамических параметров. Поэтому для случая малых скоростей используется упрощенная методика, также описанная в работе.
Для определения точности расчета воздушных параметров разработанным алгоритмом, было проведено его тестирование. Исходные параметры для вызывающей программы были выбраны следующими:
высота Н=1000 м (pст=898.747 гПа);
скорость V=90 м/с (324 км/ч, q=45.022 гПа);
аэродинамические углы αП = 0…140° и φП = 0…180° с шагом 1°.
Данные значения высоты и скорости полета соответствуют режимам полета существующих и перспективных вертолетов.
С помощью математической модели многогранного ПВД производился расчет давлений, которые должен воспринимать ПВД при заданных параметрах полета. Далее рассчитанные давления в качестве исходных данных поступали на вход алгоритма и выполнялся расчет значений воздушных параметров. Пример результатов тестовых расчетов в виде отклонения расчетных значений высоты и скорости полета, а также аэродинамических углов от их номинальных значений при различных значениях углов αП и φП представлен на рисунке 7.
∆H,м
0.40
0.30
0.20
0.10
0.00
-0.10
-0.20
-0.30
-0.40
-0.50
∆α,° 0.10
0.05
0.00
-0.05
-0.10
-0.15
П: ∆V,м/с П:
0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 П
0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 П
П:
П:
0.20
10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140
0.15
0.10
0.05
0.00
-0.05
-0.10
-0.15
-0.20
-0.25
10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140
∆,° 00
10 20
0.10
10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140
30 0.05 40
60 0.00 70
80 -0.05 90
110 -0.10 120
140
0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 П
Рисунок 7 – Отклонения расчетных значений воздушных параметров от
номинальных значений
Результаты тестирования наглядно показывают, что точность расчета воздушных параметров с помощью разработанного алгоритма многогранного ПВД достаточно высока. Ошибка вычисления высоты полета не превышает 0.5 м, модуля воздушной скорости – 0.2 м/с. Точность расчета аэродинамических углов ограничивается шагом таблицы математической модели числом итераций по уточнению решения и составляет, как видно, αП = 0.0625° и φП = 0.094°. Среднеквадратичные погрешности рассчитываемых величин составляют соответственно: Н = 0.146 м, V = 0.053 м/c, αП = 0.012°,П = 0.046°.
После вычисления модуля воздушной скорости и аэродинамических углов можно найти три компоненты воздушной скорости Vx, Vy, Vz в связанной с ПВД системе координат, связь которых с углами П и П определяется соотношениями:
=− ∙ п , = ∙ п ∙ п, = ∙ п ∙ п.
С использованием математической модели и алгоритма были также выполнены оценки инструментальных погрешностей алгоритма многогранного
-0.15
0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 П
ПВД, учитывая, что для вертолетов используются датчики с диапазоном измерения Рmax=1300 гПа и погрешностью измерения давлений δP=0.26 гПа.
Пример отклонений расчетных значений высоты и продольной компоненты скорости (по модулю), обусловленных инструментальными погрешностями датчиков давлений, от их номинальных значений при различных значениях скорости потока и пространственного угла атаки (при H = 1000 м и П = 30°), приведен на рисунке 8.
3.5 3.0 2.5 2.0 1.5 1.0 0.5 0.0
20
60
100
П:
0 10 20 30 40 50 60 80 90 100 110 120 130
140 V,м/c 140
Vx, м/c
3.0 2.0 1.0 0.0 -1.0 -2.0
2
80
120
140 V,м/c
П:
0 10 20 30 40 50 60 80 90 100 110 120 130 140
H, м
0 40 6
Рисунок 8 – Инструментальные погрешности определения воздушных параметров в зависимости от скорости полета при различных углах П
(при H = 1000 м и П = 30°)
Получено, что инструментальная погрешность определения высоты во всем
рассмотренном диапазоне скоростей не превышает 3 м и не зависит от высоты полета. Инструментальная погрешность расчета компонент скорости максимальна при малых скоростях полета, что связано с применением упрощенного метода расчета скоростного напора. С увеличением скорости погрешность расчета компонент скорости уменьшается и в рабочем диапазоне скоростей не превышает 1.5 м/с. Среднеквадратичные инструментальные погрешности (с учетом погрешностей алгоритма) составляют соответственно: Н = 0.193 м, V = 0.69 м/c, αП = 0.72°,П = 0.76°.
Полученные в результате тестов оценки показывают, что многогранный ПВД обладает высокой чувствительностью к изменению измеряемых параметров и может быть рекомендован для применения на летательных аппаратах различного назначения.
