БОРТОВАЯ АНАЛИТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РИСКАМИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА Институт проблем риска Контактная информация: , Московская область, г. Раменское, ул. К. Маркса, 5 тел. (+7495) , (Живетин Владимир Борисович, д.т.н., профессор, ректор Института проблем Новые научно-технические разработки

Обоснование необходимости системы Вашему вниманию предлагается нами разработанная и облетанная на базе Казанского научно-производственного предприятия «Вертолеты-Ми» система аэромеханического контроля (САК-Zh), с помощью которой реализовано измерение параметров траектории полета и аэромеханических нагрузок на лопасти несущего винта. Работы проводились в рамках научно-исследовательской лаборатории Казанского авиационного института (научный руководитель Живетин В.Б.). В работе принимали участие: отделение ЦАГИ, Ульяновское конструкторское бюро приборостроения, научно-исследовательский институт авиационного оборудования; Казанское научно-производственное предприятие «Вертолеты-МИ». Работы по созданию системы САК-Zh были начаты в 1982 г. Целью разработанной системы является расширение функциональных возможностей и безопасности полета вертолета, в том числе при попадании в «вихревое кольцо». Цель достигается тем, что измерение перепада давления осуществляется непосредственно на одной из лопастей несущего винта вертолета в трех специально выбранных точках на хорде профиля и на некотором (заранее выбранном) расстоянии от оси вращения, которые обеспечиваются авторским способом по выбору места расположения датчиков перепада давления. Полученная с датчиков перепада давления информация обрабатывается согласно полученным формульным соотношениям, обеспечивая контроль искомых параметров состояния вертолета.

Отметим, что внедрение предложенной системы не только снижает ее стоимость, но позволяет решать ряд основных задач обеспечения безопасности пилотирования вертолета путем удовлетворения ограничениям: по прочности конструкции лопасти несущего винта; на несущие возможности винта, в том числе по углу атаки; по скорости срывного флаттера путем применения активной системы; шарнирных моментов на лопасти; предотвращение режима «вихревого кольца». «Вихревое кольцо» это особая область режимов со срывным обтеканием лопасти несущего винта, которая выводит из области эксплуатационных ограничений. Из-за нестабильности процессов, реализуемых в этом режиме, аэродинамические и прочностные характеристики, воздействующие на несущий винт, весьма неопределенны, контроль их, особенно в области «вихревого кольца», практически невозможен современными средствами, а потому предотвращение катастрофы затруднено. Межгосударственный авиационный комитет в своем докладе: «Состояние безопасности полетов в ГА государств-участников («Соглашения о ГА и об использовании воздушного пространства») в 2006 году отмечает «Практически ежегодно происходят авиационные катастрофы с вертолетами из-за потери скорости и попадания в режим «вихревого кольца». Базовой основой предлагаемой системы является система аэромеханического контроля САК-Zh, на которую получен патент (2008 год). Система планировалась к внедрению на вертолетах Ми, Ка, однако финансовый тупик в то время (1992 г.) не позволил организовать их серийный выпуск.

Функции системы и контролируемые параметры Система аэромеханического контроля (САК-Zh) вертолета осуществляет измерение следующих параметров состояния вертолета в полете: контроля и ограничения тяги несущего винта вертолета и массы вертолета на различных режимах полета; контроля и ограничения допустимого (критического) значения коэффициента подъемной силы лопасти несущего винта вертолета; осевой скорости воздушного потока, обтекающего лопасть, предотвращая попадание в вихревое кольцо; продольной V x и поперечной V z скоростей движения несущего винта вертолета; контроля и ограничения угла атаки лопасти несущего винта. Работы проведены также для вертолета соосной схемы. В 1992 г. на этапе завершения работ был изготовлен экспериментальный образец системы, который прошел испытания на вертолете Ми-8. Подтверждена достаточная точность измерения как тяги несущего винта вертолета, так и его массы; точность измерений как малых скоростей полета от 0 м/с и выше, так и больших скоростей полета удовлетворяет требованиям практики. Эти результаты подтверждены актом о внедрении.

