автореферат диссертации по приборостроению, метрологии и информационно-измерительным приборам и системам, 05.11.16, диссертация на тему:Система измерения малых воздушных скоростей вертолета

На правах рукописи

СОЛДАТКИН ВЯЧЕСЛАВ ВЛАДИМИРОВИЧ

СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ МАЛЫХ ВОЗДУШНЫХ СКОРОСТЕЙ ВЕРТОЛЕТА

Специальность 05. 11. 16 -Информационно-измерительные и управляющие системы (в промышленности)

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Казань 2004

Работа выполнена на кафедре Приборов и информационно -измерительных систем Государственного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева».

Научный руководитель: кандидат технических наук,

доцент Порунов А. А.

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор Диденко В. И. доктор технических наук, профессор Шарнин Л. М.

Ведущая организация: ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения»

Защита состоится « 26 » ноября 2004 г. в 15 часов на заседании диссертационного совета К212.079.02 при Казанском государственном техническом университете им А.Н. Туполева по адресу: 420015, г. Казань, ул. Толстого, 15 (учебный корпус № 3, ауд. 317).

Отзывы на автореферат просим присылать по адресу: 420111, г. Казань, ул. К.Маркса, 10, КГТУ им. А.Н. Туполева, ученому секретарю диссертационного совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева.

Автореферат разослан «_»_2004 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

доктор технических наук,

профессор Афанасьев А.Ю.

EOOS-H

1

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. В народном хозяйстве и для целей обороны страны широкое применение находят вертолеты, полеты которых происходят в приземном возмущенном слое атмосферы и для их выполнения в инструментальном и автоматическом режимах пилотирования используется информация о величине и направлении вектора истинной воздушной скорости.

Измерение параметров вектора воздушной скорости вертолета затрудняется значительными искажениями его аэродинамического поля индуктивными потоками несущей системы, а также пространственным обтеканием приемников воздушных давлений, установленных вблизи фюзеляжа или на выносной штанге. Это ограничивает применение на вертолете традиционных для самолета методов и средств измерения высртно-скоростных параметров.

Возможность вертолета совершать движение как вперед, так и назад, вправо и влево, полеты на предельно малых и околонулевых скоростях, а также возрастающие требования к уровню безопасности и эффективности полетов обусловливают и актуальность работ по созданию систем панорамного и всенаправленного измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета с расширенной нижней границей рабочих скоростей полета, удовлетворяющих возрастающим требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации.

Значительный вклад в разработку методов и средств измерения высотно-скоростных параметров вертолета, в том числе малых воздушных скоростей полета внесли: Б.М. Абрамов, А.И. Акимов, В.П. Бутов,

E.С. Вождаев, В.В. Иванов, Г.И. Клюев, , В.Г. Кравцов, Б.В. Лебедев, А.Ю. Лисе, Н.Н. Макаров, А.К. Панкратов, А.Н. Петунии, Э.А Петросян, А.И. Птицык, Н.Г. Федоров, В.А Ференец и другие отечественные ученые и специалисты. Среди зарубежных исследователей следует отметить D.F. Daw,

F.A. Summerling, J. Kaletka, S.G. Lion, P.F. Sheridian, G. Yamauchi, W. Johnson, V.E. Neredka, R.P. Smihh, N.M. Komerath, T.L. Thompson, R.B. Gray, B. Miller P.E. Lorber, T. A. Egolf, и др.

В основу работы известных средств измерения воздушных скоростей вертолета положено использование приемников давлений, вращающихся на лопасти (КВИС) или на специальной штанге (Loras) ориентированных по потоку с помощью флюгера {Lassie и СВС-В1), пневмомеханической или пневмоэлектрической следящей системы {системыДАУ-П, ДАУ-Ти др.) что является причиной их усложнения, снижения надежности и точности работы, особенно при малых скоростях полета. Использование нескольких разнесенных по фюзеляжу неподвижных приемников давления {Авиаприбор-Восход) или вписанных в аэродинамический профиль распределенных приемников (КГТУ-КАИ) позволяет обеспечить измерение лишь в ограниченном диапазоне изменения

Широкие возможности по расширению диапазонов измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета открывает использование неподвижного многоканального проточного

аэрометрического приемника (АМП), принципы построения, оригинальные конструкции и основы проектирования которого разработаны В.А. Ференцом и А.А. Поруновым. Использование для преобразования воспринимаемого многоканальным АМП массива аэрометрической информации струйно-конвективных (термоанемометрических) измерительных каналов позволяет существенно расширить нижнюю границу рабочих скоростей полета. Однако разброс, временная и эксплуатационная нестабильность характеристик струйно-конвективных преобразователей (СКП) являются причиной значительных погрешностей, снижения технологичности и повышения стоимости системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе многоканального АМП и СКП.

Цель работы — повышение безопасности полетов и эффективности применения вертолетов за счет создания высокоточных средств измерения величины и направления вектора истинной воздушной скорости в диапазоне малых и околонулевых скоростей полета.

Задача научного исследования заключается в разработке принципов построения, математического описания, методик проектирования и экспериментального исследования системы измерения малых воздушных скоростей вертолета с улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками, построенной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

Решение поставленной задачи исследования проводилась по следующим основным направлениям:

• Анализ принципов построения и обоснование направлений совершенствования методов и средств измерения малых воздушных скоростей вертолета.

• Разработка математических моделей измерительных каналов и анализ погрешностей системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработка способов уменьшения инструментальных и методических погрешностей и расширения нижней границы рабочих скоростей за счет реализации принципов автоматической подстройки измерительных каналов, комплексирования и оптимальной фильтрации.

• Разработка методов анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

• Разработка комплекса мероприятий по изготовлению и исследованию образцов, системы измерения малых воздушных скоростей

вертолета на стадии эскизного проекта и этапе опытной партии.

Методы исследования. При решении поставленной задачи использовались методы теории измерений и измерительных преобразователей, математического моделирования, анализа и синтеза измерительных систем при детерминированных и случайных воздействиях, имитационного моделирования и экспериментальных исследований, вероятностно-статической обработки результатов.

Достоверность полученных результатов базируется на применении адекватных математических моделей, современных методов анализа и синтеза измерительных систем, на имитационном моделировании, натурном эксперименте и испытании экспериментального образца, а также на опыте внедрения и использования полученных научно-технических результатов.

Научная новизна работы - определяется следующими основными результатами:

• Проведена систематизация требований к информации по вектору истинной воздушной скорости при решении задач пилотирования, обеспечения эффективности и безопасности полета вертолета. Предложена классификация систем измерения малых воздушных скоростей вертолета, отражающая традиционные и новые подходы, направления совершенствования и развития данного класса средств измерения.

• Разработаны математические модели измерительных каналов и алгоритмы обработки информативных сигналов, методики анализа инструментальных и методических, статических и динамических, систематических и случайных погрешностей аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета (СИМВС-В) на основе многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработаны методы уменьшения квазистатических погрешностей аэрометрической СИМВС-В за счет реализации предложенных подходов, схем и алгоритмов адаптивной автоматической подстройки струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработаны рекомендации по построению, алгоритмическое обеспечение, модели и методика имитационного моделирования аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета, построенной на основе метода У1М1 и наблюдателя Люенбергера.

• Разработаны методы анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, методики имитационного моделирования, проектирования и экспериментального исследования комплексной системы.

Практическая ценность. Работа выполнена в соответствии с направлениями Федеральной целевой программы «Развитие гражданской

авиационной техники России на 2001 - 2010 г.г. и на период до 2015 года» и заданием отраслевой Программы «Повышение научно-технического уровня систем и агрегатов ЛА военной авиации» в рамках хоздоговорных НИР по темам НЧ 303037 и НЧ 303036. Основными практическими результатами работы являются:

• Анализ требований к точности измерения малых воздушных скоростей вертолета и их влияния на безопасность полета и эффективность выполнения полетных задач при автоматическом и инструментальном режимах пилотирования. Классификация СИМВС-В, отражающая традиционные и новые принципы их построения, направления совершенствования и развития.

• Методика расчета измерительных каналов и алгоритмы обработки информативных сигналов, методика анализа и оценка инструментальных и методических погрешностей аэрометрической СИМВС-В, выполненной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Схемотехническая и конструктивная реализация и алгоритмы адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов аэрометрической СИМВС-В.

• Построение, алгоритмическое и программное обеспечение, результаты имитационного моделирования и анализа погрешностей дополнительного канала измерения, выполненного в виде аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета, построенной на основе метода У1М1 и наблюдателя Люенбергера.

• Построение, методы анализа и синтеза, моделирования и исследования комплексной СИМВС-В.

• Результаты трубных исследований и натурных испытаний экспериментального образца системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, рекомендации по ее применению и совершенствованию.

Реализация результатов работы. Полученные научно-технические результаты использованы при выполнении хоздоговорных НИР по темам НЧ 303037, НЧ 303036 и внедрены в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» при разработке опытного образца системы измерения малых скоростей вертолета СИМС-В, а также внедрены и используются в ОАО «Чебоксарское научно-производственное приборостроительное предприятие «ЭЛАРА»» при разработке вариантов автономной навигационной системы на базе магнитного датчика курса и аэрометрического канала коррекции. Ряд полученных результатов внедрены в учебный процесс подготовки инженеров по специальностям «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы» и «Приборостроение».

