Система воздушных сигналов вертолета

Полезная модель относится к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета. Технический результат заключается в повышении точности измерения и расширении нижней границы рабочих скоростей полета. Система воздушных сигналов вертолета содержит многоканальный аэрометрический приемник, осредняющую камеру, датчик статического давления, струйно-конвективные преобразователи с электроизмерительными схемами, схемы обработки аналоговых сигналов, входы которых подключены к выходу электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, выходы схем обработки аналоговых сигналов через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь подключены ко входу мультиплексора, выход которого является выходом системы. Кроме того, запорный электромагнитный пневмоклапан подключен к выходу опорного мультивибратора и обеспечивает сообщение каналов многоканального аэрометрического приемника с камерой осреднения, а выход опорного мультивибратора соединен с выходом схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки. 1 н.п. и 2 з.п. формулы, 8 илл.

Полезная модель относится к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета.

Известны способы и устройства для измерения высотно-скоростных параметров самолета, в которых реализуется аэрометрический метод измерения. В таких устройствах с помощью приемника воздушного давления воспринимаются статическое и полное давление набегающего воздушного потока, по которым определяются барометрическая высота, индикаторная (приборная) и истинная воздушная скорость (Браславский Д.А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1970. 392 с.) - [1]. С помощью установленных в набегающем потоке приемников также воспринимают давления, которые характеризуют угловое положение вектора воздушной скорости в связанной системе координат - углы атаки и скольжения (Петунин А.Н. Методы и техника измерения параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972. 392 с.) - [2]. Однако применение таких устройств на вертолете позволяет достаточно точно измерить барометрическую высоту и воздушную скорость только при скоростях полета более 50...70 км/ч, когда приемники давления выходят за пределы вихревой колонны, создаваемой несущим винтом вертолета и обеспечивается помехоустойчивое восприятие и преобразование воспринимаемых воздушных давлений. Диапазон измерения углов атаки и скольжения указанных устройств также ограничен значениями ±30°, в то время как для вертолета рабочими являются полеты вперед-назад, вправо-влево, а также полеты в области малых и околонулевых скоростей.

Для получения информации о высотно-скоростных параметрах в области малых скоростей полета вертолета в известных системах воздушных сигналов (СВС) вертолета применяют несколько проточных приемников давления, размещаемых симметрично относительно продольной

оси вертолета (Козицын В.К., Макаров Н.Н., Порунов А.А., Солдаткин В.М. Анализ принципов построения СВС вертолета // Авиакосмическое приборостроение, 2003. №10. С.2-13) - [3]. Экспериментальные исследования такой СВС, разработанной МПКБ «Восход» [3],показали, что при скоростях полета менее 30 км/ч погрешность измерения угла скольжения не превышает ±2°, а при скоростях более 70 км/ч, когда носовая часть фюзеляжа вертолета (где установлены проточные приемники) выходит из вихревой колонны, погрешность уменьшается до ±0,4°. Однако одним из основных недостатков такой СВС является ограниченный диапазон измерения по углу скольжения - ±20°.

В последние годы за рубежом и у нас в стране находят применение СВС вертолета со свободно-ориентируемым приемником давления типа Lassie, ХМ-143 и СВС-В1 - [3], которые позволяют получать информацию о параметрах вектора воздушной скорости вертолета и при скоростях полета менее 50...70 км/ч, когда приемник давления находится в створе вихревой колонны. Однако за счет подвижных механических элементов, поворачивающихся в кардановом подвесе, усложняется конструкция приемника, затрудняется съем первичных пневматических сигналов (давлений), снижается надежность работы и увеличивается стоимость системы.

Указанные недостатки отсутствуют в системе воздушных сигналов вертолета на основе неподвижного многоканального (многофункционального) проточного аэрометрического приемника (преобразователя) и струйно-конвективных (термоанемометрических) измерительных каналов (преобразователей), взятой в качестве протипа (Порунов А.А., Солдаткин В.В. Структура и алгоритмы системы воздушных сигналов вертолета на основе многофункционального аэрометрического преобразователя // Сборник материалов Второго Международного симпозиума «Авиакосмические приборные технологии», 17-20 сентября

2002 года. Санкт-Петербург. СПбГУАП. С.33-35) - [4]. В основу построения такой системы воздушных сигналов положена обработка массива первичных информативных сигналов-давлений, воспринимаемых многоканальным проточным аэрометрическим преобразователем (приемником), выполненным, например, согласно патента РФ (патент РФ №2042137, МПК G 01 Р 5/16. Многоканальный аэрометрический преобразователь // Порунов А.А., Олин В.Н., Захарова Н.С., 1995) - [5].