Таким образом, САК-Zh обеспечивает управление (предотвращение) рисками: попадание в «вихревое кольцо»; возникновение срывного флаттера (разрушение лопасти); превышение тяги НВ, ее допустимой величины; превышение Vx, Vz допустимых значений при посадке в условиях плохой видимости высоты. На важность и необходимость такой системы указано в прилагаемых документах из ОКБ им. Камова; ОКБ им. Миля; ЦАГИ.

Теоретические основы функционирования системы В основу построения системы аэромеханического контроля положены новые функциональные зависимости, полученные автором патента Живетиным В.Б., между перепадом давления, возникающим при полете на верхней и нижней несущей поверхностях лопасти несущего винта вертолета и полем аэродинамической силы, полученные теоретическим и подтвержденные экспериментальным путем в процессе продувок и летных испытаний. При этом система осуществляет: - измерение параметров состояния вертолета, подлежащих ограничению из условия безопасности полета; - определение критических (допустимых) значений ограничиваемого параметра с учетом возмущающих факторов, обуславливающих риск полета. Работа системы основана на контроле параметров, создаваемых воздушным потоком в виде поля сил аэродинамического давления. При этом создаются условия контроля, когда реализуются нестандартные условия обтекания, контроль которых с помощью существующих систем с целью идентификации области опасных и безопасных состояний вертолета невозможен. Так, например, для предотвращения критических состояний вертолета, а в итоге катастроф, необходимо контролировать угол атаки лопасти α л и скорость воздушного потока, обтекающей лопасти V л. Отметим, что современные средства не обеспечивают такого контроля.

Преимущества системы Преимущества системы подтверждены в процессе летных испытаний. В 1992 году на этапе завершения работ был изготовлен экспериментальный образец системы, который прошел летные испытания. Цель эксперимента: проверка работоспособности аэрометрического измерителя массы вертолета и тяги несущего винта, получение количественных реальных оценок для согласования и коррекции рабочих алгоритмов вычислителя с теоретическими результатами. Исследование выполнялось на вертолете Ми-8ПС 0203, одна лопасть которого оборудована датчиками перепада давления По результатам натурных испытаний экспериментального образца измерителя массы вертолета определялась разность значений δ т =т ф –т изм, где т ф фактическое значение массы, определенное с помощью весов, с учетом расхода топлива в полете; т изм масса вертолета, измеренная с помощью измерителя. Обработка материалов летных испытаний показала, что среднее значение погрешности массы составляет 1,37%. Летные испытания системы измерения тяги несущего винта показали, что погрешность измерения тяги в различных режимах полета колеблется от 0% до 2%, что указывает на перспективность реализации разработанной системы. Летные испытания измерителя продольной V x и поперечной V z скоростей полета на различных режимах полета и различных скоростях полета показали, что погрешность измерения не превосходит 0,97 м/сек с доверительной вероятностью 0,9.

Таким образом, подтверждена достаточная точность измерения как тяги несущего винта вертолета, так и его массы, а точность измерений как малых скоростей полета от 0 м/с и выше, а также больших скоростей полета удовлетворяет требованиям практики. Эти результаты подтверждены актом о внедрении. Отметим, что внедрение предложенных систем не только снижает стоимость самих систем, но позволяет решать ряд основных задач обеспечения безопасности пилотирования вертолета путем удовлетворения ограничениям: на несущие возможности винта и угол атаки; по прочности конструкции лопасти несущего винта; по скорости срывного флаттера путем применения активной системы; по величине шарнирных моментов лопасти.

Конструкция системы Отличительной особенностью системы является использование новейших научно-технических разработок. Конструктивно система включает: датчики перепадов давления, установленные в специальных блоках, блок согласования и преобразования: аналог-код (число), блок управления, вычисления и анализа, указатели измеренных и допустимых значений контролируемых и ограничиваемых параметров. При этом синтез и анализ системы разработан так, что позволяет учитывать особенности взаимосвязи и взаимовлияния двух систем контроля и управления, формируемых; экипажем вертолета, т. е. рассматривается человеческий фактор, в том числе, ошибки интеллектуальной деятельности человека; системой аэромеханического контроля.

Рекомендации Разработанная система аэромеханического контроля САК-Zh получила хорошую оценку ведущих ОКБ в области авиастроения и вертолетостроения: ОКБ им. С.В. Ильюшина, ОКБ им. А.Н. Туполева, Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), ОКБ им. Миля, ОКБ им. Камова, ММЗ «Скорость», ОКБ им. Сухого.