Апробация работы. Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались на III Международной НТК «Авиакосмические технологии» (Воронеж, 2002), на II Международном симпозиуме «Аэрокосмические приборные технологии» (С.Петербург, 2002), на 8-ой Всероссийской НТК «Состояние и проблема измерений» (Москва, 2002), на XV и XVI НТК с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления», (Судак, 2003 и 2004), на Международной конференции и выставке «Авиация и космонавтика-2003», (Москва, 2003), на Всероссийской НПК «Авиакосмические технологии и оборудование», (Казань, 2004), на XIII Международном НТС «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации», (Алушта, 2004), на Международной НТК «Приборостроение-2004», (Кореиз, 2004), а также на НТС в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (2001 - 2004 г.г.), на НТС в ОАО «Чебоксарское научно-производственное приборостроительное предприятие «ЭЛАРА»» (2002 - 2004 г.г.) и на расширенном заседании кафедры приборов и информационно-измерительных систем КГТУ им. А.Н. Туполева, 2004 г.

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 17 печатных работах, в том числе в 6 статьях, 9 материалах и 2 тезисах докладов, а также в 6 отчетах по НИР. На предложенное техническое решение получено Решение ФИПС о выдаче патента РФ на полезную модель по заявке № 2004120157/20 (022084) от 05. 07. 2004 г.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, 2 приложений. Основное содержание диссертации изложено на 238 страницах машинописного текста, содержит 3 таблицы и 80 рисунков. Библиография включает 107 наименований.

На затттиту выносятся:

1. Анализ требований к качеству информации о параметрах вектора истинной воздушной скорости вертолета и направления совершенствования средств ее получения.

2. Математические модели измерительных каналов, алгоритмы обработки информативных сигналов, методики и результаты анализа инструментальных и методических погрешностей системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струй но-конвективных измерительных каналов.

3. Метод, алгоритмы и схемная реализация адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

4. Рекомендации по построению, алгоритмы обработки информативных сигналов и имитационные модели аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляют их вектора

истинной воздушной скорости вертолета, построенной на основе метода У1М1 и наблюдателя Люенбергера.

5. Методы и результаты анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

6. Схемная и конструктивная реализация, методика проектирования, моделирования и экспериментального исследования, результаты разработки и исследования экспериментального образца системы измерения малых воздушных скоростей с расширенной нижней границей рабочих скоростей и улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

В первой главе рассматривается проблема измерения малых воздушных скоростей вертолета, принципы построения и характеристики традиционных и новых средств измерения, формулируется задача научного исследования.

Обоснованы требования к точности измерения параметров вектора воздушной скорости при решении задач пилотирования в инструментальном и автоматическом режимах, бомбометания и управления огнем ракетного и стрелкового вооружения, предотвращения критических режимов полета. Показано, что проблема повышения уровня безопасности полетов и эффективности применения вертолетов определяет актуальность задачи измерения величины и углов направления вектора воздушной скорости с допустимой погрешностью по каналу скорости ±5...7 км/ч, по каналам угла атаки и скольжения в том числе в диапазоне малых и

околонулевых скоростей полета при панорамном и всенаправленном изменении положения продольной оси вертолета.

Проведена систематизация способов и разработана классификация СИМВС-В по числу измеряемых параметров, по принципу построения и типу приемников и преобразователей первичной аэрометрической информации, их выполнению и размещению, по способу повышения точности и расширения нижней границы рабочих скоростей. Проведенный анализ систем измерения самолетного типа, с модуляцией пневматических сигналов, на основе свободно или принудительно ориентированных приемников давления, на основе разнесенных по фюзеляжу и неподвижных проточных приемников позволил обосновать перспективность всенаправленной СИМВС-В, построенной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно конвективных измерительных каналов.

Показано, что необходимость уменьшения погрешностей, обусловленных разбросом и нестабильностью характеристик многоканального АМП и струйно--конвективных измерительных каналов, а также дальнейшее расширение нижней границы рабочих скоростей в область околопулевых скоростей обусловливает постановку задачи научного

исследования по разработке принципов построения, математического описания, методов .проектирования и исследования аэрометрической СИМВС-В с улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками.

Во второй главе раскрываются особенности построения, проводится математическое описание и разработка алгоритмического обеспечения предлагаемой аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

Разработана структурно-функциональная схема аэрометрической СИМВС-В (рис. I). Расширение диапазонов измерения углового положения

Рис. 1

и вектора воздушной скорости и нижней границы измеряемых скоростей обеспечивается с помощью устанавливаемого на фюзеляже или над втулкой несущего винта многоканального АМП 1, в котором с помощью экранирующих дисков в плоскости измерения формируется профилированная струя, параметры которой существенно зависят от углового положения вектора воздушной скорости. Посредством равномерного распределения в струе трубок полного давления и приемных отверстий для забора дросселированных давлений формируется массив давлений которые подаются на входы струйно-конвективных

(термоанемометрических) преобразователей (СКП) 3, а также в усредняющую камеру 2, формирующую опорное давление р0, которое подается на другие входы СКП. Компенсационный СКП 6 формирует

опорный сигнал (/„, с помощью которого реализуется способ дифференциального измерительного преобразования входных давлений в выходные электрические сигналы и, электроизмерительных схем 7. В схемах предварительной обработки 9 обеспечивается нормирование информативных сигналов и,, которые далее, через мультиплексор 10 и аналого-цифровой преобразователь (АЦП) 11 подаются на микропроцессор 12. Обрабатывая по определенному алгоритму массив сигналов, пропорциональных воспринимаемым давлениям микропроцессор

вычисляет величину V, воздушной скорости, угол скольжения /? и угол атаки а. Воспринимаемое АМП дросселированное статическое давление рс по каналу 4 подается на вход датчика статического давления 5, выходной сигнал которого используется в микропроцессоре 12 для вычисления барометрической высоты Н и вертикальной воздушной скорости Уу.

Получены математические модели статических и динамических характеристик многоканального проточного АМП и струйно-конвективных измерительных каналов, позволяющие проводить исследование влияния их конструктивных параметров на характеристики и погрешности аэрометрической СИМВС-В. В частности, выходной сигнал и, СКП определяется соотношением

VJII

(1)

где гт и гс - значения режимного сопротивления тармоанеморезистора (ТАР)

'Г, " с,

и сопротивления смежного с ним плеча мостовой схемы, реализующей режим rTi = const', А^В^Нц, и - нормируемые параметры

среднеобъемная температура

полупроводникового

А1

рабочего тела ТАР; - коэффициент расхода струйного узла СКП; Т0 и р температура окружающей среды и плотность воздуха.

Исследованы методы и разработаны машинные программы аппроксимации и нормирования экспериментально полученных статических характеристик СКП с использованием полиноминальной и сплайн-функций, которые упрощают обработку выходных сигналов СКП и позволяют учесть влияния их разброса на точность работы СИМВС-В.

Разработаны алгоритмы обработки электрических информативных сигналов при нахождении АМП вне и внутри положения вихревой колонны несущего винта вертолета, что позволяет получить информацию о модуле, угловом положении и составляющих вектора истинной воздушной скорости, барометрической высоте и скорости ее изменения на различных режимах

полета. Показано, что использование двух ортогонально расположенных многоканальных АМП (рис. 2,а) позволяет определить углы скоса авк И @вк

Рис. 2

вихревой колонны, получить помехоустойчивый сигнал по статическому давлению ре (рис. 2,6) и обеспечить всенаправленное измерение высотно-скоростных параметров вертолета в широком диапазоне изменения контролируемых параметров.

В третьей главе раскрываются методы и результаты анализа погрешностей и повышения точности аэрометрической СИМВС-В.

Показано, что технологический разброс углового положения трубок полного давления многоканального проточного АМП приводит к появлению инструментальных погрешностей, зависящих от их углового отклонения р9 от положения, соответствующему точке максимума угловой характеристики.

Характер изменения абсолютной погрешности измерения угла скольжения и относительной погрешности канала скорости от конструктивных параметров АМП иллюстрируется на рис. 3.

Рис.3

При анализе влияния разброса и нестабильности характеристик струйно-конвективных измерительных каналов на инструментальную погрешность СИМВС-В массив электрических сигналов на их выходе представлен в виде

напряжение на выходе компенсационного СКП;

где

- отклонения конструктивных параметров рабочих СКП от их номинальных значений гт, Н0, у, гс-

Члены в квадратных скобках в выражении (2) определяют информативный сигнал еш, пропорциональный воспринимаемым давлениям , а остальные слагаемые характеризуют погрешности обусловленные неидентичностью, временной и эксплуатационной нестабильностью параметров СКП.

В соответствии с разработанными алгоритмами обработки получены соотношения и проведена оценка значений инструментальных погрешностей измерения скорости и угла скольжения вертолета. На рис.4 приведены

Рис.4

графики изменения аддитивной ё@а и мультипликативной 5рм составляющих относительной погрешности измерения угла скольжения из-за разброса сы и коэффициентов передачи Кх! используемых СКП.