Для восприятия информации о параметрах вектора воздушной скорости вертолета с помощью двух профилированных дисков (фиг.1) в набегающем воздушном потоке обеспечивается выделение (формирование) плоской, а в общем случае и пространственной воздушной струи, кинематические параметры которой зависят от величины и направления вектора воздушной скорости в плоскости рыскания в диапазоне ±180°. Восприятие параметров воздушного потока такой струи осуществляется посредством нескольких трубок полного давления р _i и кольцевого приемника дросселированного статического давления р_с.

Важной особенностью угловых характеристик многоканального проточного аэрометрического приемника потока (АМП) является то, что эти характеристики содержат два участка: в пределах первого - воспринимаемое давление p _i АМП больше местного статического давления р _с, а в пределах второго - это давление p _i меньше р_с.

На фиг.2 приведено семейство угловых характеристик многоканального проточного АМП, имеющего шесть идентичных секций восприятия параметров вектора воздушной скорости вертолета, которое построено для трех значений скорости: V=3 м/с, V=15 м/с, V=30 м/с - [5]. Анализ этих графиков позволяет отметить, что угловые характеристики трубок полного давления i-1 и i+1 в области давлений p_i <р_с имеют точку пересечения, угловые координаты которой совпадают с координатой максимума угловой характеристики трубки полного давления с номером i. Пересекающие ветви угловых характеристик i-1 и i+1 трубок полного

давления имеют участки достаточной протяженности, в пределах которых можно их аппроксимировать с использованием математических методов, надежно реализуемых программными средствами, например с использованием сплайн-методов.

Указанные особенности угловых характеристик многоканального проточного АМП позволили предложить алгоритм математической обработки первичных пневматических сигналов (давлений), которые обеспечивают получение информации по величине и направлению вектора скорости воздушного потока. В основу алгоритма обработки пневматических сигналов положена связь отношения текущих значений давлений p_i+1 и p_i соседних трубок полного давления с угловым положением вектора воздушной скорости вертолета.

Для получения аналитических соотношений, удобных для практической реализации, вводится безразмерная система координат, абсциссой которой является безразмерная угловая координата , а ординатой - отношение , как показано на фиг.3.

Пределы изменения определяются выбором координатной сетки (например, _mах=3 при шаге сетки t ₀=10 град., _max=6 при t₀ =5 град.). Начало координат введенной системы координат совпадает с точкой пересечения смежных ветвей угловых характеристик i+1 и i-й трубок полного давления.

Алгоритм обработки массива i пневматических сигналов (i=0, 1,...5) предусматривает следующие этапы. На первом этапе определяется номер i-й трубки полного давления, в пределах положительных ветвей которой локализовано направление вектора воздушной скорости вертолета. За такую i-ую трубку полного давления, как следует из фиг.3, принимается трубка, в которой значение измеренного давления является наибольшим. По номеру такой i-й трубки полного давления определяется первое приближение

угловой координаты вектора воздушной скорости вертолета в соответствии с выражением

При этом принимается, что ось первой трубки совпадает с началом исходной системы координат.

Затем проводится предварительная оценка положения вектора воздушной скорости вертолета относительно i-й трубки полного давления. С этой целью проверяется, какое из неравенств:

выполняется.

В случае выполнения первого неравенства вектор воздушной скорости вертолета находится слева от i-й трубки полного давления и параметр k оценки углового положения вектора воздушной скорости относительно оси i-й трубки полного давления принимает значение k=-1. Если выполняется выражение (2), то вектор воздушной скорости вертолета находится справа от i-й трубки и k=+1.