Заключение
1. Разработана форма пространственной головной части всеракурсного приемника воздушных давлений, структура обтекания которого остается неизменной во всем диапазоне чисел Рейнольдса, характерном для существующих и перспективных вертолетов. Головная часть приемника воздушных давлений имеет форму вписанного в сферу многогранника, у которого образующиеся при сопряжении граней ребра играют роль пространственного турбулизатора. Локальная турбулизация потока приводит к смещению линии глобального отрыва на поверхности головной части и расширению области безотрывного течения. Проведены физические исследования картины течения вокруг модели 192-гранной головной части. Получена качественная картина поведения потока на поверхности головной части и в ее окрестности, определено
положение линии глобального отрыва на поверхности головной части ПВД. Исследовано распределение давления и пульсаций давления на поверхности дренированной грани ПВД при различных углах атаки. Проведен спектральный анализ пульсаций давления на поверхности грани, определены характерные частоты гармоник измеренных сигналов давления. Показано, что для расчета воздушных параметров могут быть использованы давления, измеренные на всей поверхности головной части за исключением небольшой области в окрестности линии глобального отрыва.
2. Проведены исследовательские испытания моделей 192-гранного приемника воздушных давлений с диаметром описанной сферы 50 и 250 мм. Получены зависимости коэффициентов измеренных давлений от пространственного угла атаки αП и аэродинамического угла крена φП. Показано,
что при Re > 3104 положение точки минимума коэффициента давления на поверхности головной части ПВД находится в донной области головной части и ее обтекание аналогично сверхкритическому обтеканию гладкой сферы.
3. Разработана и изготовлена исполнительная модель ПВД с 192- гранной головной частью. Проведены ее градуировочные испытания. По результатам градуировочных испытаний разработана математическая модель коэффициентов воспринимаемых ПВД давлений, позволяющая при заданных значениях углов αП и φП вычислять коэффициенты воспринимаемых ПВД давлений и величины их пульсаций.
4. Разработан и реализован алгоритм расчета воздушных параметров по результатам измерения давлений приемником воздушных давлений с 192-гранной головной частью. Проведены тестовые расчеты воздушных параметров. Показано, что погрешность расчета высоты полета не превышает 0.5 м, модуля воздушной скорости – 0.2 м/с, аэродинамического угла αП = 0.0625° и пространственного угла крена φП = 0.094°. Проведены оценки инструментальных погрешностей алгоритма, связанных с погрешностями измерения давления существующими датчиками. Показано, что в рабочем диапазоне скоростей полета инструментальная погрешность определения компонент скорости не превышает 3 м/c, а высоты – 3 м. Подобные значения погрешностей позволяют использовать разработанный алгоритм изолированного приемника воздушных давлений для оснащения бортовых ПВД.
Ключевые слова: приемник воздушных давлений, система измерения
воздушных параметров, вертолет, турбулизация, сверхкритическое обтекание,
глобальный отрыв потока, испытания, визуализация, градуировочные
зависимости, математическая модель, алгоритм расчета воздушных параметров.
К перспективным и модернизируемым летательным аппаратам (ЛА)
предъявляется множество требований, связанных с повышением их
эксплуатационных характеристик по сравнению с существующими образцами. К
ним относятся, в частности, увеличение скорости полета, повышение
скороподъемности, улучшение маневренных характеристик (как в
горизонтальной, так и в вертикальной плоскости), расширение допустимого
диапазона углов атаки и скольжения. При этом все большее внимание уделяется
вопросу повышения безопасности полетов, учитывая непрерывный рост числа
эксплуатируемых ЛА в мире.
Для безопасного и эффективного использования всех возможностей,
предоставляемых летательным аппаратом, и выполнения поставленных задач
пилот современного ЛА должен обладать информацией о высотно-скоростных
параметрах (ВСП) его движения относительно воздуха. ВСП включают в себя
барометрическую высота полета, значение воздушной скорости, углы атаки и
скольжения. Повышение точности и достоверности измерения указанных
параметров позволяет снизить запасы по приближению к критическим режимам и
дает возможность пилоту наиболее полно использовать имеющиеся летно-
технические возможности летательного аппарата. Это, в свою очередь, позволяет
в значительной степени увеличить боевую и экономическую эффективность ЛА.