Методические погрешности аэрометрической СИМВС-В связаны с неадекватностью используемых алгоритмов обработки и зависят от места установки АМП, режима и условий полета. Их значения предлагается

оценивать по результатам летных испытаний СИМВС-В на конкретном объекте, а их систематическую составляющую учитывать в виде аэродинамических поправок, вводимых в алгоритм обработки.

Для полученной в главе 2 передаточной функции канала восприятия и преобразования информативных сигналов вида

где Г|,Г2 И Хт - постоянные времени пневматического тракта АМП и СКП; Г, - запаздывание передачи давлений АМП к СКП при использовании длинных пневмопроводов; - чувствительность канала, получены

соотношения для собственных динамических погрешностей каналов СИМВС-В при ступенчатом, скоростном и сложных законах изменения контролируемых параметров.

Для принятых моделей спектральных плотностей мощности

случайных изменений воздушной скорости и угла скольжения вертолета и случайных внешних помех получены

соотношения для оценки собственных и вынужденных составляющих и суммарной случайной динамической погрешности каналов СИМВС-В вида

Проведенный анализ мегодических и инструментальных погрешностей, их систематических и случайных составляющих, в установившихся и на переходных режимах измерения позволяет обоснованно подойти к назначению допусков на изготовление многоканального проточного АМП, к идентификации, паспортизации и нормированию параметров СКП, а также к использованию конструктивно-технологических и структурных методов повышения точности работы каналов аэрометрической СИМВС-В.

Разработана методика алгоритмической коррекции систематических погрешностей струйно-конвективных измерительных каналов путем аппроксимации статических и температурных характеристик каждого из каналов с последующим восстановлением массива первичных пневматических сигналов и их коррекции по сигналам корректирующего струйно-конвективного измерительного канала при изменении температуры и давления окружающей среды.

Проведена оценка остаточных погрешностей каналов аэрометрической

СИМВС-В. При предположении, что вероятность одновременного появления составляющих погрешности одного знака мала, суммарные погрешности каналов оцениваются их среднеквадратическими значениями. На основании проведенных исследований и имеющихся экспериментальных данных в диапазоне скоростей от 10 до 100 км/ч и углов = ±180" расчетные значения остаточных погрешностей измерения угла скольжения и воздушной скорости аэрометрической СИМВС-В оцениваются среднеквадратическими значениями О^р =± 2,12е И =± 4,7 км/ч . Для снижения погрешностей

и расширения нижней границы рабочих скоростей аэрометрической СИМВС-В предложено использовать автоматическую подстройку струйно-конвективных измерительных каналов.

Как показал анализ, инструментальные и часть методических погрешностей СИМВС-В являются квазистатическими и носят в основном аддитивный характер. Поэтому их достаточно просто обнаружить, если на вход всех струйно-конвективных измерительных каналов (рис. 1) подать пневматический сигнал р, = Рц . Тогда отличие их выходных сигналов от нуля будет определять аддитивные погрешности измерительных каналов и, следовательно, могут быть выделены и записаны в память, а затем скорректированы в микропроцессоре.

С этой целью в структурно-функциональную схему аэрометрической СИМВС-В (рис. 1) ведена цепь автоматической подстройки струйно-конвективных измерительных каналов. Нулевой входной сигнал измерительных каналов предложено реализовать путем сообщения между собой каналов передачи давлений с помощью запорного

электромагнитного пневмоклапана (ЭК) 13, управляемого от опорного мультивибратора (М) 15. В момент открытия ЭК каналы подачи давлений сообщаются с камерой осреднения (КО) 14 и давление в ней, а следовательно и давления р, на входе струйно-конвективных измерительных каналов будут равны опорному давлению Массовые скорости обдува

анемочувствительных элементов СКП будут равны нулю и на выходах схем обработки 9 появятся сигналы е^, определяющие аддитивные погрешности измерительных каналов системы. Эти сигналы поступают в

микропроцессор 12, где запоминаются. После закрытия пневмоклапана 13 и перехода в режим измерения значения используются для формирования скорректированных выходных сигналов и устранения

аддитивных погрешностей измерительных каналов.

Так как на время автоматической подстройки измерительных каналов прерывается процесс измерения, то увеличение частоты подстройки на переходных режимах полета приводит к появлению дополнительных динамических погрешностей. Для их уменьшения предложено использовать

принцип адаптивного управления периодичностью автоматической подстройки в зависимости от величины текущей аддитивной погрешности струйно-конвективных измерительных каналов.

Показано, что при равенстве номинальных значений нормируемых параметров рабочих и компенсационного СКП имеют место соотношения:

(5)

Для конкретного образца аэрометрической СИМВС-В значение коэффициента определяющего степень неидентичности СКП, постоянно и может быть легко определено. Следовательно, выходной сигнал компенсационного СКП 7 (рис. 1) однозначно определяет сигнал текущей инструментальной погрешности измерительных каналов и может быть использован для адаптивного управления периодичностью автоподстройки.

Предложены два варианта построения схемы адаптивного управления периодичностью автоподстройки, которые реализуют уравнения управления вида

(7)

где - момент времени предыдущего и текущего включения

автоматической подстройки;

допустимая инструментальная

погрешность струйно-конвективных измерительных каналов в период между очередными циклами автоподстройки; - суммарный коэффициент

передачи элементов цепи адаптивного управления периодичностью автоподстройки.

Показано, что с учетом знакопеременного характера изменения сигнала в период между подстройками и наличия входных пневматических помех, хотя и незначительных по амплитуде, но с широким спектром, в аэрометрической СИМВС-В целесообразно использовать схему управления, реализующего алгоритм управления вида (7). Выработаны рекомендации по схемной и конструктивной реализации узлов адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов СИМВС-В.

Для снижения влияния аэродинамических возмущений из-за турбулентности атмосферы, индуктивных потоков несущей системы вертолета и особенностей обтекания многоканального АМП, которые особенно существенное влияние оказывают в области околонулевых скоростей полета, предложено использовать в аэрометрической СИМВС-В принцип комплексирования и оптимальной фильтрации.

В четвертой главе раскрываются особенности построения, алгоритмическое обеспечение, имитационные модели, методика и результаты анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

В качестве комплексируемого канала предложено использовать аэромеханическую измерительно-вычислительную систему, построенную на основе метода У!М1 и наблюдателя Люенбергера. Показано, что, используя дифференциальные уравнения, описывающие равновесие сил и моментов, действующих на вертолет, и измеряя положение органов управления циклическим шагом, положения лопастей несущего винта и бокового управления хвостовым винтом, а также углы тангажа и крена угловые скорости вращения относительно осей связанной

системы координат, можно вычислить составляющие вектора

воздушной скорости вертолета. Используя модели движения одновинтового вертолета и их описание с применением метода пространства состояний, получены векторно-матричные уравнения наблюдения вида

Х = АХ + Ви\ ¥ = СХ, (8)

где X = [Ух,Уу,Уг,0)х,(Оу,0)г,3,у,1//]Т - вектор состояния объекта; 11 - вектор управления; А, В и С — системная матрица

вертолета, матрицы управления и измерения.

Наблюдатель Люенбергера (рис. 5) с помощью обратной связи разности

А У = К — ¥ измеренных ¥ и оцененных (вычисленных) ¥ величин и ее усиления матрицей осуществляет

адаптацию используемой математической модели

«застывшего» вертолета (в момент равновесия

действующих сил и моментов) к динамике текущего режима полета и к изменяющимся в зависимости

Разработаны алгоритмическое обеспечение и имитационные модели аэромеханической измерительно-вычислительной системы, позволяющие с достаточной для задачи комплексирования точностью • определить составляющие вектора воздушной скорости в области малых и околонулевых скоростей полета.

Рис.5

от режима полета характеристикам вертолета.

Разработаны методы и проведен анализ и синтез комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, построенной по схеме с одним фильтром со следящей системой (Рис. 6), на которой через УУ^(р) и

¡У2(р) обозначены

передаточные функции

аэрометрической и

аэромеханической систем; №ф(р) • передаточная функция фильтра разностного сигнала;

ад

ад

и ¿¡г случайные

погрешности соответствующих Рис. 6 систем измерения.

По обоснованным корреляционным функциям погрешностей комплексируемых систем получены соотношения для определения дисперсий остаточной погрешности комплексной системы вида

А

{1+2аТР—г-

--—,-т-г- (¿а;

[1 + 2аТ]ю + Г 0<э) ]

а = 2^

Т\]шУ

(9)

п -1{а)2 + а\ )[1 + 2аТ]а+Т2{](о)1]С°

где сг, и сг2, а\ и (¡2, Ь\ - параметры, определяющие максимальные уровни и параметры аддитивных и мультипликативной составляющих случайных погрешностей комплексируемых систем; Т и а - постоянная времени и характерный параметр корректирующего фильтра.