На следующем этапе процесса обработки измеренных давлений определяется текущее значение угловой координаты вектора воздушной скорости вертолета во введенной системе координат путем следующих уравнений:

где f() и f(-) - полиномы степени n, вычисляемые по результатам предварительной градуировки многоканального проточного АМП и аппроксимации угловой характеристики i-й трубки полного давления в диапазоне [_min, _max] на основе выбранной сплайн-функции. При этом первое соотношение выражения (3) используется при выполнении условия p_i-1>p_i+1 , а второе - при p_i-1<p _i+1. Причем в используемой безразмерной

системе координат функция f() описывает часть правой ветви угловой характеристики фиг.3, a f(-) - левую часть этой характеристики.

Далее угловая координата _x вектора воздушной скорости вертолета в исходной (связанной скоростной) системе координат определяется как

где t₀ - шаг координатной сетки во введенной системе координат (фиг.3); _x=(_max-_min).

После определения угла направления _x вектора воздушной скорости вертолета вычисляется значение давления р_m, соответствующее модулю вектора воздушной скорости, в соответствии со следующими соотношениями:

Заключительным этапом алгоритма обработки исходного массива пневматических сигналов является вычисление величины (модуля) вектора воздушной скорости вертолета, которая определяется на основании предварительной градуировки АМП по графику изменения полного р_n и статического p _c давлений на фиг.4.

Профилирование внутренних поверхностей экранирующих дисков многоканального проточного АМП по контуру, близкому к профилю Вентури, позволяет не только провести мультиплицирование скоростей в месте размещения трубок полного давления, но и вписать в поверхность входных кромок с достаточно большой кривизной образующих приемные отверстия (фиг.1) для определения второй координаты пространственного набегающего потока, например, угла атаки вертолета. В этом случае значение угла атаки ос определяется в соответствии с соотношением

где 2₀ - угол расположения приемных отверстий по каналу угла атаки;

p_i-1, p_i - давления, воспринимаемые соответствующими приемниками давления на верхнем и нижнем дисках; а - угол атаки вертолета.

Таким образом, рассмотренные алгоритмы обработки массива первичных пневматических сигналов (давлений) многоканального проточного АМП позволяют существенно расширить диапазон измерения параметров вектора воздушной скорости вертолета, получать информацию о его пространственном положении в плоскости рыскания и в плоскости тангажа.

Преобразование первичных информативных сигналов-давлений р_i в удобные для последующей обработки электрические сигналы осуществляется посредством струйно-конвективных (термоанемометрических) измерительных преобразователей (каналов). (Ференец В.А. Полупроводниковые струйные термоанемометры. М.: Энергия, 1972. 112 с.) - [6].

На фиг.5 приведена структурная схема системы воздушных сигналов вертолета на основе многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов - прототип.

Система содержит многоканальный аэрометрический приемник (АМП) 1, полости воспринимаемых давлений р_i которого пневматическими каналами соединены со входом осредняющей камеры 2 и со входом струйно-конвективных преобразователей (СКП) 3. Полость статического давления АМП пневматическим каналом 4 связана со входом датчика статического давления 5, формирующего электрический сигнал U_c, пропорциональный статическому давлению р_c. На выходе осредняющей камеры 2 формируется опорное давление р_o , которое по пневмоканалам подается на другие входы СКП 3 и на вход компенсационного СКП 6, на выходе электроизмерительной схемы 7 которого формируется компенсационный (опорный) сигнал U _o. Электроизмерительные схемы 7 СКП 3 формируют электрические сигналы

U_i, пропорциональные давлениям р_i. Выходы электроизмерительных схем 7 СКП 3 соединены со входами схем обработки аналоговых сигналов 9, другие входы которых соединены с выходом электроизмерительной схемы 7 компенсационного СКП 6. Компенсационный сигнал U _o используется в качестве опорного для реализации дифференциального способа обработки аналоговых сигналов U_i в схемах 9, что позволяет уменьшить погрешность из-за изменения параметров окружающей среды. Выходы схем обработки аналоговых сигналов 9 подключены к мультиплексору 10, соединенного с аналого-цифровым преобразователем (АЦП) 11, подключенным к микропроцессору 12.