Для вычисления ВСП используется входящая в состав бортового оборудования
система измерения высотно-скоростных параметров (СИВСП). СИВСП является
сложной системой, интегрированной в комплекс бортового оборудования
летательного аппарата. Она получает информацию не только от входящих в ее
состав приборов (ПВД, флюгерные датчики, меточные датчики, датчики
температуры торможения и др.), но и от систем измерения инерциальных
параметров, систем, определяющих конфигурацию ЛА (режим работы
двигателей, положение органов механизации крыла, положение стоек шасси и
т.п.). Получаемые в результате расчета ВСП передаются в кабину пилота для
индикации на контрольных приборах, в бортовую систему автоматического
управления для выдачи команд на органы управления, в бортовые регистраторы
полетных данных.
По сравнению с самолетами, для вертолетов задача надежного измерения
ВСП осложняется следующими факторами:
влияние струи от воздушного винта на воспринимаемые ПВД давления;
существенно более широкий диапазон рабочих аэродинамических углов по
сравнению с самолетами;
необходимость измерения вектора скорости начиная с минимальных
значений.
Влияние струи от воздушного винта на воспринимаемые ПВД полное и
статическое давления в полете может быть скомпенсировано алгоритмически при
математической обработке измеренных давлений (при этом необходимо знать
частоту вращения винта и угол установки лопастей). Но при малых скоростях и на
режиме висения возникает ряд трудноустранимых проблем. Во-первых, разность
полного и статического давлений оказывается сравнимой с погрешностью
датчиков давления, что приводит к существенной погрешности при измерении
модуля скорости. Во-вторых, классический флюгерный датчик для измерения
аэродинамических углов при малых скоростях имеет значительные погрешности
измерения углового положения флюгера из-за малого момента сил, действующих
на флюгер со стороны воздушного потока, а также из-за трения в узле подвески
флюгера. Необходимость решения данных проблем приводит к разработке
СИВСП, использующих новые подходы для расчета ВСП.
Актуальность работы обусловлена необходимостью повышения
технических и экономических характеристик систем измерения воздушных
параметров как существующих, так и перспективных летательных аппаратов.
СИВСП относятся к бортовым устройствам, к которым на уровне нормативных
документов предъявляются самые высокие требования по точности и
отказобезопасности, что обусловлено необходимостью повышения безопасности
полетов. Не менее существенными остаются вопросы технологической и
экономической эффективности СИВСП. Их решение связано с общим
упрощением конструкции системы, уменьшением массы и габаритов
выступающих в набегающий поток элементов, уменьшением энергопотребления.
Еще одно направление повышения эффективности СИВСП – разработка
эффективных алгоритмов расчета высотно-скоростных параметров, требующих
меньших затрат вычислительных ресурсов (по сравнению с существующими
аналогами) при сохранении требуемой точности.
Входящие в состав СИВСП приемники воздушных давлений являются
источником аэрометрических данных для расчета ВСП. Это делает задачу
разработки нового многофункционального всеракурсного приемника воздушных
давлений, обладающего упрощенным режимом обтекания и уменьшенным
аэродинамическим сопротивлением по сравнению с существующими аналогами,
достаточно актуальной с точки зрения развития отечественной авиационной
техники.
Степень разработанности темы. Разработка и совершенствование
приборов для измерения скорости и высоты полета ведется параллельно с
развитием ЛА. За эти годы приемники воздушных давлений прошли путь от
простейшей трубки Пито, созданной еще в 1732 году и модифицированной
Л. Прандтлем, до сложнейших многофункциональных устройств, позволяющих
рассчитывать весь комплекс воздушных параметров, необходимых для
управления ЛА.
В России (а ранее – в СССР) существует ряд предприятий, создавших свои
научно-технические школы, внесшие значительный вклад в решение задачи
теоретической и практической разработки ПВД и СИВСП:
АО «Аэроприбор-Восход» (Н.К. Матвеев, В.Г. Кравцов, В.Н. Дятлов,
Н.В. Алексеев, О.И. Назаров, А.А. Кошелев, Д.Л. Крылов, М.Ю. Сорокин);
ФГУП «ЦАГИ» (А.Н. Петунин, Л.Ф. Пономарев, Е.С. Вождаев, М.А.
Головкин, В.А. Головкин, А.А. Ефремов);
ЛИИ им. М.М. Громова (Е.Г. Харин, С.Г. Пушков);
ФГБОУ ВПО КНИТУ-КАИ (В.М. Солдаткин, В.В. Солдаткин, А.А.
Порунов);
АО УКБП (Н.Н. Макаров, В.К. Козицин),
а также многие другие отечественные ученые и специалисты.