Как показали расчеты, в области околонулевых скоростей полета, когда среднеквадратические погрешности аэрометрической системы возрастают по каналу скорости до значения аАУ =±21,6 км/ч, по каналу угла скольжения до значения а^ =± 3 град., остаточные погрешности каналов комплексной системы будут равны соответственно <тдг =±4,7 км/ч, (т&р-± 0,85°.

Задача структурного синтеза комплексной СИМВС-В решалась методом оптимального фильтра Винера. Получены выражения для передаточной функции оптимального корректирующего фильтра и дисперсии остаточной погрешности оптимальной комплексной СИМВС-В вида

К(р)=

Тр + \

2 а\

(10)

1 + . 1 +

Разработанные методы анализа и синтеза позволяют проводить проектирование и изготовление различных вариантов комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

В пятой главе приводятся результаты разработки и экспериментальных исследований системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

Проведено моделирование аэрометрической СИМВС-В с целью определения динамических характеристик и погрешностей каналов Показано, что при скачкообразном изменении воздушной скорости длительность переходного процесса не превышает 0,25 - 0,3 с. При изменении угла скольжения с постоянной скоростью относительная динамическая погрешность канала угла скольжения в первые 0,2с достигает величины но затем уменьшается до величины

Показано, что результаты машинных экспериментов согласуются с имеющимися результатами экспериментальных исследований аналогичных измерительных каналов, что свидетельствует о достаточной степени адекватности разработанных математических моделей функциональных элементов и алгоритмов обработки информации их физическим моделям.

По результатам исследования в рамках хоздоговорных НИР разработан и изготовлен экспериментальный образец аэрометрической СИМВС-В (рис. 7), разработана методика и проведены его исследования в

аэродинамической трубе ТЗ-К кафедры аэрогидродинамики КГТУ им. А.Н. Туполева.

Как показали результаты исследования, экспериментальный образец обеспечивает устойчивое измерение начиная со скорости 7... 10 км/ч. Относительная погрешность по каналу скорости с доверительной вероятностью находится в

интервале

Абсолютная погрешность канала угла скольжения в диапазоне скоростей от 3 до 100 м/с и углов от 0 до 360° находится в интервале

Результаты трубных исследований подтверждают возможность дальнейшего расширения нижней границы рабочих скоростей в область околонулевых значений за счет реализации комплексирования и оптимальной фильтрации.

Проведены натурные испытания экспериментального образца аэрометрической СИМВС-В на надводном объекте в составе автономной навигационной системы, которые подтвердили его работоспособность в бортовых условиях и совместимость с бортовой контрольно-поверочной аппаратурой и с каналами пилотажно-навигационного комплекса объекта.

Результаты исследования и разработки переданы, внедрены и используются при выполнении НИОКР на ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения», на ОАО «Чебоксарское научно-производственное приборостроительное предприятие «ЭЛАРА»» и в учебном процессе КГТУ им. А.Н. Туполева.

В качестве направлений совершенствования комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета намечены исследования возможности замены СКП, "имеющих разброс характеристик, на полупроводниковые тензометрические преобразователи давления, при этом увеличение минимальной рабочей скорости из-за меньшей чувствительности последних будет компенсироваться за счет комплексирования с аэромеханической измерительно-вычислительной системой. Показано, что с позиции электронизации, миниатюризации, снижения энергопотребления и уменьшения размеров выступающих в набегающий поток аэродинамических элементов практический интерес представляет использование в комплексной СИМВС-В панорамных ионно-меточных датчиков скорости и направления воздушного потока.

В приложение выносятся таблицы с исходными данными, результатами расчета, имитационного моделирования, трубных исследований и натурных испытаний экспериментального образца СИМВС-В, акты внедрения и использования результатов диссертационной работы.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Анализ традиционных и новых способов измерения высотно-скоростных параметров вертолета позволил обосновать перспективность системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, построенной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов. Однако, технологический разброс и нестабильность характеристик струйно-конвективных измерительных каналов и конструктивных параметров многоканального аэрометрического приемника являются причиной возникновения значительных погрешностей, снижения технологичности и ограничения диапазонов измерения, что определило постановку задачи научного исследования по разработке принципов построения, математического описания, методов проектирования и исследования всенаправленной аэрометрической системы измерения малых воздушных

скоростей вертолета с улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками.

2. Разработанные модели многоканального аэрометрического приемника, струйно-конвективных измерительных каналов и алгоритмов обработки информативных сигналов позволяют решать задачи анализа статических и динамических характеристик, а также определять погрешности всенаправленной аэрометрической системы, проводить конструктивный синтез, нормирование характеристик и паспортизацию ее функциональных элементов.

3. Проведенный анализ погрешностей позволил разработать методы алгоритмической коррекции систематических и автоматической подстройки квазистатических погрешностей аэрометрической системы, обосновать направление дальнейшего повышения точности и расширения нижней границы рабочих скоростей за счет использования принципов комплексирования и оптимальной фильтрации.

4. Разработанные особенности построения комплексируемого канала в виде аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета, построенной на основе метода У1М1 и наблюдателя Люенбергера, а также алгоритмическое обеспечение и имитационные модели, методики анализа и синтеза позволяют проводить проектирование и изготовление экспериментальных образцов, трубные и натурные исследования комплексной системы измерения малых воздушных скоростей с повышенной точностью и расширенной в область околонулевых скоростей нижней границей рабочих скоростей полета.

5. Как показали исследования экспериментального образца в аэродинамической трубе, аэрометрическая система измерения малых воздушных скоростей вертолета обеспечивает устойчивое измерение, начиная со скоростей 7 ... 10 км/ч со среднеквадратическими погрешностями по каналу скорости по каналу угла скольжения -

что свидетельствует об эффективности разработанных мероприятий по обеспечению точности аэрометрической системы. В области околонулевых скоростей полета, когда погрешности аэрометрической системы резко возрастают, реализация комплексной системы позволяет определить воздушную скорость и угол скольжения вертолета с расчетными значениями среднеквадратических погрешностей и

^ = ±0,85°.

6. Результаты исследования системы измерения малых воздушных скоростей вертолета внедрены и используются на специализированных предприятиях отрасли, являются базой для создания эффективных средств измерения высотно-скоростных параметров вертолетов, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратов, экранопланов и других подвижных

объектов с расширенной нижней границей рабочих скоростей полета.

Основное содержание диссертации опубликовано в следующих работах:

1. Солдаткин В.В. Комплексирование и фильтрация сигналов в каналах системы высотно-скоростных параметров вертолета // Материалы III Международной научно-технической конференции «Авиакосмические технологии». Воронеж: Вор.ГТУ, 2002. С. 172 —176.

2. Порунов А.А., Солдаткин В.В. Структура и алгоритмы системы воздушных сигналов вертолета на основе многофункционального аэрометрического преобразователя // Сб. материалов II Международного симпозиума «Аэрокосмичесчкие приборные технологии». С.Петербург: Сб.ГУАП,2002.С.ЗЗ-35.

3. Солдаткин В.В., Порунов А.А. Структура и задачи метрологического обеспечения натурных испытаний системы измерения высотно-скоростных параметров вертолета // Материалы 8-ой Всероссийской научно-технической конференции «Состояние и проблема измерений». М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. С. 141 -142.

4. Солдаткин В.В. Анализ влияния разброса и нестабильности характеристик струйно-конвективных преобразователей на точность работы системы воздушных сигналов вертолета // Материалы XV научно-технической конференции с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления». М.: МГИЭМ, 2003. С. 180 -182.

5. Порунов А.А., Солдаткин В.В. Некоторые вопросы исследования аэродинамического поля вертолета применительно к задачам аэрометрии // Тезисы докладов Международной конференции и выставки «Авиация и космонавтика - 2003». М.: МАИ, 2003. С. 81 - 82.

6. Солдаткин В.В. Панорамная система измерения малых воздушных скоростей вертолета // Тезисы докладов Международной конференции и выставки «Авиация и космонавтика - 2003». М.: МАИ, 2003. С. 82 - 83.

7. Солдаткин В.В. Повышение точности измерения малых воздушных скоростей вертолета // Материалы XVI научно-технической конференции с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления». М.: МГИЭМ, 2004. С. 55-57.

8. Солдаткин В.В. Алгоритмы обработки информации системы измерения малых воздушных скоростей вертолета //Изв. вузов. Авиационная техника, 2004. № 1. С. 62 - 66.

9. Солдаткин В.В. Автоматическая подстройка измерительных каналов системы воздушных сигналов вертолета // Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева, 2004. № 3. С. 26 - 29.

10. Порунов А.А., Солдаткин В.В. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета // Научно-практический сборник

«Электронное приборостроение», вып. 3(37). 2004. Казань: ЗАО «Новое знание». С. 49 - 66.

11. Порунов А.А., Солдаткин В.М., Солдаткин В.В. Измерительно-вычислительная система определения малых воздушных скоростей вертолета // Авиакосмическое приборостроение, 2004. № 11. С. 40 - 49.

12. Солдаткин В.В. Комплексная система измерения малых воздушных скоростей вертолета //Труды ХШ Международного семинара «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации». М.: Изд-во МГУ, 2004. С. 397-398.

13. Солдаткин В.В. Анализ комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Изв. вузов. Авиационная техника, 2004. №3. С. 52 -57.