При работе системы воспринимаемые АМП давления р _i с помощью СКП 3 и электроизмерительных схем 7 преобразуются в электрические сигналы U_i, пропорциональные давлениям р_i, которые через схемы обработки аналоговых сигналов 9, мультиплексор 10 и АЦП 11 поступают в микропроцессор 12. микропроцессор, обрабатывая поступившие сигналы в соответствии с вышеприведенными алгоритмами, формирует выходные сигналы по величине воздушной скорости V_и , углу атаки а и углу скольжения . Обрабатывая сигнал U_o с выхода датчика статического давления, на выходе микропроцессора формируется выходной сигнал по барометрической высоте полета Н и вертикальной скорости V_y=dH/dt.

Применение многоканального проточного аэрометрического приемника позволяет расширить диапазон измерения по углу скольжения до ±180°, обеспечить помехоустойчивое измерение угла атаки, воздушной скорости, барометрической высоты и вертикальной скорости вертолета, в том числе при малых скоростях полета. При этом использование струйно-конвективных измерительных каналов преобразования аэрометрических сигналов (давлений) в электрический сигнал, благодаря их высокой чувствительности в диапазоне малых перепадов давлений, позволяет расширить нижнюю границу рабочих скоростей полета до 3...5 км/ч.

Недостатком такой системы воздушных сигналов является значительная инструментальная погрешность из-за неидентичности (разброса) и нестабильности характеристик термоанемочувствительных элементов и других элементов электроизмерительных схем струйно-конвективных измерительных каналов (Солдаткин В.В. Анализ влияния разброса и нестабильности характеристик струйно-конвективных преобразователей на точность работы системы воздушных сигналов вертолета // Сборник материалов XV научно-технической конференции с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления». М.: МГИЭМ, 2003. С.180-182) - [6]. При этом даже тщательный подбор термоанемочувствительных элементов и других элементов струйно-конвективных измерительных каналов по номинальным характеристикам при нормальных условиях не обеспечивают их идентичность и стабильность работы в широких и тяжелых условиях реальной эксплуатации вертолета, при резком снижении технологичности и повышении стоимости системы.

Необходимо подчеркнуть, что указанные инструментальные погрешности системы в основном носят аддитивный характер и особенно заметны в области малых скоростей полета, что приводит к сужению диапазона рабочих скоростей применения системы воздушных сигналов вертолета.

Следует отметить, что при использовании других типов измерительных каналов преобразования первичных информативных сигналов-давлений р_i в электрические сигналы U_i, например, полупроводниковых тензорезистивных преобразователей, неидентичность и нестабильность их характеристик также является основной причиной возникновения значительных инструментальных погрешностей, зависящих от условий и режима полета вертолета.

Полезная модель решает задачу повышения точности измерения и расширения нижней границы рабочих скоростей полета за счет

использования структурных методов снижения погрешностей системы воздушных сигналов вертолета, выполненной на элементах с расширенным полем допуска по основным конструктивным параметрам.

Поставленная задача достигается тем, что в системе воздушных сигналов вертолета, содержащей многоканальный аэрометрический приемник, полости которого соединены со входом осредняющей камеры и со входами струйно-конвективных преобразователей, другие входы которых соединены с выходом осредняющей камеры, при этом выход каждой электроизмерительной схемы струйно-конвективных преобразователей подключен ко входу своей схемы обработки аналоговых сигналов, на другие входы которых подключен выход электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, вход которого подсоединен к выходу осредняющей камеры, а выходы схем обработки аналоговых сигналов подключены ко входам мультиплексора, на другой вход которого подключен датчик статического давления, вход которого связан с полостью статического давления многоканального аэрометрического преобразователя, при этом мультиплексор через аналого-цифровой преобразователь соединен с микропроцессором, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета, новым является то, что в нее дополнительно введены камера осреднения, запорный электромагнитный пневмоклапан, обеспечивающий сообщение полостей многоканального аэрометрического преобразователя с камерой осреднения, опорный мультивибратор и схема адаптивного управления периодичностью автоподстройки, вход которой подключен к выходу электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, а выход - к управляющему входу опорного мультивибратора, подключенного к запорному электромагнитному пневмоклапану.

В системе воздушных сигналов вертолета схема адаптивного управления периодичностью автоподстройки состоит из последовательно соединенных дифференцирующей схемы, вход которой является входом по

сигналу с электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, элемента, реализующего функцию модуля, интегратора и порогового устройства, выход подключен ко входу запуска интегратора и одновременно является выходом схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки.