Возможности системы Система позволяет: измерять тягу несущего винта вертолета в полете, что согласно протоколу технического совещания КНПП «Вертолеты-Ми» обеспечивает возможность создания единой системы измерения массы и центровки вертолета на земле и в полете с использованием единого вычислителя и средств отображения информации; измерять скорость полета вертолета, начиная с нулевой, продольной и боковой компоненты V х и V z соответственно, что обеспечивает повышение безопасности посадки (пилотирования), особенно в условиях снежной поверхности; измерять угол атаки α л и коэффициент подъемной силы С ул лопасти несущего винта вертолета, что обеспечивает возможность предотвращения срыва потока, обусловленного требованиями маневренности и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально-возможного веса; контролировать флаттер лопасти в различных условиях и режимах полета; контролировать скоростной напор на лопасти несущего винта, что обуславливает возможность предотвращать его опасные значения. Далее указанные преимущества системы рассмотрены более подробно.

Измерение тяги несущего винта в полете Измерение массы вертолета обеспечивает решение следующих задач: ограничение предельных режимов полета, обусловленных срывными явлениями на несущем винте; выбор оптимального с точки зрения экономии топлива режима полета; обеспечение динамики в автоматизированной системе управления полетом и маневром вертолета. На режимах полета, когда вес G вертолета равен тяге T несущего вина, то есть G=T, должно выполняться условие G G доп, где G доп допустимый по требованиям летной эксплуатации вес вертолета. В противном случае угол атаки, подъемная сила лопасти несущего винта или вертикальная скорость вертолета V y выходят за пределы допустимых значений. Если нагрузка на лопасти несущего винта превышает допустимые величины, то происходит потеря устойчивости вертолета, увеличиваются шарнирные моменты на лопасти. Все это приводит к снижению долговечности работы конструкции, а в некоторых случаях к разрушению лопасти и к столкновению вертолета с Землей. Проанализировано измерение тяги T несущего винта вертолета путем измерения: 0 угла общего шага установки лопасти; a 0 угла конусности лопасти; перепада давления, измеренного в сечении z j по размаху лопасти и в точке x i по хорде профиля.

Для каждого из рассмотренных методов измерения исследованы зависимости тяги несущего винта от скорости горизонтального полета при варьировании значений коэффициента тяги несущего винта применительно к вертолету МИ-8. Анализ этих зависимостей, а также сравнение между собой методических погрешностей каждого метода, полученных аналитическим путем, показывают, что 0 -метод измерения тяги несущего винта существенно зависит от скорости полета, причем довольно сложным образом, но обладает большей чувствительностью к изменению тяги несущего винта (при малых скоростях полета), чем a 0 метод, который, однако, имеет слабую чувствительность к изменению скорости полета. В то же время аэрометрический метод измерения тяги несущего винта обладает как достаточно высокой чувствительностью к изменению тяги несущего винта, так и слабо зависит от скорости полета. Показано, что аэрометрический метод измерения тяги несущего винта или массы вертолета в полете обеспечивает более высокую точность контроля по сравнению с методами, связанными с измерением 0 и a 0. Отметим, что погрешность измерения массы вертолета в полете, полученная по результатам летных испытаний, удовлетворяет практике, составляя примерно 1%.

Срыв потока с лопасти НВ – границы срыва Срыв потока возможен при полете со скоростью, превышающей предельно допустимую, и возникает в азимуте ψ=270°, то есть на лопасти, движущейся назад, где скорости вращательного движений направлены в разные стороны, а углы атаки сечений лопасти могут стать больше критических. Вследствие срыва потока конец лопасти теряет подъемную силу, одновременно с этим резко возрастает неравномерность сил, в результате чего вертолет подвергается сильным вибрациям, а увеличение профильных потерь приводит к увеличению потребной мощности двигателя. При этом на несущем винте возникает кренящий момент, который стремится опрокинуть вертолет на бок, в сторону лопасти идущей назад. С ростом зоны срыва поток вертолет теряет управляемость. Одновременно, вследствие возрастания переменных шарнирных моментов на лопасти, резко возрастают нагрузки в системе управления, увеличиваются напряжения в лопастях. Повышенная вибрация, напряжения в лопастях и повышенные нагрузки в системе управления при полете в зоне срыва, продолжительное время, оставаясь незамеченными пилотом, резко снижают долговечность работы конструкции. Ограничения по срыву потока задаются в виде зависимости которая не нашла своего применения в летной практике из-за сложности ее реализации. Таким образом, потребности летной эксплуатации приводят к необходимости создания системы ограничения подъемной силы несущего винта вертолета. Одним из путей реализации такой системы является система ограничения, построенная на основе поля аэродинамических сил.