14. Солдаткин В.В. Синтез комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Вестник ОрелГТУ, серия «Машиностроение. Приборостроение», 2004. Х°1. С. 62 - 68.

15. Солдаткин В.В. Синтез комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Сборник трудов Международной научно-технической конференции «Приборостроение — 2004», часть 2. Винница-Ялта. ВГТУ, 2004. С. 347 - 353.

16. Солдаткин В.В., Солдаткин В.М., Порунов А.А. Система воздушных сигналов вертолета. Решение ФИПС от 13.08.2004 г. о выдаче патента РФ на полезную модель по заявке №2004120157/20 (022084) от 05.07.2004 г.

17. Порунов А.А., Солдаткин В.В. Комплексная система воздушных сигналов вертолета // Материалы Всероссийской научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование. Казань - 2004». Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2004. С. 89 - 97.

18. Солдаткин В.В. Автоматическая подстройка измерительных каналов системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Материалы Всероссийской научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование. Казань - 2004». Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2004. С. 98 -105.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Печ. л. 1,25. Усл. печ. л. 1,16. Усл. кр. отт. 1,21. Уч.-изд. л 1,0. Тираж 100. Заказ Д 232.

Типография Издательства Казанского государственного технического университета. 420111 Казань, К. Маркса, 10.

#21633

РНБ Русский фонд

2005-4 20938

ВВЕДЕНИЕ.

Глава 1. МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ИЗМЕРЕНИЯ МАЛЫХ

ВОЗДУШНЫХ СКОРОСТЕЙ ВЕРТОЛЕТА.

1.1. Общие требования к информации о параметрах вектора воздушной скорости вертолета.

1.2. Способы и средства измерения малых воздушных скоростей вертолета.

1.3. Системы измерения малых воздушных скоростей с модуляцией пневматических сигналов.

1.4. Системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе свободно или принудительно ориентируемых приемников давления.

1.5. Системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижных приемников давления.

ВЫВОДЫ И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ.

Глава 2. ПОСТРОЕНИЕ, МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ И

АЛГОРИТМИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ АЭРОМЕТРИЧЕСКОЙ

СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ МАЛЫХ ВОЗДУШНЫХ СКОРОСТЕЙ

ВЕРТОЛЕТА.

2.1. Структурно-функциональная схема аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

2.2. Статические и динамические характеристики многоканального проточного аэрометрического приемника.

2.3. Модели и характеристики струйно-конвективных измерительных каналов.

2.4. Аппроксимация и нормирование характеристик струйно-конвективных измерительных преобразователей.

2.5. Алгоритмы обработки информации аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

ВЫВОДЫ.

Глава 3. АНАЛИЗ ПОГРЕШНОСТЕЙ И ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТОЧНОСТИ

АЭРОМЕТРИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ МАЛЫХ ВОЗДУШНЫХ СКОРОСТЕЙ ВЕРТОЛЕТА.

3.1. Анализ погрешностей аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

3.1.1. Исследование влияния конструктивных параметров многоканального аэрометрического приемника на точность работы СИМВС-В.

3.1.2. Анализ влияния разброса и нестабильности характеристик струйно-конвективных измерительных каналов на инструментальную погрешность СИМВС-В.

3.1.3. Динамические погрешности СИМВС-В.

3.2. Алгоритмическая коррекция систематических погрешностей и оценка суммарной погрешности каналов СИМВС-В.

3.3. Автоматическая подстройка измерительных каналов СИМВС-В.

3.4. Адаптивное управление периодичностью подстройки.

3.5. Реализация цепей адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов СИМВС-В.

ВЫВОДЫ.

Глава 4. КОМПЛЕКСНАЯ СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ МАЛЫХ

ВОЗДУШНЫХ СКОРОСТЕЙ ВЕРТОЛЕТА.

4.1. Аэромеханическая измерительно-вычислительная система определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета.

4.2. Алгоритмы функционирования аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета.

4.3. Имитационные модели аэромеханической системы определения вектора истинной воздушной скорости вертолета.

4.4. Анализ и синтез комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

ВЫВОДЫ.

Глава 5. РАЗРАБОТКА И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ МАЛЫХ ВОЗДУШНЫХ СКОРОСТЕЙ ВЕРТОЛЕТА.

5.1. Имитационное моделирование аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

5.2. Экспериментальный образец аэрометрической СИМВС-В, программа и оборудования для исследования в аэродинамической трубе.

5.3. Анализ результатов исследования экспериментального образца аэрометрической СИМВС-В в аэродинамической трубе.

5.4. Натурные испытания, внедрение результатов исследования и направления развития систем измерения малых воздушных скоростей вертолета.

ВЫВОДЫ.

В народном хозяйстве и для целей обороны широкое применение находят вертолеты различных классов. Их используют для монтажа крупных Ф изделий, обработки посевных площадей, опылении злаков и подкормки посевов, для тушения пожаров и обнаружения косяков рыбы, для геологоразведочных работ и спасения населения во время наводнений и стихийных бедствий. Значительно повысилась роль военных вертолетов, количество которых в ведущих капиталистических странах составляет более 15 тысяч и непрерывно возрастает. Вертолеты применяются для воздушного наблюдения и разведки, огневой поддержки войск и борьбы с танками, корректировки боя и проведения десантных операций, транспортировки грузов и борьбы с подводными лодками, патрулирования и траления мин, выполнения спасательных операций на суше и на море. В последние годы вертолеты составляют значительную часть экспорта авиационной техники щ России.

По мере усложнения задач, решаемых вертолетами, повышаются требования к бортовому оборудованию. Необходимость максимального использования летно-тактических возможностей вертолетов и жесткие требования к качеству пилотирования и обеспечению безопасности полета на режимах взлета и посадки, при полете на режимах, близких к предельным, в таких опасных ситуациях, как явление «подхвата» вертолета, попадание в режим «вихревого кольца» и др. ставят задачу создания новых средств информационного обеспечения систем автоматического и штурвального управления вертолета.

Полет вертолета происходит в приземном возмущенном слое атмосферы и для его выполнения в инструментальном и автоматическом режимах пилотирования необходима информация о величине (модуле) и направлении вектора истинной воздушной скорости, определяемое аэродинамическими углами - углами атаки и скольжения. Информация о параметрах вектора истинной воздушной скорости играет важную роль при взлете и посадке, при отказе двигателя, выполнении пространственных маневров, при предупреждении критических режимов и выводе вертолета из ф зоны опасного режима полета, а также в системах автоматического управления, при бомбометании и стрельбе, при управлении ракетным и стрелковым вооружением, при решении других полетных задач. Наличие достоверной информации по величине и углам направления вектора истинной воздушной скорости вертолета позволяет наиболее полно использовать летно-технические возможности вертолета, обеспечить безопасность и эффективность полетов, повысить качество штурвального и автоматического управления.

Измерение параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета, особенно в области малых и сверх малых (околонулевых) скоростей полета, затрудняется значительными искажениями его ф, аэродинамического поля индуктивными потоками несущей системы, а также пространственным обтеканием приемников воздушных давлений, установленных на фюзеляже или на выносной штанге. При этом способность вертолета совершать движение как вперед и назад, так и вправо и влево, сильные возмущения аэродинамического поля вблизи фюзеляжа, вносимые несущей системой, а также необходимость устойчивого измерения в диапазоне малых и околонулевых скоростей полета и в широком диапазоне изменения углового положения вектора истинной воздушной скорости вертолета ограничивают применение на вертолетах традиционных для самолетов средств измерения воздушной скорости и аэродинамических углов ^ (углов атаки и скольжения), обуславливает необходимость создания систем измерения высотно-скоростных параметров вертолета, построенных на новых физических принципах, максимально учитывающих специфику аэродинамики и динамики полета, использующих новые технические решения, удовлетворяющие требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации.

Большой вклад в разработку методов и средств измерения параметров вектора истинной воздушной скорости и других воздушных сигналов вертолета внесли: Е.С. Вождаев, А.Н. Петунии (ЦАГИ), А.И. Акимов, В.П Бутов (ЛИИ), Б.М. Абрамов, Г.Е. Бельфор, Б.В. Лебедев (НИИ АО), Э.А. Петросян, Ю.Г. Соковиков, В.В. Иванов (МВЗ), А.И. Птицын, В.Б. Альперович (УВЗ), А.Ю. Лисс, М.И. Мануйлов (КФ МВЗ), Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров, В.К. Козицын (УКПБ), В.Г. Кравцов, А.К. Панкратов, Н.В. Алексеев, (Аэроприбор-Восход), Н.Г. Федоров (УлГТУ), В.А. Ференец, А.А. Порунов (КГТУ-КАИ), другие отечественные ученые и специалисты.

Среди зарубежных исследователей следует отметить D.F. Daw, F.A. Summerling, J. Kaletka, P.F. Sheridian, G. Yamauchi, W. Johnson, V.E. Neredka, R.P. Smihh, S.G. Lion, N.M. Komerath, T.L. Thompson, R.B. Gray, P.E. Lorber, T.A. Egolf, B. Miller и др.

В основу разрабатываемых систем измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета положено использование приемников воздушных давлений, вращающихся на лопасти (.КВИС) или на штанге (Loras), свободно ориентируемых по потоку с помощью флюгеров {Lassie u СВС-В1) или принудительно с помощью пневмомеханической или электромеханической следящей системы (системы ДАУ-П, ДАУ-Т и др.), использование нескольких разнесенных по фюзеляжу (Аэроприбор-Восход) или вписанных в аэродинамический профиль (КГТУ-КАИ) распределенных автономных или встроенных приемников. Однако наличие в таких системах подвижных приемников является причиной их усложнения, снижения надежности и точности работы, особенно при малых скоростях полета. Использование разнесенных неподвижных приемников воздушных давлений позволяет обеспечить измерение в ограниченном диапазоне изменения аэродинамических углов и скосов потока.

Широкие возможности по расширению диапазонов измерения параметров вектора истинной воздушной скорости вертолета открывает применение неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника (АМП), принципы построения и оригинальные конструкции которого разработаны В.А. Ференцом и А.А. Поруновым. При этом использование для преобразования массива аэрометрической информации струйно-конвективных (термоанемометрических) измерительных каналов позволяет существенно расширить нижнюю границу рабочих скоростей полета. Однако разброс и нестабильность характеристик элементов струйно-конвективных преобразователей (СКП) являются причиной значительных погрешностей, уменьшения диапазонов измерения, снижения технологичности и повышения стоимости системы измерения параметров вектора воздушной скорости вертолета, построенной на основе многоканального АМП и СКП.

Одним из направлений развития системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального АМП и СКП является использование структурных методов повышения точности -автоматической подстройки измерительных каналов, комплексирования и оптимальной фильтрации сигналов, реализация которых является базой для расширения нижней границы рабочих скоростей и повышения точности измерения параметров вектора воздушной скорости, повышения эффективности решения полетных задач и уровня безопасности полета вертолета.

Целью диссертационной работы является повышение безопасности полетов и эффективности применения вертолетов за счет создания высокоточных средств всенаправленного (трехмерного) измерения величины и направления вектора истинной воздушной скорости в диапазоне малых и сверхмалых (околонулевых) скоростей полета.

Задача научного исследования заключается в разработке принципов построения, математического описания, методики проектирования и экспериментального исследования системы измерения малых воздушных скоростей вертолета с улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками на основе неподвижного ф многоканального проточного аэрометрического приемника и струйноконвективных измерительных каналов.

Решение поставленной задачи исследования проводилось по следующим основным направлениям:

• Анализ принципов построения и обоснование направлений совершенствования методов и средств измерения малых врздушных скоростей вертолета.

• Разработка математических моделей измерительных каналов и анализ погрешностей системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработка способов уменьшения инструментальных и методических погрешностей и расширения нижней границы рабочих скоростей за счет реализации принципов автоматической подстройки измерительных каналов, принципов комплексирования и оптимальной фильтрации.

• Разработка методов анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

• Разработка комплекса мероприятий по изготовлению и исследованию образцов системы измерения малых воздушных скоростей

Ф вертолета на стадии эскизного проекта и этапе опытной партии.

При решении поставленной задачи использовались методы теории измерений и измерительных преобразователей, математического моделирования, анализа и синтеза измерительных систем при детерминированных и случайных воздействиях, имитационного и моделирования экспериментальных исследований, вероятностно-статической обработки результатов.

Достоверность полученных результатов базируется на применении адекватных математических моделей, современных методов анализа и синтеза измерительных систем, на имитационном моделировании, на натурном эксперименте и испытании экспериментального образца, а также на опыте внедрения и использования полученных научно-технических результатов.

Научная новизна работы определяется следующими основными результатами:

• Проведена систематизация современных требований к информации по вектору истинной воздушной скорости при решении задач пилотирования и обеспечения эффективности и безопасности полета вертолета. Предложена классификация систем измерения малых воздушных скоростей вертолета, отражающая традиционные и новые подходы, направления совершенствования и развития данного класса средств измерения.

• Разработаны математические модели измерительных каналов и алгоритмы обработки информативных сигналов, методики анализа инструментальных и методических погрешности системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработаны методы уменьшения квазистатических погрешностей аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета за счет реализации предложенных схем и алгоритмов адаптивной автоматической подстройки струйно-конвективных измерительных каналов.

• Разработаны рекомендации по построению и алгоритмическое обеспечение, модели и методика имитационного моделирования аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости в области малых и околонулевых скоростей полета, построенной на основе метода VTMI и наблюдателя Люенбергера.

• Разработаны методы анализа и синтеза комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, методики имитационного моделирования, проектирования и экспериментального исследования комплексной системы.

Работа выполнялась в соответствии с заданиями Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2001 -2010 г.г. и на период до 2015 года» и отраслевой Программы «Повышение научно-технического уровня систем и агрегатов ЛА военной авиации», в рамках хоздоговорных НИР по темам НЧ 303037 и НЧ 303036. Основными практическими результатами работы являются:

• Анализ требований к точности измерения малых воздушных скоростей вертолета и их влияние на безопасность полета и эффективность выполнения полетных задач при автоматическом и инструментальном режимах пилотирования. Классификация систем измерения малых воздушных скоростей вертолета, отражающая традиционные и новые принципы их построения, направления их совершенствования и развития.

• Методика расчета измерительных каналов и алгоритмы обработки информативных сигналов, методика анализа и оценка инструментальных и методических погрешностей системы измерения малых воздушных скоростей вертолета на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов.

• Схемотехническая и конструктивная реализация и алгоритмы адаптивной автоматической подстройки измерительных каналов аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

• Построение, алгоритмическое и программное обеспечение, результаты имитационного моделирования и анализа погрешностей дополнительного канала измерения, выполненного в виде аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета в области малых и околонулевых скоростей полета, построенной на основе метода VTMI и наблюдателя Люенбергера.

• Построение, методы анализа и синтеза, моделирования и исследования комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета.

• Результаты трубных исследований и натурных испытаний экспериментального образца системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, рекомендации по ее применению и совершенствованию.

Полученные научно-технические результаты использованы при выполнении хоздоговорных НИР по темам НЧ 303037 и НЧ 303036 и внедрены в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» при разработке опытного образца комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета СИМВС-В, а также внедрены и используются в ОАО «Чебоксарское научно-производственное приборостроительное предприятие «ЭЛАРА»» при разработке вариантов автономной навигационной системы на базе магнитного датчика курса и аэрометрического канала коррекции. Ряд полученных результатов внедрены и используются в учебном процессе при подготовке инженеров по специальностям «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы» и «Приборостроение».

Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались на III Международной НТК «Авиакосмические технологии» (Воронеж, 2002); на II Международном симпозиуме «Аэрокосмические приборные технологии» (С.Петербург, 2002); на 8-ой Всероссийской НТК «Состояние и проблемы измерений» (Москва, 2002); на XV и XVI НТК с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления» (Судак, 2003 и 2004); на Международной конференции «Авиация и космонавтика» (Москва,

2003 и 2004); на Всероссийской НПК «Авиакосмические технологии и оборудование» (Казань, 2004); на XIII Международном НТС «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации» (Алушта, 2004); на Международной НТК «Приборостроение-2004» (Кореиз, 2004), а также на НТС ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (2001 - 2004 г.г.), на ОАО «Чебоксарское научно-производственное приборостроительное предприятие «ЭЛАРА»» (2002

2004 г.г.) и на расширенном заседании кафедры приборов и информационно-измерительных систем КГТУ им. А.Н. Туполева, 2004 г.

Основные результаты диссертации опубликованы в 17 печатных работах, в том числе в 6 статьях, 9 материалах и 2 тезисах докладов, а также в 6 отчетах по НИР. На предложенное техническое решение получено Решение ФИПС о выдаче патента на полезную модель по заявке № 2004120157/20 (022084) от 05. 07. 2004 г.

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, 3 приложений. Основное содержание диссертации изложено на 238 страницах машинописного текста, содержит 3 таблицы и 80 рисунков. Библиография включает 107 наименований.

6. Результаты исследования системы измерения малых воздушных скоростей вертолета внедрены и используются на специализированных предприятиях отрасли, являются базой для создания эффективных средств измерения высотно-скоростных параметров вертолетов, малоразмерных и сверхлегких летательных аппаратов, экранопланов и других подвижных объектов с расширенной нижней границей рабочих скоростей полета.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Анализ традиционных и новых способов измерения высотно-скоростных параметров вертолета позволил обосновать перспективность системы измерения малых воздушных скоростей вертолета, построенной на основе неподвижного многоканального проточного аэрометрического приемника и струйно-конвективных измерительных каналов. Однако, технологический разброс и нестабильность характеристик струйно-конвективных измерительных каналов и конструктивных параметров многоканального аэрометрического приемника являются причиной возникновения значительных погрешностей, снижения технологичности и ограничения диапазонов измерения, что определило постановку задачи научного исследования по разработке особенностей построения, математического описания, методов проектирования и исследования всенаправленной аэрометрической системы измерения малых воздушных скоростей вертолета с улучшенными метрологическими и эксплуатационными характеристиками.