Схема адаптивного управления периодичностью автоподстройки системы воздушных сигналов вертолета может быть выполнена и из последовательно соединенных схемы вычитания, первый вход которой является входом по сигналу с выхода электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, элемента, реализующего функцию модуля, порогового устройства и опорного мультивибратора, а также последовательно соединенных коммутатора и запоминающего устройства, выход которого подключен ко второму входу схемы вычитания, к первому входу которой подключен первый вход коммутатора, управляющий вход которого подключен к выходу опорного мультивибратора, являющемуся выходом схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки.

Сущность полезной модели поясняется на фиг.6, 7, 8. На фиг.6 показана структурно-функциональная схема системы воздушных сигналов, на фиг.7 - первый вариант структурно-функциональной схемы управления периодичностью, на фиг.8 - второй вариант структурно-функциональной схемы управления периодичностью. Здесь: 1 - многоканальный аэрометрический приемник (АМП); 2 - осредняющая камера; 3 - струйно-конвективные преобразователи (СКП); 4 - пневмоканал статического давления; 5 - датчик статического давления; 6 - компенсационный струйно-конвективный преобразователь; 7 - электроизмерительные схемы; 8 - электронный блок; 9 - схемы обработки аналоговых сигналов; 10 - мультиплексор; 11 - аналого-цифровой преобразователь; 12 - микропроцессор; 13 - запорный электромагнитный пневмоклапан; 14 -камера осреднения; 15 - опорный мультивибратор; 16 - схема адаптивного

управления периодичностью автоподстройки (СУП); 17 - дифференцирующая цепь; 18 - элемент, реализующий функцию модуля (выпрямитель); 19 - интегратор; 20 - пороговое устройство; 21 - схема вычитания; 22 - коммутатор; 23 - запоминающее устройство; V _в, и - воздушная скорость, угол атаки и скольжения вертолета; р_i - давления, несущие информацию о параметрах полета; р_c - статическое давление; р _o - давление на выходе осредняющей камеры; U _o - напряжение на выходе электроизмерительной схемы компенсационного СКП; U₁, U₂,...,U _i - напряжения на выходе электроизмерительных схем СКП; U - напряжение управления; U_k (T _i) - сигнал-команды на срабатывание мультивибратора в момент времени Т_i, U_o - приращение напряжения U _o; U_o(T_i-1) - напряжение U_o у в момент времени Т _i-1; - порог срабатывания порогового устройства.

Система работает следующим образом. Неподвижный многоканальный аэрометрический приемник (АМП) 1 устанавливают на фюзеляже или над втулкой несущего винта вертолета и ориентируют по осям связанной системы координат, в которой положение вектора воздушной скорости вертолета V _в определяется углом атаки и углом скольжения . Полости воспринимаемых давлений р_i соединены пневмоканалами со входом осредняющей камеры 2 и со входами струйно-конвективных преобразователей 3. Полость статического давления р_c АМП пневмоканалом 4 соединена со входом датчика статического давления 5. Выход осредняющей камеры 2 подключен к другим входам струйно-конвективных преобразователей (СКП) 3 и ко входу компенсационного СКП 6. Электроизмерительные схемы 7 СКП 3 формируют на выходах напряжения U _o, пропорциональные давлениям р_i. На выходе схемы 7 СКП 6 формируется опорное напряжение U _o, которое подается на входы схем

обработки аналоговых сигналов 9, на другие входы которых подаются сигналы U _i с выхода схем 7 СКП 3. Схемы 9 реализуют дифференциальный способ преобразования сигналов U_i путем их сравнения с опорным сигналом U_o. Выходы схем 9 и выход датчика статического давления 5 подключены ко входу мультиплексора 10, выход которого соединен со входом аналого-цифрового преобразователя 11, подключенного ко входу мультиплексора 12, с выхода которого снимаются выходные сигналы системы по величине воздушной скорости V_в, углу атаки , углу скольжения , барометрической высоте Н и вертикальной скорости V _у.

Полости воспринимаемых давлений р _i через запорный электромагнитный пневмоклапан (ЭК) 13 подключены к камере осреднения (КО) 14. Запорный электромагнитный пневмоклапан 13 подключен к выходу опорного мультивибратора 15, управляющий вход которого подключен к выходу схемы управления периодичностью (СУП) 16.