Среди зарубежных специалистов отметим L. Prandtl, E.S. Johansen, W.
Johnson, J. Kaletka, R.E. Kinser, L.B. Loras, B. Muller, V. Ramakrishnan, O.K.
Rediniotis, W. Zhao и других.
Их работы содержат как теоретическую основу для расчета внешнего
обтекания выступающих в поток частей ПВД и течений газа в пневмотрассах,
соединяющих отверстия для измерения давления на поверхности ПВД с
датчиками давления, так и результаты экспериментальных исследований
обтекания ПВД различной геометрии. Значительное внимание в работах уделено
также разработке и созданию реальных образцов ПВД, которые применяются на
практике. В результате в нашей стране были созданы такие приемники
воздушных давлений различных видов:
«классические» ПВД, применяющиеся на большинстве разработанных
в СССР ЛА: ППД-1, ПВД-7, ПВД-18, ПВД-30;
многофункциональные ПВД: ПВД-31, ПВД-32 (МиГ 1.44), ПВД-43
(Су-35, Су-57), ПВД-40 (МС-21);
многофункциональные всеракурсные ПВД: ПВД-44 (МИВП СИВСП-
52), сферический ПВД.
Однако основные усилия (как в теоретическом, так и в практическом плане)
были направлены на разработку самолетных ПВД. Вопросу создания
всеракурсных приемников, предназначенных для использования на вертолетах,
уделялось гораздо меньше внимания. В последние 40 лет ситуация начинает
изменяться. В частности, 1984 г. в НИО-5 ФГУП «ЦАГИ» по инициативе
академика Г.С. Бюшгенса был создан специальный сектор, основной задачей
которого была разработка СИВСП для маневренных ЛА. Существенный вклад в
разработку перспективных всеракурсных ПВД и СИВСП внесли:
Е.С.Вождаев – первый организатор (начальник НИО-5) и вдохновитель
процесса создания направления аэрометрии в НИО-5;
М.А.Головкин – первый начальник сектора идеолог нового
нетрадиционного направления в работе НИО-5;
А.А.Ефремов – первый исполнитель разработок от моделей для АДТ до
алгоритмов и программного обеспечения;
А.В.Вялков – разработчик аппаратного и системного программного
обеспечения для экспериментальных (трубных и натурных) исследований, первый
в России, кто предложил и реализовал бортовые вычислители на основе пары
элементов – цифровой сигнальный процессор + микросхема программируемой
логики.
Благодаря их работе в тесном сотрудничестве с сотрудниками АО
«Аэроприбор-Восход» была создана вертолетная СИВСП-52, которая
устанавливается на выпускаемых серийно вертолетах К-52/52К. Наряду с
неоспоримыми достоинствами СИВПВ-52 (высокая точность работы,
возможность измерения воздушных параметров полета вертолета на всех
эксплуатационных режимах полета, включая режим висения), можно отметить
основные направления дальнейшего совершенствования системы – уменьшение
массово-габаритных параметров и упрощение аэродинамики выступающей в
набегающий поток измерительной части.
Целью диссертационной работы является разработка аэродинамического
облика многофункционального всеракурсного приемника воздушных давлений,
показания которого не зависят от числа Рейнольдса во всей области условий
эксплуатации современных и перспективных вертолетов, обладающего
преимущественными метрологическими и другими техническими
характеристиками, создание математической модели коэффициентов
воспринимаемых ПВД давлений и алгоритма расчета параметров воздушного
потока, набегающего на ПВД.
Задачи диссертационной работы состоят в следующем:
разработать метод аэродинамической стабилизации обтекания
головной части многофункционального всеракурсного ПВД, обеспечивающий
независимость воспринимаемых давлений от числа Рейнольдса во всей области
условий эксплуатации современных и перспективных вертолетов;
на основе экспериментальных данных рассчитать градуировочные
характеристики всеракурсного ПВД со стабилизированным режимом обтекания;
разработать математическую модель коэффициентов воспринимаемых
ПВД давлений;
разработать алгоритм расчета параметров воздушного потока,
набегающего на ПВД, определить точностные характеристики ПВД и алгоритма.
Объект и предмет исследования
Объектом исследования являются аэродинамические характеристики
средств измерения параметров воздушного потока.
Предметом исследования являются:
метод аэродинамической стабилизации обтекания головной части
ПВД, обеспечивающий независимость воспринимаемых давлений от числа
Рейнольдса во всей области условий эксплуатации современных и перспективных
вертолетов;
аэродинамические характеристики многофункционального
всеракурсного ПВД;
алгоритм расчета параметров набегающего на ПВД воздушного
потока на основе воспринимаемых ПВД давлений.