Суть метода. Датчики перепада давления устанавливаются в различных точках на одной лопасти. Каждый датчик измеряет перепад давления в одной точке на верхней и нижней поверхностях лопасти. Полученная информация передается на компьютер, где обрабатывается, согласно полученным автором патента зависимостям. На выходе компьютера посредством индикаторов указывается численное значение контролируемого параметра. При этом согласно работам Вильдгрубе Л.С. граничным режимом полета считается тот, на котором средний по лопасти коэффициент подъемной силы С у на азимуте ψ=270° становится равным максимальному коэффициенту подъемной силы профиля С ymax. Этот метод использован в САК-Zh для практической реализации. При этом, зная С ymax, функциональный преобразователь по информации от датчика перепада давления определяет достижение границы срыва потока с лопасти несущего винта.

Аэромеханический метод измерения скоростей движения НВ Традиционный способ измерения скорости полета с помощью приемника воздушного давления не вполне приемлем для определения воздушной скорости движения вертолета по трем основным причинам: во-первых, с его помощью определяется только величина одной продольной компоненты вектора воздушной скорости движения вертолета; во-вторых, на самом деле измеряется не истинная скорость на бесконечности, а скорость набегающего потока, возмущенного как присутствием в нем самого вертолета, так и наличием сильного скоса потока от несущего винта; в-третьих, этот способ измерения не позволяет с достаточной точностью проводить измерения скорости движения вертолета в диапазоне малых скоростей. В разработанной системе измерения скорости полета вертолета в качестве первичной информации использовано поле аэродинамических давлений на поверхности лопасти несущего винта, которое определяет реакцию воздушной среды на возмущения, вносимые вертолетом. В этом случае как силовое воздействие потока на вертолет и отдельные его части, так и параметры невозмущенного потока определены косвенным, опосредствованным путем через поле давлений на поверхности лопасти несущего винта. При этом использованы законы аэродинамики обтекания, на основе которых получена адекватная связь между скоростью полета вертолета и точечными характеристиками поля давлений на его поверхности. Измерение продольной и поперечной скоростей полета вертолета базируется на информации о величине скоростного напора в некотором сечении лопасти несущего винта. Измерение величины скоростного напора, обтекающего аэродинамический профиль, осуществляется, используя информацию о поле давлений на поверхности этого профиля.

Располагая информацией о величинах перепада давления, замеренных между определенным образом выбранными точками на поверхности лопасти в заданном сечении, вычисляется величина скоростного напора q в этом сечении лопасти. Коэффициенты, входящие в использованную зависимость, могут быть определены либо аналитически, либо экспериментальным путем. Следует отметить, что исключение из уравнения измерения коэффициента Cy нормальной силы означает исключение из закона функционирования измерительной системы влияния угла атаки профиля, что повышает точность функционирования системы. Величина скоростного напора q измеряется в четырех характерных положениях лопасти по азимуту =0; = /2; = ; =3/2 ; и принимает значения q1, q2, q3, и q4 соответственно. Разработано два подхода к построению алгоритма обработки информации о величинах скоростного напора в указанных точках положения лопасти с целью построения алгоритма вычисления продольной Vx и поперечной Vz скоростей полета. Главным преимуществом предложенного метода измерения скорости движения вертолета является то, что этот метод обеспечивает приемлемую точность измерения малых скоростей движения. Испытания системы измерения скоростей Vx и Vz были проведены совместно со специалистами КНПП «Вертолетами-Ми». Материалы испытаний доложены на научно-техническом совете, рекомендованы к внедрению.