Первый вариант схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки 16 реализует уравнение управления вида (фиг.7) и состоит из последовательно соединенной дифференцирующей схемы 17, элемента, реализуемого функцию модуля (выпрямителя) 18, интегратора 19 и порогового устройства 20, выход которого подключен к управляющему входу опорного мультивибратора 15 и ко входу запуска интегратора 19.

Второй вариант схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки 16 реализует уравнение управления вида (фиг.8) и состоит из схемы вычитания 21, на один вход которого подается напряжение U_o с выхода электроизмерительной схемы 7 компенсационного СКП 6, а на другой - напряжение U_o(T_i-1 ) с выхода запоминающего устройства 23, вход которого через коммутатор 22

подключен к выходу электроизмерительной схемы 7 СКП 6. Пороговое устройство 20 управляет работой опорного мультивибратора 15, выход которого также соединен с управляющим входом коммутатора 22.

При работе системы воздушных сигналов вертолета воспринимаемые АМП давления p_i подаются на входы струйно-конвективных (термоанемометрических) преобразователей 3, а также в усредняющую камеру 2, формирующей опорное давление р₀ , которое подается на другие входы термоанемометрических преобразователей 3. Воспринимаемое АМП дросселированное статическое давление р _с по каналу 4 подается на вход датчика статического давления 5. С помощью компенсационного струйно-конвективного преобразователя 6 формируется опорный сигнал U_o, с помощью которого реализуется способ дифференциального измерительного преобразования входных давлений p_i в выходные электрические сигналы U_i электроизмерительных схем 7. В схемах обработки 9 обеспечивается нормирование информативных сигналов U_i, которые далее через мультиплексор 10 и аналого-цифровой преобразователь 11 подаются на микропроцессор 12. Обрабатывая по определенному алгоритму массив сигналов, пропорциональных воспринимаемым давлениям р_i, микропроцессор вычисляет величину V_в воздушной скорости, угол скольжения , угол атаки , а также барометрическую высоту Н и вертикальную скорость V_y вертолета.

В каналах струйно-конвективных преобразователей (СКП) воспринимаемые давления p _i преобразуются в массовые скорости q_i обтекания термочувствительных элементов, включенных в электроизмерительные схемы, формирующие выходные сигналы U_i, в соответствии со следующими алгоритмами преобразования:

где _i - коэффициент расхода дросселя СКП; - плотность воздуха; Н_oi, _i, _i, r_i и r _ci - коэффициент рассеяния термоанемочувствительного элемента в условиях естественной конвекции, параметр анемочувствительности, перегрев, режимное и схемное сопротивления термоанемометрических преобразователей.

На выходах схем 9 формируется массив электрических сигналов _i=U_i-U ₀, пропорциональных давлениям p_i и несущих информацию о величине V_в и углах направления и вектора воздушной скорости вертолета, вида

р_с - статическое давление

Как видно из выражения (9), выходные сигналы _i, пропорциональные давлениям p _i, зависят от значений конструктивных параметров r _i, H_0i, _i, _i, _i, r_ci струйно-конвективных преобразователей. Отличие этих параметров от их номинальных значений, обусловленное технологическим разбросом, временной или эксплуатационной нестабильностью являются основной причиной возникновения инструментальных погрешностей определения параметров вектора воздушной скорости вертолета.

Если конструктивные параметры измерительных каналов СКП представить как

то, при условии малости отклонений r_i, H_i, _i, _i, _i, r_ci. по отношению к величинам r, Н₀, , , , r_c, выходные сигналы _i, схем обработки 9 (фиг.6) можно представить в виде

Члены в квадратных скобках определяют информативный сигнал _in, пропорциональный воспринимаемым давлениям p_i, тогда как остальные слагаемые характеризуют погрешности, обусловленные неидентичностью и нестабильностью конструктивных параметров струйно-конвективных измерительных каналов.

Так как эти погрешности являются аддитивными, то их достаточно просто обнаружить, если на вход всех измерительных каналов СКП подать пневматический сигнал p_i =р₀. Тогда отличие сигналов _i от нуля будет определять аддитивные погрешности _i измерительных каналов и, следовательно, могут быть записаны в память, а затем скорректированы микропроцессором.