Методы исследования базируются на опыте ЦАГИ в проведении
теоретических и экспериментальных исследований в аэродинамических трубах.
Для исследования картины течения вблизи поверхности ПВД, визуализации поля
течения и линий тока использовались следующие методы: метод дымящейся
проволочки, метод поверхностной визуализации по изображениям частиц, методы
спектрального и кросскорреляционного анализа, методы математического
моделирования. При получении градуировочных характеристик использовались
методики экспериментальных исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ.
При разработке математической модели измеряемых ПВД давлений и обработке
экспериментальных данных применялись методы многомерной сплайн-
интерполяции и аппроксимационные методы.
Научная новизна диссертационной работы состоит в следующем:
1. Предложен и научно обоснован метод затягивания положения
глобального отрыва и расширения области безотрывного обтекания головной
части многофункционального всеракурсного ПВД с помощью размещения на ее
поверхности пространственного турбулизатора в виде распределенных по
поверхности ребер.
2. На основе предложенного метода создана методика формирования
геометрии головной части и разработан аэродинамический облик всеракурсного
ПВД, характер обтекания которого не зависит от числа Рейнольдса.
3. В результате выполнения комплекса экспериментальных и расчетных
исследований показана эффективность предложенного метода и разработанного
ПВД. Получены градуировочные характеристики ПВД, обобщенные в
математической модели коэффициентов воспринимаемых давлений.
4. Разработана оригинальная методика расчета параметров воздушного
потока, набегающего на предложенный ПВД, при любом его направлении (за
исключением узкого телесного угла, охватывающего державку).
5. Создан алгоритм расчета статического давления и компонент вектора
скорости набегающего на ПВД воздушного потока по воспринимаемым им
давлениям. Выполнена его программная реализация. Алгоритм может быть
адаптирован для применения в бортовых СИВСП, устанавливаемых на
современных и перспективных вертолетах различного назначения.
Научные положения, выносимые на защиту:
1. Метод затягивания положения глобального отрыва и расширения
области безотрывного обтекания головной части всеракурсного ПВД с помощью
размещения на ее поверхности пространственного турбулизатора.
2. Результаты исследования физической картины обтекания головной
части ПВД в аэродинамических трубах ЦАГИ.
3. Результаты градуировочных испытаний ПВД в аэродинамических
трубах ЦАГИ.
4. Алгоритм расчета параметров набегающего на ПВД воздушного
потока.
Достоверность научных положений, представленных в диссертации,
основана на следующем:
большой опыт проведения экспериментальных исследований различного
типа в аэродинамических трубах;
применение высокоточного сертифицированного измерительного
оборудования и современных методов обработки экспериментальных
результатов;
верификация экспериментальных результатов, путем сравнения данных,
полученных для различных моделей на различных экспериментальных
установках;
верификация результатов, полученных различными методами –
теоретическими, расчетными, экспериментальными;
опыт успешной реализации и внедрения разработок ЦАГИ в области
измерения воздушных параметров полета на самолетах Су-35, Су-57, МС-21 и
вертолетах Ка-52, Ка-52К.
Практическая значимость и область применения результатов.
Результаты, полученные в данной работе, могут быть использованы при
разработке перспективных систем измерения воздушных параметров,
предназначенных для установки на модернизируемых современных и
перспективных (в том числе скоростных) вертолетах. Использование
рассмотренного в диссертации многофункционального приемника воздушных
давлений позволит создать всеракурсную СИВСП с минимальным количеством
выступающих в поток ПВД. Применение разработанного алгоритма расчета
параметров набегающего на ПВД воздушного потока позволит проводить их
вычисление с высокой степенью точности во всем диапазоне рабочих скоростей
(начиная с режима минимальных скоростей) и аэродинамических углов (включая
полеты вбок и назад).
Апробация и внедрение результатов: материалы, представленные в
диссертационной работе, докладывались и обсуждались на следующих научно-
технических конференциях, форумах и симпозиумах:
Помогаем с подготовкой сопроводительных документов
Хочешь уникальную работу?
Больше 3 000 экспертов уже готовы начать работу над твоим проектом!
4.8 (30 отзывов)
5 (44 отзыва)
4.6 (92 отзыва)
4.9 (298 отзывов)
4 (15 отзывов)
5 (49 отзывов)
4.8 (105 отзывов)
5 (20 отзывов)
4.6 (71 отзыв)