2. Разработанные модели многоканального аэрометрического приемника, струйно-конвективных измерительных каналов и алгоритмов обработки информативных сигналов позволяют решать задачи анализа статических и динамических характеристик, а также определять погрешности всенаправленной аэрометрической системы, проводить конструктивный синтез, нормирование характеристик и паспортизацию ее функциональных элементов.

3. Проведенный анализ погрешностей позволил разработать методы алгоритмической коррекции систематических и автоматической подстройки квазистатических погрешностей аэрометрической системы, обосновать направление дальнейшего повышения точности и расширения нижней границы рабочих скоростей за счет использования принципов комплексирования и оптимальной фильтрации.

4. Разработанные особенности построения комплексируемого канала в виде аэромеханической измерительно-вычислительной системы определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета, построенной на основе метода VIMI и наблюдателя Люенбергера, а также алгоритмическое обеспечение и имитационные модели, методики анализа и синтеза позволяют проводить проектирование и изготовление экспериментальных образцов, трубные и натурные исследования комплексной системы измерения малых воздушных скоростей с повышенной точностью и расширенной в область околонулевых скоростей нижней границей рабочих скоростей полета.

5. Как показали исследования экспериментального образца в аэродинамической трубе аэрометрическая система измерения малых воздушных скоростей вертолета обеспечивает устойчивое измерение, начиная со скоростей 7 . 10 км/ч со среднеквадратическими погрешностями по каналу скорости crAV = ±1,92±0,6 км/ч, по каналу угла скольжения тАр = ±0,23 ± 0,06°, что свидетельствует об эффективности разработанных мероприятий по обеспечению точности аэрометрической системы. В области околонулевых скоростей полета, когда погрешности аэрометрической системы резко возрастают, реализация комплексной системы позволяет определить значения воздушной скорости и угла скольжения вертолета с расчетными значениями среднеквадратических погрешностей у = ±1,38 км/ч и сгд» =± 0,85° .

1. Трошин И.С. Динамика вертолета. Часть 1. Продольное движение. М.: МАИ, 1973. 150 с.

2. Есаулов С.Ю., Бахов О.П., Дмитриев И.С. Вертолет как объект управления. М.: Машиностроение, 1977. 192 с.

3. Берестов Л.М. Моделирование динамики вертолета в полете. М.: Машиностроение. 1978. 158 с.

4. Володко A.M. Безопасность полетов вертолетов. М.: Транспорт, 1981. 223 с.

5. Кожевников В.А. Автоматическая стабилизация вертолета. М.: Машиностроение, 1977. 152 с.

6. Дмитриев И.С., Есаулов С.Ю. Системы управления одновинтовых вертолетов. М.: Машиностроение, 1969. 220 с.

7. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. Под ред. С.М. Федорова. М.: Транспорт, 1977. 246 с.

8. Браверманн А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. Предельные режимы полета. М.: Машиностроение, 1988. 280 с.

9. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2001. 448 с.

10. Иванов Ю.П., Синяков А.Н., Филатов И.В. Комплексирование информационно-измерительных устройств летательных аппаратов. Л.: Машиностроение, 1984. 208 с.

11. Порунов А.А., Солдаткин В.В. Некоторые вопросы исследования аэродинамического поля вертолета применительно к задачам аэрометрии // Материалы Международной конференции и выставки «Авиация и космонавтика 2003». М.: МАИ, 2003. С. 81 - 82.

12. Клюев Г.И., Макаров Н.Н., Солдаткин В.М. Авиационные приборыи системы: Учебное пособие / Ульяновск: Изд-во Ульяновск, гос. техн. ун-та, 2000. 343 с.

13. Патент США 3.3763.838 (МКИ G01W 1/02, НКИ 73-189). Датчик потока, 1973.

14. Kaletka J. Evaluation of the Helicopter Low Airspeed System Lassie. / Jornal of American Helicopter Society, 1983, № 4. p 35 43.

15. A.C. 347622 (G01P 5/16). Указатель вектора воздушной скорости вертолета / Жуков Л.Ю., Завалихин А.И., Коновалов Ю.В., Лисс А.Ю., Мешангина Н.В., Родионов B.C., 1973. Б.И. № 24.

16. Комбинированный вертолетный измеритель скорости КВИС. Техническое описание и инструкция по эксплуатации БЭ2. 781.01 ТО, 1976.

17. Патент США 4.360.888 (МКИ G01 С 21/00). Всенаправленная система измерения воздушной скорости, 1980.

18. Измерители воздушной скорости на современных зарубежных вертолетах и самолетах с вертикальным взлетом и посадкой (обзоры по материалам зарубежной печати)/ Составитель Г.Н. Завалихин. М.: ОЦАОНТИ, 1981.47 с.

19. А.С. 867137 (МКИ G01 Р 5/16). Устройство для измерения воздушной скорости на вертолете / Тарасов B.C., Климов А.С., Горенштейн И.А., Гуськов В.И, 1984.

20. Козицын В.К., Макаров Н.Н., Порунов А.А., Солдаткин В.М. Анализ принципов построения СВС вертолета // Авиакосмическое приборостроение, 2003. № 10. С. 2 13.

21. Патент США 2.779.193 (НКИ 73-178). Fluidflow measuring device / Lee J.G., 1957.

22. Патент США 2.531.521 (НКИ 72-182). Air-speed indicating system for rotary winied aircraft / Link E.A., 1950.

23. Бутов В.П., Акимов А.И., Кульман А.Е., Скрипникова Е.М., Повлов Ю.Н. Летные испытания по определению рационального места размещения на лопасти несущего винта ПВД для комбинированного измерителя скорости КВИС / Отчет № 848-76-И. Жуковский: ЛИИ, 1976.

24. Бутов В.П., Скрипникова Е.М., Ивченко Ю.Г. Летные исследования на вертолете Ка-26 экспериментального образца комбинированного измерителя скорости КВИС / Отчет № 584-76-Н. Жуковский: ЛИИ, 1976.

25. А.С. 508132 (МКИ G01 Р 5/16). Приемник давления / Лисс А.Ю., Мануйлов М.И., 1975.

26. А.С. 803626 (МКИ G01 L 7/02, G01 Р 5/16). Устройство для измерения малых воздушных скоростей на вертолете / Климов А.С., Горенштейн И.А., Тарасов B.C., 1979.

27. А.С. 987746 (МКИ G01 Р 5/02). Устройство для преобразования малых воздушных скоростей / Комаров А.В., Климов А.С., Кравцов В.Г., 1984.

28. А.С. 279213 (МКИ G01 Р/02). Устройство для преобразования малых воздушных скоростей в электрический сигнал / Добролюбов Н.В., Барсуков И.И., Климов И.Т., Урманцев С.А. и др., 1970.

29. Патент США 3.070.999 (НКИ 73-181). Fluid Velocity measuring System for rotorcraft, 1963.

30. Патент США 2.986.933 (НКИ 73-181). Helicopter air speed measuring instrument / Summerling F.A., Arkell, 1961.

31. Патент США 3.332.282 (НКИ 73-182).Индикатор воздушной скорости вертолета / Daw D.F., 1965.

32. Проспект фирмы Pacer Systems Jnc. № 840/017.

33. Заявка № 421766622/10 от 25. 04. 1987 г. Измеритель воздушных параметров полета летательного аппарата / Порунов А.А., Солдаткин В.М., Козицын В.К., Лобанов А.Ю.

34. Патент США 3.149.491 (НКИ 73-178). Airspeed indicator. / Sissenwine N. et al, 1965.

35. Патент США 3.474.669 (НКИ 73-178). Устройство для ориентации приемника Пито / Carter J.J. et al, 1969.

36. Порунов A.A., Солдаткин В.М. и др. Исследование аэродинамического поля одновинтового вертолета применительно к задачам аэрометрии / Отчет о НИР per. № 01822034304, в 2-х книгах, шифр 3437. Казань: КАИ, 1984. 78 с.

37. Патент США 4.052.894 (МКИ G01 W 1/02, НКИ 73-189). Датчик для определения вектора скорости воздушного потока, 1978.

38. Заявка Великобритании 2.001.386 (МКИ G01 Р 5/16, НКИ E2F). Шарнирное соединение, 1977.

39. Патент США 2.661.624 (НКИ 73-180). Air speed indicating device / Bechberger R.F. et al, 1953.

40. Патент США 3.768.308 (МКИ G01 W 1/2, НЕСИ 73-189). Flow sensor / Nepadka V.F., 1973.

41. Петунин A.H. Методы и техника измерений параметров газового потока (Приемники давления и скоростного напора). М.: Машиностроение, 1972. 332 с.

42. Патент РФ 20337157 (МКИ G01 Р 5/16). Многоканальный аэрометрический зонд / Порунов А.А., 1995. Б.И. № 16.

43. Патент РФ 2042137 (МКИ G01 Р 5/16). Многоканальный аэрометрический преобразователь / Порунов А.А., Олин В.Н., Захарова Н.С., 1995. Б.И. №23.

44. Львовский Е.Н. Статические методы построения эмпирических формул. М.: Высшая школа, 1982. 224 с.

45. Брамвелл А.Р. Динамика вертолетов. Пер. с англ. Г.П. Ампилова, Г.К. Жустрин. М.: Машиностроение, 1982. 368 с.

46. Пейн П.Р. Динамика и аэродинамика вертолета. Пер. с англ. М.: Оборонгиз, 1963. 491 с.

47. Браславский Д.А., Петров В.В. Точность измерительных устройств. М.: Машиностроение, 1976. 312 с.

48. Патент ЕВП (ЕР) 0249848 (МКИ G01 Р 5/00). System zur Bestimmung der Fluggeschwindigkeit von Hubschraubern // Burhard Muller // Patentblatt 1987.

49. Порунов А.А., Бердников A.B. Компланарный аэрометрический зонд для кинематических параметров воздушного потока // Элементы исистемы электрооборудования летательных аппаратов: Межвуз. сб./ Казан, авиац. ин-т. Казань, 1991. С. 75 84.

50. Порунов А.А., Садыков А.А., Солдаткин В.М., Ференец В.А. Анализ бортовых измерительных аэрометрических параметров вертолета // Электрооборудование летательных аппаратов: Межвуз. сб. / Казан, авиац. ин-т. Казань, 1990. С. 73 80.

51. Порунов А.А. Измеритель высотно-скоростных параметров вертолета / Дисс. на соиск. уч. ст. канд. техн. наук. Казань: КГТУ им. А.Н. Туполева, 1996. 442 с.

52. Ференец В.А. Полупроводниковые струйные термоанемометры. М.: Энергия, 1972. 112 с.

53. Шефтель И.Т. Терморезисторы и их применение. М.: Наука, 1973.416 с.

54. Уорсинг А., Геффнер Дж. Методы обработки экспериментальных данных. М.: Изд-во иностран. литер., 1949. 363 с.

55. Авиационные приборы и измерительные системы. / Под ред. В.Г. Воробьева. М.: Транспорт, 1981. 391 с.

56. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования / Е.Г. Харин, П.М. Цветков, В.К. Волков и др., Под ред. Е.Г. Харина. М.: Машиностроение, 1986. 136 с.

57. Браславский Д.А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1970. 392 с.

58. Залманзон Л.А. Проточные элементы пневматических приборов контроля и управления. М.: Изд-во АН СССР, 1961. 247 с.

59. Цыпкин Я.З. Основы теории автоматических систем. М.: Наука, 1977. 560 с.

60. Петров В.В., Усков А.С. Основы динамической точности автоматических информационных устройств и систем. М.: Машиностроение, 1976.212 с.

61. Ференец В.А. Погрешности измерительных преобразователей: Учебное пособие / Казан, авиац. ин-т: Казань, 1981. 100 с.

62. Порунов А.А., Солдаткин В.М. и др. Теоретическое обоснование, разработка и экспериментальные исследования вариантов модели приемника давления ПВД-В2РФ: Техническая справка по НИР, шифр 3477, этап 1 / Казан, авиац. ин-т: Казань, 1992. 65 с.

63. Порунов А.А. Солдаткин В.М. и др. Теоретические и экспериментальные исследования возможности создания многокамерного приемника давления для вертолета: Отчет о НИР, шифр 3455, этап 4 / Казан, авиац. ин-т: Казань, 1991. 135 с.

64. Бромберг Э.М., Куликовский K.JI. Новые методы автоматической коррекции метрологических характеристик измерительных систем. // Приборы и системы управления, 1973. № 7. С. 11-14.

65. Браславский Д.А., Якубович A.M. Измерительные устройства с автокомпенсацией погрешностей // Приборы и системы управления, 1975. №5. С. 20-22.

66. Земельман М.А. Автоматическая коррекция погрешностей измерительных устройств. М.: Изд-во стандартов, 1972. 200 с.

67. Антонов Н.Н., Солдаткин В.М., Ференец В.А. Обеспечение статической точности устройств с пневмоэлектрическими преобразователями перепада давлений // Метрология, 1983. № 3. С. 16-19.

68. Солдаткин В.В. Автоматическая подстройка измерительных каналов системы воздушных сигналов вертолета // Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева, 2004. № 2. С. 26 29.

69. Порунов А.А., Солдаткин В.В. Система измерения малых воздушных скоростей вертолета // Научно-практич. сб. «Электронное приборостроение», вып. 3(37), 2004. Казань: ЗАО «Новое знание». С. 49 66.

70. Солдаткин В.В., Солдаткин В.М., Порунов А.А. Система воздушных сигналов вертолета / Решение ФИПС от 13.08.2004г. о выдаче патента на полезную модель по заявке № 2004120157/20 (022084) от 05.07.2004 г.

71. Солдаткин В.В. Комплексирование и фильтрация сигналов в каналах системы высотно-скоростных параметров вертолета // Материалы II Международной научно-технической конференции «Авиакосмические технологии». Воронеж: Вор.ГТУ, 2002. С. 172 176.

72. Порунов А.А., Солдаткин В.М., Солдаткин В.В. Измерительно-вычислительная система определения малых воздушных скоростей вертолета

73. Авиакосмическое приборостроение, 2004. № 11. С. 40 49.

74. Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитриченко Л.А. Навигационные приборы и системы: Учеб. пособие для вузов. Под ред. И.И. Помыкаева. М.: Машиностроение, 1983. 456 с.

75. Алексеев Н.В., Вождаев Е.С., Кравцов В.Г. и др. Системы измерения воздушных параметров нового поколения // Авиакосмическое приборостроение, 2003. № 8. С. 31 36.

76. Солдаткин В.В. Синтез комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Известия ОрелГТУ, серия «Машиностроение. Приборостроение», 2004. № 1. С. 62 68.

77. Матов В.И. и др. Бортовые цифровые вычислительные машины и системы. М.: Высшая школа, 1988. 216 с.

78. Солодов А.В. Методы теории систем в задачах непрерывной фильтрации. М.: Наука, 1976. 264 с.

79. Солдаткин В.В. Алгоритмы обработки информации системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Изв. вузов. Авиационная техника, 2004. № 2. С. 62 66.

80. Солдаткин В.В. Анализ комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Изв. вузов. Авиационная техника, 2004. № 3. С. 52-57.

81. Солдаткин В.В. Алгоритмы обработки информации системы измерения малых воздушных скоростей вертолета // Тезисы докладов Международной конференции «Авиация и космонавтика 2004». М.: МАИ, 2004. (в печати).

82. Солдаткин В.В. Моделирование и оценка погрешностейаэромеханического канала коррекции (метод VIMI) и комплексной системы измерения малых воздушных скоростей вертолета / Отчет о НИР НЧ 303037, этап 3. Казань: Казан, гос. гехн. гн-т, 2004. 58 с.

83. Разработка программ и методик испытаний экспериментального образца АНС / Солдаткин В.М., Порунов А.А, Потопов А.А., Солдаткин В.В. Отчет о НИР НЧ 303036, этап 4. Казань: КГТУ им. А.Н. Туполева, 2003. 86 с.

84. Порунов А.А., Солдаткин В.В., Кушаев Р.Ф. Протокол трубныхиспытаний и тарировки экспериментального образца аэрометрического канала автономной навигационной системы. Казань: КГТУ им. А.Н. Туполева, 2004. 32 с.

85. Новицкий П.В., Зограф И.А. Оценка погрешностей результатов испытаний. JL: Энергоатомиздат, 1991. 304 с.

86. Акт натурных испытаний экспериментального образца навигационной системы на базе магнитного датчика курса и аэрометрического канала коррекции. ОАО ЧНППП «ЭЛАРА», 2004. 12 с.

87. А.С. 845101 (МКИ G01 Р 5/18). Устройство для измерения скорости потока газа или жидкости / Бальцер С.К., Танеев Ф.А., Иванчук А.С. и др. 1987. Бюл.: № 25.

88. А.С. 1282010 (МКИ G01 Р 5/00). Устройство для измерения скорости и направления воздушного потока / Танеев Ф.А., Левин А.Л., Солдаткин В.М., Ференец В.А. 1987. Бюл. № 1.

89. Танеев Ф.А. Ионно-меточные измерители воздушной скоростилетательного аппарата / Дисс. на соиск. уч. ст. канд. техн. наук. Казань: КГТУ им. А.Н. Туполева, 1996. 277 с.

90. Патент РФ 2165086 (МКИ G01 Р 5/18). Устройство для измерения скорости и направления потока газа или жидкости / Чумаров А.Р., Солдаткин В.М., Танеев Ф.А., 2001. Бюл. № 10.

91. Патент РФ 2172961 (МКИ G01 Р 5/18). Устройство для измерения скорости и направления потока газа или жидкости / Чумаров А.Р., Солдаткин В.М., Танеев Ф.А., 2001. Бюл. № 24.

92. Чумаров А.Р. Исследование методов повышения точности ионно-меточных измерительных преобразователей кинематических параметров пока/Дисс. на соиск. уч. ст. канд. техн. наук. Казань: КГТУ им. А.Н. Туполева, 2001. 253 с.