Нулевой входной сигнал измерительных каналов СКП реализован путем сообщения между собой каналов передачи давлений p _i с помощью запорного электромагнитного пневмоканала ЭК (фиг.6), управляемого от опорного мультивибратора М.

В момент открытия запорного пневмоканала ЭК каналы подачи давлений р_i сообщаются с камерой осреднения КО и давление в ней, а следовательно и давления р_i на входе измерительных каналов СКП равны опорному давлению р ₀. Массовые скорости и на выходе схемы обработки 9 появляются сигналы _i, определяющие аддитивные погрешности измерительных каналов СКП. Эти сигналы _i поступают в микропроцессор 12, где запоминаются. После закрытия

запорного пневмоканала ЭК и перехода в режим измерения значения _i, используются для формирования корректированных выходных сигналов _ik=_i-_i и устранения аддитивных погрешностей измерительных каналов СКП.

Так как изменения конструктивных параметров r, H₀, , , , r_c измерительных каналов СКП определяются их временной и эксплуатационной нестабильностью, которые в течении одного полета весьма незначительны, то автоматическую подстройку измерительных каналов СКП производят перед взлетом. В процессе полета автоматическую подстройку производят с постоянной периодичностью, которую задают с учетом максимального разброса и нестабильности конструктивных параметров СКП, т.е. при r_i=r_max, H_i=H_max, _i=_max, _i=_max, _I=_max, r_ci=r_cmax.

Так как на время автоматической подстройки измерительных каналов СКП прерывается процесс измерения, то неоправданное увеличение частоты подстройки приводит к частым перерывам в работе рассматриваемой системы воздушных сигналов вертолета и появлению дополнительных динамических погрешностей измерения. Для их уменьшения используют принцип адаптивного управления периодичностью автоматической подстройки.

В соответствии с соотношениями (7), (8) и (11) аддитивные погрешности измерительных каналов СКП представлены в виде

где m - коэффициент, зависящий от отклонения разброса конструктивных параметров измерительных каналов СКП по отношению к опорному каналу.

Следовательно, полный дифференциал dU₀ напряжений на выходе электроизмерительной схемы опорного канала отражает характер изменения

аддитивных погрешностей _i измерительных каналов СКП и может быть использован в качестве сигнала управления периодичностью автоподстройки.

Предложены два варианта построения схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки 16. В соответствии с одним из них момент времени очередного включения цепи автоподстройки определяют согласно уравнению управления вида

На фиг.7, а представлена структурно-функциональная схема цепи адаптивного управления периодичностью автоподстройки 16, реализующей данное уравнение. Электроизмерительная схема 7 опорного канала формирует сигнал U₀, пропорциональный текущему значению аддитивной погрешности измерительных каналов. Дифференцирующая цепь 17 выдает сигнал по скорости измерения аддитивной погрешности. Элемент 18, реализующий функцию модуля электрического сигнала , обеспечивает возможность управления периодичностью при выходе текущего значения погрешности как за верхнюю, так и за нижнюю допустимые границы. Интегратор 19 обеспечивает выделение сигнала, пропорционального текущему значению аддитивной погрешности _i. Пороговое устройство 20 с уровнем срабатывания обеспечивает сравнение текущего и допустимого значений аддитивной погрешности и формирование команды U _K(Т_i) на очередное включение цепи автоподстройки (К - общий коэффициент передачи последовательно соединенных сумматора, дифференцирующей цепи, элемента 18 и интегратора 19). Одновременно с включением цепи автоподстройки сигнал U _K(T_i) используется для сброса выходного сигнала интегратора 19.

Инфранизкочастотный характер изменения инструментальных погрешностей измерительных каналов СКП определяет необходимость выделения и обработки весьма малых скоростей сигнала U₀. Однако аэродинамические помехи, шумы пневматических цепей и электроизмерительных схем СКП, хотя и незначительны по амплитуде, но из-за широкого спектра обусловливают значительную зону нечувствительности дифференцирующей цепи, которая затрудняет работу цепи управления периодичностью, особенно на малых скоростях полета. Данная схема не позволяет также учесть знакопеременные изменения погрешностей в период между подстройками. Например, если в начале погрешности возрастали и приближались к допустимому значению, но не превысили его, а, затем стали уменьшаться, то, несмотря на то, что текущие погрешности не превышают допустимую. Схема управления выдаст «ложный» сигнал на включение автоподстройки. Это приводит к увеличению количества подстроек на установившихся режимах полета.

От указанных недостатков свободна схема адаптивного управления периодичностью автоподстройки 16, приведенная на фиг.8, которая реализует уравнение управления вида

Выходной сигнал U₀(t) схемы 7, пропорциональный текущему значению _i, подается на один из входов схемы вычитания 21. На другой вход схемы 21 поступает постоянный сигнал U ₀(T_i-1) с выхода запоминающего устройства (ЗУ) 23, равный значению U₀(t) в момент времени T_i-1, окончания предыдущей автоподстройки. Коммутатор 22 обеспечивает подачу сигнала U₀ (t) на вход ЗУ в период автоподстройки и разрывает цепь после ее окончания. Выходной сигнал схемы 21, пропорциональный изменению аддитивных погрешностей в период между подстройками, через элемент 18, реализующий функцию модуля, поступает

на вход порогового устройства (ПУ) 20. Уровень срабатывания последнего соответствует допустимой погрешности . При совпадении в момент времени Т_i сигналов ПУ выдает сигнал-команду U_K(Т _i) на срабатывание опорного мультивибратора 5, который формирует управляющий импульс U_y на очередное включение цепи автоподстройки.

Таким образом, введение в систему дополнительных устройств цепи автоматической подстройки позволяет существенно уменьшить погрешности измерения высотно-скоростных параметров вертолета, обусловленных неидентичностью (разбросом) и нестабильностью характеристик элементов струйно-конвективных измерительных каналов, что особенно важно в области малых скоростей полета. Применение схемы адаптивного управления периодичностью автоматической подстройки сокращает количество подстроек и позволяет существенно уменьшить динамические погрешности и обеспечить высокую точность работы системы воздушных сигналов вертолета в тяжелых условиях реального полета.

1. Система воздушных сигналов вертолета, содержащая многоканальный аэрометрический приемник, полости которого соединены со входом осредняющей камеры и со входами струйно-конвективных преобразователей, другие входы которых соединены с выходом осредняющей камеры, при этом выход каждой электроизмерительной схемы струйно-конвективных преобразователей подключен ко входу своей схемы обработки аналоговых сигналов, на другие входы которых подключен выход электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, вход которого подсоединен к выходу осредняющей камеры, а выходы схем обработки аналоговых сигналов подключены ко входам мультиплексора, на другой вход которого подключен датчик статического давления, вход которого связан с полостью статического давления многоканального аэрометрического преобразователя, при этом мультиплексор через аналого-цифровой преобразователь соединен с микропроцессором, выход которого является выходом системы по высотно-скоростным параметрам вертолета, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены камера осреднения, запорный электромагнитный пневмоклапан, обеспечивающий сообщение полостей многоканального аэрометрического преобразователя с камерой осреднения, опорный мультивибратор и схема адаптивного управления периодичностью автоподстройки, вход которой подключен к выходу электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, а выход - к управляющему входу опорного мультивибратора, подключенного к запорному электромагнитному пневмоклапану.

2. Система воздушных сигналов вертолета по п.1, отличающаяся тем, что схема адаптивного управления периодичностью автоподстройки состоит из последовательно соединенных дифференцирующей схемы, вход которой является входом по сигналу с электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, элемента, реализующего функцию модуля, интегратора и порогового устройства, выход подключен ко входу запуска интегратора и одновременно является выходом схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки.

3. Система воздушных сигналов вертолета по п.1, отличающаяся тем, что схема адаптивного управления периодичностью автоподстройки состоит из последовательно соединенных схемы вычитания, первый вход которой является входом по сигналу с выхода электроизмерительной схемы компенсационного струйно-конвективного преобразователя, элемента, реализующего функцию модуля, порогового устройства и опорного мультивибратора, а также последовательно соединенных коммутатора и запоминающего устройства, выход которого подключен ко второму входу схемы вычитания, к первому входу которой подключен первый вход коммутатора, управляющий вход которого подключен к выходу опорного мультивибратора, являющемуся выходом схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки.