Методы расширения сферы применения сверхлегких и очень легких вертолетов

На правах рукописи

ДУДНИК Виталий Владимирович МЕТОДЫ РАСШИРЕНИЯ СФЕРЫ ПРИМЕНЕНИЯ СВЕРХЛЕГКИХ И ОЧЕНЬ ЛЕГКИХ ВЕРТОЛЕТОВ Специальность 05.22.14 – Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Москва 2013

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном образова тельном учреждении высшего профессионального образования Московском государственном техническом университете гражданской авиации (ФГБОУ ВПО МГТУ ГА).

Научный консультант – доктор технических наук, ведущий научный со трудник, руководитель СКБ МГТУ ГА Никитин Игорь Валентинович.

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ:

доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой «Техниче ская эксплуатация авиационных электросистем и пилотажно-навигационных комплексов» ФГБОУ ВПО МГТУ ГА Кузнецов Cергей Викторович;

доктор технических наук, начальник отдела исследований изменений аэродинамических и летно-технических характеристик гражданской авиации Летно-методического центра гражданской авиации ФГУП ГосНИИ ГА Масленникова Галина Евгеньевна;

доктор технических наук, профессор, научный сотрудник Научно исследовательского испытательного центра авиакосмической медицины 4-го ЦНИИ МО Овчаров Всеволод Ефимович.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ:

ФГБОУ ВПО Санкт-Петербургский государственный университет граждан ской авиации.

Защита состоится 24 октября 2013 г. в 15 часов на заседании диссертаци онного совета Д 315.002.01 на базе Федерального государственного унитарного предприятия Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации - по адресу: ул. Михалковская, д.67, корп.1, Москва, РФ, 125438.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ФГУП ГосНИИГА.

Автореферат разослан "10" июля 2013 г.

Ученый секретарь диссертационного совета Д 315.002.01, к.т.н. Плешаков А.И.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы обусловлена проблемами в области применения вертолетов в народном хозяйстве. К ним можно отнести высокий износ заня того на авиационных работах (АР) парка воздушных судов (ВС) и несоответ ствие его структуры и показателей потребностям и требованиям заказчиков, низкий уровень технического обеспечения работ, противоречия интересов производителей и заказчиков АР, высокая стоимость работ и некоторые дру гие, снижающие объемы и качество производства АР в стране.

Эти проблемы особенно остры в связи с постепенным выводом из эксплуа тации вертолетов Ми-2 и Ка-26, серийное производство которых давно пре кращено. Данные ВС активно использовались на авиахимических работах (АХР), но в последнее время их количество резко сокращается. Их активно замещают на этих работах сверхлегкие самолеты и дельталеты, однако не имея индуктивного потока, и маневренности свойственной вертолетам они не могут выполнить часть АХР (в частности в пересеченной местности и на огра ниченных площадях) с высоким качеством. Кроме того, отсутствие ВС с низкими эксплуатационными расходами и возможностью движения с малой скоростью, не позволяет выполнять наблюдение за объектами и аэрофото грамметрию, которые востребованы в сферах строительства, сельского хо зяйства и ряде других отраслей экономики. Применение сверхлегких (СЛВ) и очень легких вертолетов (ОЛВ) для АХР и аэрофотосъемки (АФС) позволяет снять часть проблем. В этой связи решение задач, расширяющих сферу при менения СЛВ и ОЛВ в различных отраслях, имеет важное значение для раз вития авиации и экономики страны, определяет актуальность и значимость работ по созданию соответствующих методов и средств, а следовательно и темы диссертации.

Состояние проблемы. Расширение сферы использования СЛВ и ОЛВ в экономике связано с решением задач сложного характера и необходимости учета различных факторов, влияющих на эффективность их применения и безопасность полетов. К настоящему времени известно множество работ по исследованию различных аспектов применения вертолетов более тяжелого класса и выполнения на них АР, образующих основы для теоретической базы и определяющих основные направления исследований диссертационной ра боты.

Основными областями экономики, в которых могут найти эффективное применение СЛВ и ОЛВ, являются авиахимические работы, наблюдение за объектами и аэрофотосъемка.

Решение задач эффективного применения СЛВ и ОЛВ для АХР стало воз можным при использовании результатов ряда исследований, выполненных для других классов ВС. Огромный вклад в развитие теоретических основ при менения летательных аппаратов для сельского хозяйства внесло ОАО «НПК ПАНХ». Ряд исследований выполнялся и специалистами других организаций, в том числе СКБ МГТУ ГА. Основы теории применения ВС для авиахимиче ской обработки полей разработаны С.А. Паршенцевым, В.С. Лагуточкиным, Ю.Г.Логачевым, которые для моделирования процесса использовали уравне ния динамики движения изолированных частиц рабочего вещества правиль ной и постоянной формы и П-образные схемы вихревого следа самолетов и вертолетов. Впоследствии Б.Л.Артамонов, А.Б.Евдокимов и другие специали сты, применяли в этих задачах расчетные процедуры описания дальнего сле да ВС на основе концевых вихрей их несущих систем, а также отдельных эф фектов движения частиц. В исследованиях В.Б.Козловского, В. С. Деревянко, О.В.Худоленко показано, что АХР являются специфическим видом деятельно сти, ориентированным на требования потребителей и во многом отличаю щимся от воздушных перевозок, что требует разработки и использования специальных методов и средств. Структурно-функциональные и аналитиче ские описания ВС для АХР, формирование требований к ним и рекомендаций по выбору типа, состава и показателей оборудования для разных ВС и работ, а также обоснования качественных показателей и технологических режимов проведения АХР заданным ВС в различных условиях выполнены В.П. Асов ским.

Однако, в данных работах не рассмотрены возможности эффективного снижения сноса путем полета ВС по оптимальной траектории, компенсирую щей снос химикатов в зависимости от атмосферных условий в режиме реаль ного времени. В то время как такие маневры возможны для СЛВ и ОЛВ вслед ствие их высокой маневренности и наличия современных цифровых пилотаж ных приборов.

Другими задачами, на которые может быть расширена зона применимости СЛВ и ОЛВ, является аэрофотосъемка и наблюдение. В настоящее время СЛВ и ОЛВ практически не применяются для таких задач. В то же время в этой области было сделан ряд исследований, которые позволяют обосновать воз можность расширения сферы применения СЛВ и ОЛВ для таких видов работ как аэрофотограмметрия и видеотеплосканирование. В этой связи наиболее интересны работы А.С. Назарова и Ю.Н. Корнилова, посвященные теории фотограмметрии. В классической теории фотограмметрии предполагается априорное знание базы снимков и использование двух фотоаппаратов, что для СЛВ и ОЛВ сложно осуществить ввиду малых размеров фюзеляжа ВС. Ис следования в области видеотеплосканирования во многом основываются на опыте специалистов конструкторского бюро ОАО «Азовский оптико механический завод». Теория работы сканирующих тепловизионных уст ройств на воздушных судах активно развивалась такими специалистами как Д.С. Гавриловым, Г.А. Падалко, С.А. Покотило. Их исследования показывают возможность создания интегрированного сканера, адаптированного для СЛВ и ОЛВ.

В целом расширение сферы применения СЛВ и ОЛВ в народном хозяйстве может быть осуществлено после определения границ применимости воздуш ного судна. В последнее время особенно актуальными стали задачи беспи лотных испытаний ВС на опасных режимах. Большое количество исследова ний в данном направлении выполнено в НИИ Проблем физического модели рования ХАИ. Работы его ученых А.И. Рыженко, В.О., Черановского, В.П.

Максимова направлены на создание алгоритмов и принципов выполнения экспериментов с летательными аппаратами в беспилотном режиме. Однако в связи с тем, что в большинстве работ описаны беспилотные испытания само летов, особенностям вертолетов в работах данных ученых уделяется мало внимания.

Целью работы является расширение сферы применения СЛВ и ОЛВ в народном хозяйстве на основе новых методов и средств их эксплуатации.

В процессе достижения этой цели решены задачи:

- расширение сферы применения СЛВ и ОЛВ для АХР;

- расширение сферы применения СЛВ и ОЛВ при выполнении задач видео наблюдения и АФС;

- разработки методов определения эксплуатационных ограничений для СЛВ и ОЛВ.

Методы исследования использованные в работе включают в себя мето ды летного эксперимента, вычислительной математики, теории несущего вин та вертолета, теоретической механики и динамики полета, методы идентифи кации летных параметров, продувки в аэродинамической трубе и эксперимен ты на проливной установке, а также программирование алгоритмов на ЭВМ.

Достоверность результатов исследований подтверждается сравнением теоретических и фактических данных, в т.ч. полученных автором при прове дении летных испытаний, сопоставимостью расчётных данных фактическим величинам и успешной реализацией на практике полученных рекомендаций, выводов и предложений.

Научная новизна результатов диссертационной работы состоит в полу ченных автором результатах и определяется:

- научным обоснованием расширения сферы возможного использования СЛВ и ОЛВ для решения экономических задач;

- разработанными методами экспериментального определения летных харак теристик СЛВ и ОЛВ, учитывающими особенности этих классов ВС;

- разработанной методикой определения эксплуатационных ограничений для СЛВ и ОЛВ, совмещающей в себе выполнение пилотируемых полетов и поле тов в беспилотном режиме;

- разработанным методом активного снижения вибрации на борту СЛВ и ОЛВ, базирующимся на использовании многослойных модулей из сегнетоэлектри ческого материала;

- разработанной методикой выбора оптимальных азимутов встречи соосных двухлопастных НВ работающих в противофазе;

- установлением новых эффектов применения интерцепторов хвостовой бал ки, позволяющих не только улучшить путевую управляемость и снизить по требную мощность на режимах малой скорости, но и снизить вибрацию на хвостовой балке и педалях пилота;

- разработанным методом измерения потребной мощности на винтах СЛВ и ОЛВ, предусматривающим использование цифрового радиоканала для пере дачи данных с вращающихся элементов валов;

- разработанной методикой маловысотного адаптивного сканирования, ис пользующей данные бортового оборудования СЛВ и ОЛВ для ориентации снимков;

- разработанной методикой определения площадей пропусков, двойной, не санкционированной обработки поля во время выполнения АХР;

- разработанным методом снижения сноса частиц рабочего вещества при вы полнении АХР с использованием СЛВ и ОЛВ учитывающим реальное движе ние ВС над полем и параметры ветра.

Теоретическая значимость результатов исследований. Предложенные результаты исследований в виде методик могут быть использованы для рас чета параметров СЛВ и ОЛВ, для определения оптимальных методов авиахи мической обработки и качества АХР, теоретического обоснования использо вания оборудования наблюдения на СЛВ и ОЛВ.

Практическая ценность. Результаты представленных в диссертацион ной работе исследований могут использоваться для расширения сферы ис пользования и повышения эффективности применения СЛВ и ОЛВ в народном хозяйстве.

С использованием предложенных методов решен ряд прикладных задач, частности:

- выполнение испытаний, подготовка к эксплуатации и создание беспилотной версии СЛВ «Роторфлай»;

- расчет характеристик и подготовка к испытаниям ОЛВ «Брат»;

- подготовка проекта сельскохозяйственного ОЛВ «Игрек»;

- подготовка проекта низковысотного тепловизионного двухспектрального сканера с неохлаждаемой матрицей;

- создание комплекса для выполнения аэрофотограмметрии с использованием сверхлегких летательных аппаратов;

- разработка пилотажного стенда легкого вертолета Ru-Мas-240;

При выполнении НИР:

- разработка унифицированной системы вибродиагностики и мониторинга силовых установок и трансмиссий воздушных судов, 2002-2003г, инв. № 02050501017;

- разработка и создание опытного образца твердотельного авиагоризонта для сверхлегких летательных аппаратов на чувствительных элементах нового по коления, 2006-2007г, инв. № 02200705609;

- теоретические исследования систем инерциальной навигации с разработкой новых математических методов фильтрации для безопасных испытаний слож ных подвижных объектов, 2008-2010г, инв. № 02201153409;

- исследование влияния геометрии на аэродинамику и аэроакустику лопасти турбины ветроэнергетической установки, 2010-2011г, инв. № 02201161097;

- математическое моделирование полета сверхлегких вертолетов, для оценки летной годности по параметрам устойчивости, управляемости и летно техническим характеристикам 2011г, инв. №022012251365.

В учебном процессе представленные результаты были реализованы в кур сах «Аэродинамика» и «Конструкция вертолетов» кафедры "Вертолетострое ние" ДГТУ, в программах повышения квалификации Института управления и инноваций Авиационной промышленности.

Предложенные методики использовались при выполнении оценки экологи ческого ущерба АХР и подготовки программ мониторинга состояния окру жающей среды.

Апробация работы. Основные положения работы, научные и практиче ские результаты исследований докладывались и получили положительную оценку на Европейском вертолетном форуме (2007 г.), форуме Российского вертолетного общества (2006), конференции «Исследования и образование в конструировании летательных аппаратов» (Варшава, 2010 г.) и других меж дународных, всероссийских, отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах (УГАТУ 2008;

МАИ 2010, МГТУ ГА, 2011 г.г.). От дельные результаты выполнения работы были отмечены призами нескольких научно-технических конкурсов, в частности в конкурсе Южно-Российского отделения Международной академии наук экологии и безопасности жизне деятельности (1998 г.), в конкурсе Ростовского отделения Российской инже нерной академии (2000 г.), в конкурсе молодых ученых им. акад. И.И. Воро вича (2002 г.), на всероссийском конкурсе научно-исследовательской и инно вационной деятельности «Иннов 2007» (2007 г.), в конкурсе «Высокие техно логии 21 века» (2010г.). В 2006 г. работа была удостоена гранта фонда СРМФПНТС.

Публикации. Отдельные результаты диссертации опубликованы в одной монографии, 82 научных статьях, 19 из которых входят в перечень рекомен дованный ВАК и 5 отчетах о НИР, в которых автор являлся ответственным исполнителем или научным руководителем. По результатам работы офици ально зарегистрированы 3 программы и получено 5 патентов.

На защиту выносятся:

- методы расширения сферы применения СЛВ и ОЛВ в народном хозяйстве;

- концепция маловысотного сканера с адаптивным сканированием, интегри рованного с бортовым оборудованием СЛВ и ОЛВ;

- методика определения оптимального азимута встречи лопастей двухлопаст ных соосных несущих винтов по величине экстремумов сил НВ;

- методика определения качества АХР посредством определения обработан ной площади поля, площади пропусков, площади поля с повышенной плотно стью обработки, площади несанкционированной обработки (выход за границу поля).

- методика определения границ эксплуатации СЛВ и ОЛВ в беспилотном ре жиме, включающая способы создания системы автоматического управления и определения передаточных функций для беспилотных испытаний СЛВ и ОЛВ;

- методы совмещения ручной системы управления и электрических исполни тельных механизмов;

- принципы создания оборудования регистрации параметров СЛВ и ОЛВ, ме тодика определения крутящего момента на валах СЛВ посредством цифрово го радиоканала;

- метод снижения вибрации на режимах эксплуатации СЛВ и ОЛВ путем ис пользования активной системы снижения вибрации, базирующейся на твер дотельном исполнительном устройстве, совмещающем прямой и обратный электрострикционный эффект;

- метод улучшения характеристик одновинтовых СЛВ и ОЛВ путем установки дополнительных устройств - гребней хвостовой балки;

- базы статистических, экспериментальных и расчетных данных, описания элементов программного обеспечения необходимого для определения экс плуатационных ограничений СЛВ и ОЛВ.

Структура работы. Диссертация состоит из перечня условных обозначе ний, введения, шести глав, заключения, списка литературы из 247 наимено ваний. Общий объем диссертации 377 страниц, содержащих 228 рисунков и 34 таблицы. Основная часть изложена на 349 страницах.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы диссертации, определены цель и задачи исследования, сделан обзор основных работ на тему исследо ваний, представлены сведения по существу выполненной диссертационной работы и выносимые на защиту положения, а также сведения об апробации и внедрении результатов работы и о публикациях.

В первой главе приведена классификация вертолетов. Представлена си туация в области государственного регулирования, развития теории и конст рукции вертолетов малых весовых категорий в мире.

Двухместные СЛВ и ОЛВ, количество которых в настоящий момент в мире быстро растет, могут быть применены для решения ряда практических задач.

Наибольшую роль в появлении и развитии двухместных СЛВ и ОЛВ сыграли США и Италия. Вслед за производителями из дальнего зарубежья изготовле ние ОЛВ началось в Украине. В России также осуществляются попытки запус ка производства СЛВ и ОЛВ.

Основным критерием, в соответствии с которым ВС делятся на категории, является максимальная взлетная масса. Согласно классификации, принятой международной авиационной федерацией (ФАИ), к СЛА относятся двухмест ные ВС со взлетной массой в сухопутном варианте не выше 450 кг, в гидро варианте - не выше 495 кг. Сравнительно недавно в мире появился класс очень легких воздушных судов. В Европейском союзе такие воздушные суда регламентируются нормами JAR-VLA для самолетов и JAR-VLR для вертолетов и автожиров. JAR-VLA имеют ограничение максимальной взлетной массы ВС 750 кг, JAR-VLR – 600 кг. Опыт развития вертолетов малой весовой категории показывает неясность весовой классификации JAR-VLR, т. к. вертолеты, под падающие под классификацию 450-600 кг, практически не выпускаются. До пуск к эксплуатации очень легких вертолетов в Великобритании регулируется собственными правилами BCAR VLH. Согласно требованиям BCAR VLH макси мальная взлетная масса не более 750 кг.

В США реальное распространение получили малогабаритные ВС, подпа дающие под экспериментальный класс вертолетов домашней постройки Experimental home-built, FAR 21.191 (g). Похожие требования, в соответствии с правилами AMA 549.201, предъявляются к вертолетам со взлетным весом до 700 кг в Канаде, производящей такие вертолеты.

Российский Воздушный кодекс устанавливает максимальную взлетную массу для любых сверхлегких ВС 495 кг. Они, как правило, проходят упро щенную сертификацию как единичные ВС. Согласно Воздушному кодексу сле дующим классом является класс легких вертолетов с ограничением 3100 кг.

Этот класс в основном сертифицируется по нормам АП-27 (аналог FAR-27 и JAR-27), которые применяются для вертолетов со взлетным весом до 2720кг.

Из этой классификации практически выпадают как зарубежные, так и отече ственные вертолеты взлетной массой от 495 до 750 кг, не проходившие сер тификацию по нормам FAR/JAR/АП-27. Превышая допустимую массу для сверхлегких вертолетов, класс ОЛВ имеет много общего с СЛВ по особенно стям конструкции и эксплуатации. В то же время эти классы имеют весьма много отличий от класса легких вертолетов. В соответствие с иностранными аналогиями вертолеты с максимальным взлетным весом от 495 до 750 кг, не проходившие сертификацию по АП-27 целесообразно рассматривать как класс очень легких вертолетов. Опыт иностранных государств свидетельству ет о потребности внесения класса ОЛВ в законодательные акты Российской Федерации. Очевидно, что в связи с ростом эффективности ОЛВ и их количе ства потребность в появлении новых законодательных актов будет расти.

Отдельные требования, отличные от требований предъявляемым к более тяжелым аппаратам, обусловлены низкой потенциальной опасностью СЛВ и ОЛВ по отношению к третьим лицам и окружающей среде. Данные, позво ляющие сравнить потенциальную опасность различных классов ВС показыва ют, например, что потенциальная опасность ОЛВ Ехес 162 сравнима с потен циальной опасностью легкового автомобиля, в то же время потенциальная опасность легкого вертолета Ми-34 уже на порядок выше. Этим, прежде все го, и объясняются упрощенные подходы к сертификации и либеральные пра вила полетов для СЛВ и ОЛВ во многих странах.

Вторая глава посвящена анализу возможностей применения СЛВ и ОЛВ в народном хозяйстве.

Применение СЛВ и ОЛВ для выполнения транспортных операций малоэф фективно, вследствие малой полезной нагрузки и ограничений на полеты, однако они с успехом могут использоваться для выполнения АХР и решения задач наблюдения, АФС.

За последние годы произошло существенное изменение основных средств и видов авиахимической обработки. Сказалось влияние двух факторов. Во первых, изменилась и продолжает интенсивно меняться структура сельскохо зяйственных площадей в России. Это связано с расширением участия России в процессе глобализации производства продуктов питания и интенсивным изменением климата. Во-вторых, изменилась структура парка ВС, использую щихся для АХР. Если двадцать лет назад АХР выполнялись с помощью само летов Ан-2 и вертолетов Ми-2, Ка-26, то в настоящее время 70% АХР выпол няется сверхлегкими ВС. СЛВ и ОЛВ сочетают в себе преимущества вертоле тов (индуктивный поток несущего винта (НВ)) и сверхлегких самолетов (низ кая стоимость летного часа). Двухместные СЛВ и ОЛВ, появившиеся в по следние годы, позволяют поднимать 120-150 кг химических препаратов и ус пешно выполнять АХР. СЛВ и ОЛВ за рубежом применяются на АХР уже в те чении нескольких лет, однако в России этого не наблюдается. Выполненный экономический анализ показал, что себестоимость применения СЛВ и ОЛВ на АХР существенно ниже применения существующих самолетов Ан-2 и вертоле тов Ми-2. Получившееся не пользу СЛВ и ОЛВ сравнение себестоимости с сельскохозяйственными дельталетами компенсируется гораздо большими технологическими возможностями первых. Исходя из величин полезной на грузки СЛВ и ОЛВ, оптимальным является использование в АХР малообъем ных методов химической обработки растений. Микрокапельное опрыскива ние, характерное для малообъемной обработки, в сочетании с индуктивным следом СЛВ и ОЛВ могут обеспечить высокое качество обработки, обуслов ленное максимально возможным покрытием растения с разных сторон. Одна ко, в то же время, малообъемная обработка растений требует высокой точно сти внесения химических препаратов с учетом текущего состояния ветра.

Микрочастицы в индуктивном следе НВ СЛВ или ОЛВ могут привести к серь езным последствиям от сноса концентрированных растворов на соседние по севы или лесополосы. Таким образом, для эффективного применения СЛВ и ОЛВ на АХР целесообразно решить задачу создания системы повышающей точность внесения рабочих веществ.

Вследствие малых затрат и высокой маневренности применение СЛВ и ОЛВ экономически оправдано для целей наблюдения, съемки и сканирования местности. При этом может быть использован несколько иной подход, неже ли для более тяжелых ЛА. Стабилизирующие устройства могут не использо ваться или не иметь своей измерительной части, что понижает стоимость и вес съемочного оборудования. Однако для того, чтобы получить не только высокое качество снимков, но и использовать штатное пилотажное оборудо вание СЛВ и ОЛВ для ориентации камеры в режиме реального времени или изображения при постобработке, требуется понижение вибрации на борту.

Низкий уровень вибрации позволяет получить приемлемые данные по точно сти от простых пилотажных приборов, инерциальные модули которых обычно выполнены на элементах, использующих MEMS технологии. Вследствие невы сокой стабильности эффективность работы таких модулей зависит от частоты и уровня вибрационных колебаний на ВС. Расчеты и эксперименты показыва ют, что СЛВ и ОЛВ могут быть эффективны для выполнения аэрофотограм метрии, т.е. технологии измерения изображений объектов или участков мест ности с помощью снимков, получаемых воздушным фотографированием. Для получения трехмерного изображения объектов необходимо осуществить мно жественную съемку местности. Развитие современной электроники привело к тому, что простые системы определения углового положения и пространст венных координат могут быть реализованы на СЛВ и ОЛВ с помощью одного фотоаппарата, позволяющего определить стереобазу съемки с приемлемой точностью. При этом целесообразно использовать дифференциальный при емник СНС. Использовать штатное оборудование как источник первичной ин формации должен также маловысотный тепловизор с адаптивным сканирова нием - «смотрящей» матрицей, оптимизированный для малых ВС. Разрабо танная концепция показывает, что такое устройство может иметь небольшой вес и высокую эффективность на ОЛВ и СЛВ. «Смотрящая» матрица, рабо тающая в дальнем диапазоне с длиной волны 9-12 мкм, позволяет накапли вать тепловое изображение. В таком сканере возможно проектировать изо бражение на матрицу сравнительно небольших размеров (320х256 элемен тов). Применение принципа адаптивного косого сканирования позволяет обеспечить обзор наблюдаемой поверхности в широком поле зрения без по тери разрешения. Главным условием использования бортового оборудования СЛВ и ОЛВ для ориентации зеркала сканера является приемлемая точность определения значений углов в 0,25-0,3 величины мгновенного поля зрения аппаратуры, что возможно получить при недопущении высокой вибрации на борту.

Для того чтобы решить задачи, связанные с расширением сферы примене ния СЛВ и ОЛВ в народном хозяйстве первоначально должны быть определе ны эксплуатационные ограничения ВС и влияние на них навесного оборудо вания. Решение этих задач требует выполнения теоретических расчетов и практических экспериментов. Испытания СЛВ и ОЛВ существенно осложни лись вследствие появления в последние годы соосных вертолетов и балли стических систем спасения. Соосные вертолеты могут иметь схлестывание лопастей на некоторых режимах, а определение режимов работы баллистиче ской системы спасения вообще невозможно в практических экспериментах с человеком на борту, вследствие чего напрашивается вывод о необходимости выполнения испытаний, по крайней мере, на опасных режимах в беспилотном варианте.

Таким образом, для расширения сферы применения СЛВ и ОЛВ в экономи ке необходимо определение эксплуатационных ограничений этих ВС, сниже ние виброактивности на борту и автоматизация процесса движения ВС во время АХР в соответствие с текущими атмосферными условиями (рис.1).

Рис. 1. Задачи расширения сферы применения СЛВ и ОЛВ.

В третьей главе представлены особенности теоретического определения границ и параметров эксплуатации СЛВ и ОЛВ.

Границы эксплуатации в первую очередь зависят от параметров НВ. Как известно, при увеличении горизонтальной скорости эффективность винта сначала растет, а затем снижается. На снижение летных характеристик СЛВ и ОЛВ также оказывает влияние навесное оборудование, необходимое для применения ВС в народном хозяйстве. Выполненный на примере одновинто вого ОЛВ «Игрек» расчет влияния навесного опрыскивающего оборудования, аэродинамические параметры которого определялись на автомобильном стенде, показывает меньшее снижение летных характеристик при использо вании оборудования высокого давления форсуночного типа. На рис. 2 пред ставлены примеры расчетов потребной мощности без распылителей (1), с распылителями форсуночного (2) и центробежного (3) типа. Видно, что уста новка форсуночного оборудования снижает крейсерскую скорость, но меньше центробежного оборудования.

В настоящее время растет число типов СЛВ и ОЛВ соосной схемы, что обу словлено высокой эффективностью их несущей системы и разработанными в последние годы новыми принципами управления НВ. Соосные ВС еще нахо дятся в стадии разработки, испытаний и опытной эксплуатации, но следует ожидать, что в ближайшие годы они найдут широкое применение. В соответ ствие с этим является актуальным определение их параметров на режимах АР. Расчеты, выполненные для НВ сельскохозяйственной модификации ОЛВ «Брат» показывают, что вследствие наличия вихревой пелены от верхнего винта при одном и том же коэффициенте крутящего момента нижний винт имеет коэффициент тяги на 18-20% ниже.

Рис 2. Графики потребной и располагаемой мощностей ОЛВ «Игрек» с ус тановленным опрыскивающим оборудованием и без него.

На режимах горизонтального полета, согласно ряду исследований, выполнен ных на соосных вертолетах, на скоростях µ=0,2-0,25 параметры верхнего и нижнего винтов выравниваются. Расчеты эксплуатационных режимов, выпол ненные на примере СЛВ «Роторфлай», показывают неравномерность углов атаки по диску (рис. 3а) и несущей способности НВ (рис. 3б) при пропульсив ном движении. Интегрирование подъемной силы лопастей показывает перио дические колебания тяги всех лопастей НВ. При встрече лопастей верхнего и нижнего НВ на азимутах 0°, 90°, 180°, 270° фазы колебаний могут быть а б Рис. 3. Распределение углов атаки (а) и коэффициента подъемной силы (б) по диску верхнего НВ СЛВ «Роторфлай» в горизонтальном полете на скорости 80км/ч (черным отмечена зона с большими перепадами значений).

близки друг к другу. Меняя азимуты встречи лопастей, возможно перевести проходные гармоники верхнего и нижнего НВ в состояние противофазы. Для выбора оптимального угла встречи лопастей НВ разработаны методика и про граммное обеспечение, которые позволяли определять оптимальные азимуты встречи лопастей. На рис. 4 представлена зависимость интенсивности коле баний тяги винтов от угла смещения лопастей на скорости полета 100 км/ч.

Как показывает зависимость, оптимальное смещение, при котором вторая 100 км/ч Амплитуда колебаний тяги винтов, Н 1 21 41 61 81 101 121 141 161 20 40 60 80 100 120 140 160 Угловое смещение винтов, град Рис. 4. Зависимость интенсивности колебаний тяги винтов на второй гар монике от угла смещения лопастей СЛВ «Роторфлай».

гармоника НВ будет находиться в противофазе, составляет 105. Такое сме щение соответствует азимуту совмещения лопастей 37,5 (рис. 5). Однако само по себе применение эффективного НВ не гарантирует Рис. 5. Вид сверху на СЛВ и ОЛВ «Роторфлай» до (а) и после (б) измене ния углов совмещения лопастей.

высокого качества выполнения АР. Неточное внесение препаратов при АХР, вызванное в первую очередь ветром, может нанести существенный урон как окружающей среде и соседним посевам, так и здоровью людей. При проведе нии АХР влияние бокового ветра на оседание капель, учитывается субъектив но летчиком воздушного судна. Такой подход не позволяет достичь высоких результатов точности и равномерности внесения мелкодисперсных капель, характерных для СЛВ и ОЛВ. Для повышения эффективности СЛВ и ОЛВ на АХР была разработана расчетная методика учета сноса химических веществ.

Учет распределения частиц велся после определения направления, скорости ветра с дальнейшим расчетом зоны обработки, по алгоритмам расчета осаж дения капель. Структурная схема такого расчета показана на рис. 6. Данный подход может быть применен практически к любым летательным аппаратам, однако эти алгоритмы и их техническая реализация оптимизированы для оборудования СЛВ и ОЛВ. Учитывая, что на гонах во время АХР углы крена и тангажа близки к нулю, возможно определять направление и скорость ветра по разнице курсов и скоростей летательного аппарата. Такой метод прост и не требует использования сложных устройств. Сначала определяется угол сноса по разнице между истинным и магнитным курсом вертолета. После это го рассчитывается скорость и направление ветра. Для вычисления уг ла магнитного курса можно использовать показания штатного магнитометра СЛВ и ОЛВ, истинного курса и путевой скорости – СНС, воздушной скорости – модуль воздушных сигналов штатного пилотажного прибора. После опреде ления скорости ветра необходимо выполнить расчет осаждения капель.

Сельско хозяйственный ЛА Магнитный курс Определение Воздушная скорость скорости и Путевая скорость направления ветра Курс СНС Диаметр частиц Расчет траектории Высота выброса осаждения капель Координаты точек выброса Определение Указание оптимальной территории траетории движения ЛА обработки Накопление данных о видах и качестве авиахимической обработки полей Рис. 6. Схема определения качества авиахимической обработки и работы ассистирующей системы пилота сельскохозяйственного ЛА.

Для этого была создана модель движения капель после выброса из распыли телей сельскохозяйственного вертолета. Методика создана на основе уравне ний движения частиц в потоке газа. Согласно ряду исследований, процесс распыления капель при АХР можно рассматривать как двухфазную среду с очень малой концентрацией. Тогда вначале решаются уравнения движения газа, а затем по известным его параметрам определяются траектории частиц и изменение их состояния вдоль траекторий. Траектория движения частицы после выброса может быть определена интегрированием проекций мгновен ных скоростей изменяющихся под воздействием потоков воздушных масс.

Течение в каждой точке пространства вблизи сельскохозяйственного верто лета может рассматриваться происходящим под действием природных атмо сферных потоков и воздушных масс, перемещаемых несущим винтом верто лета. При выполнении расчетов необходимо учитывать градиент скорости, возникающий вследствие торможения ветрового потока у земли.

По описанной методике была создана программа расчета траектории час тиц, распыленных вертолетом в процессе сельскохозяйственной обработки.

Интегрирование уравнений движения с учетом поля скоростей внешнего по тока производилось численным методом. Получаемые расчетные данные мо гут быть использованы в ассистирующих или автоматических системах управ ления химическим оборудованием ВС в режиме реального времени. Реализа ция данных алгоритмов на дополнительных устройствах визуализации или управления позволит компенсировать увеличение сноса рабочих веществ при применении мелких капель СЛВ и ОЛВ при АХР. Для того чтобы эксплуатанты и сельхозпроизводители могли оценить точность внесения рабочих веществ также необходимо произвести расчет следующих величин площади обработ ки: обработанная площадь поля, площадь пропусков на поле, площадь поля с удвоенной плотностью обработки, площадь несанкционированной обработки соседних территорий. Разработанная методика такого расчета осуществляет его по записям траектории ВС во время АХР, параметрам атмосферы и модели осаждения капель.

В четвертой главе представлены методы и средства экспериментально го определения эксплуатационных ограничений СЛВ и ОЛВ. Определено, что на критических режимах определение эксплуатационных ограниче ний целесообразно делать путем проведения беспилотных испытаний.

Учитывая, что определение эксплуатационных ограничений вертолетов на некоторых режимах является потенциально опасной задачей, что особенно усугубилось в связи с появлением соосных СЛВ и ОЛВ и оснащением балли стическими системами спасения, предлагается решать ее путем установки системы автоматического управления (САУ). Построение и отладка САУ явля ется технически сложной задачей и часто приводит к авариям ВС в беспилот ном режиме. Для недопущения этого предлагается методика значительно уп рощающая процедуру создания САУ.

Методика предполагает построение САУ и проведение испытаний на гра ничных режимах в три этапа. На первом этапе проводятся полеты СЛВ и ОЛВ в пилотируемом режиме в испытанном диапазоне параметров с записью и идентификацией полетной информации, построением алгоритмов работы САУ. На втором этапе осуществляется отработка САУ совместно с пилотом на борту. Для безопасности таких полетов должна быть предусмотрена возмож ность аварийного отключения каналов не только электрическим, но и меха ническим путем. Третий этап предполагает испытания вертолета в отсутствие человека, в том числе на критических режимах полета, включая испытания систем спасения ВС.

Идентификацию летных характеристик вертолета целесообразно про вести с помощью измерительной системы, определяющей ЛТХ ВС и данные о положении органов управления. Кроме того, система бортовых измерений может быть использована для определения летных характеристик СЛВ и ОЛВ.

В соответствии с потребностями испытаний (в пилотируемом и в беспилотном режимах) был разработан комплекс регистратора динамических параметров (РДП), оптимизированный для СЛВ и ОЛВ, т. е. имеющий малые габариты, модульную, легко наращиваемую структуру и потребное напряжение питания 12 В. Для измерения параметров полета в РДП используются следующие средства: СНС, система воздушных сигналов, Инерциальный измерительный блок (ИИБ), система контроля двигателя, блок обработки данных потенцио метров, магнитометр, измеритель крутящего момента (рис. 7). Уменьшение Управление Управление Путевое Продольное Поперечное Основной модуль газом общим управление управление управление двигателя шагом Измерительная часть Потенцио- Потенцио- Потенцио- Потенцио- Потенцио метр №1 метр №2 метр №3 метр №4 метр № акселе датчик датчик акселер термо Измерительная часть рометр ДУС дифф. стат.

ометр метры ы 2g 3шт. давлени давлен 3шт 5g 3шт. я ия Дополнительный модуль Шина КАН Вычислительный модуль Приемная часть измерителя момента Система Магнитометр контроля СНС модуль Перадающая двигателя Накопитель часть измерителя момента Рис. 7. Схема комплекса измерительного оборудования и регистрации пара метров полета СЛВ и ОЛВ.

запаздывания получения данных осуществлялось с помощью СНС чипсета с частотой обновления данных 10 Гц. Для оценки баланса мощности, потреб ляемой агрегатами вертолета, был разработан оригинальный измеритель кру тящего момента, устанавливаемый непосредственно на валу. Датчики могут быть как на валу НВ, так и на трансмиссионном валу. Приемник информации с валов может быть один, установлен вблизи регистратора данных. Для пере дачи показаний с вращающегося вала применяется цифровой радиоканал. На устройство получен патент.

Основные параметры силовой установки ВС фиксируются РДП с помо щью отдельного блока контроля двигателя, передающего в регистратор дан ные по CAN интерфейсу. Для их получения используются штатные датчики силовой установки. Учитывая, что измерительные преобразователи двигате лей меняются при изменении типа двигателя или его модификации, блок кон троля двигателя должен легко конфигурироваться под конкретный объект. В блоке, собранном в соответствии с описанными выше подходами, данные, кроме регистрации, параллельно выводились на экран специализированного монитора.

При построении САУ такого неустойчивого объекта как СЛВ наибольшую сложность представляет определение ее передаточных функций. Наиболее простым способом определения функций является их идентификация по за писям летных параметров. Для решения данной задачи применительно к СЛВ «Роторфлай» были проведены испытательные полеты.

В данных испытательных полетах СЛВ «Роторфлай» исследовались: путе вая устойчивость вертолета за счет ступенчатых перемещений педалей на половину и полный диапазон в противоположные стороны на режиме висе ния;

продольная и поперечная устойчивость вертолета путем ступенчатых поперечных перемещений ручки циклического управления;

характеристики скороподъемности с различным положением ручки «Шаг-Газ» и «Коррекция».

По результатам полетов с помощью стандартных средств пакета идентифика ции системы MATLAB были получены аппроксимирующие передаточные функции СЛВ «Роторфлай» в каналах управления углами тангажа, крена и курса. Передаточные функции управления общим шагом уточнялись в даль нейшем при включении системы поддержания частоты вращения НВ. Пример записи полета и смоделированной передаточной функции показан на рис. 8.

На основе полученных передаточных функций, непосредственно на борту СЛВ «Роторфлай» была реализована САУ. Измерительная и вычислительная часть САУ была выполнена на основе РДП. В процессе подготовки САУ был решен вопрос выбора необходимых исполнительных механизмов (ИМ) и их совмещения с механической проводкой управления. При совмещении элек трических ИМ с механической системой управления особенно важно уделять внимание решению задач безопасности. В соответствии с этим разработаны схемы включения ИМ САУ, позволяющие использовать систему управления только на отдельных режимах полета, поканально или одновременно. Для того, чтобы пилот на этапе отработки САУ имел возможность оперативно вмешиваться в управление, компенсируя ошибочные действия автопилота, были разработаны оригинальные механизмы, позволяющие летчику полно стью блокировать неадекватные действия ИМ. Были разработаны механизмы как для обратимых, так и необратимых приводов. Конструкция совмещения необратимых ИМ, несмотря на некоторую сложность, позволяла пилоту иметь Рис. 8. Управление угловой скоростью курса. Записанное значение угловой скорости курса (Wy, /с), перемещение педалей пилота показано в виде про центов отклонения от величины полного диапазона (Dpedal, %), значение синтезированных сигналов угловой скорости курса (Wy Sim, °/сек).

больший ход ручки управления полностью компенсирующим возможные не корректные перемещения САУ. Включение обратимого привода может быть весьма простым, не требующим серьезных доработок конструкции для вы полнения испытаний, однако в обесточенном состоянии он не должен оказы вать существенного сопротивления движению проводки. Само же совмещение осуществляется через систему колец соединенных заклепками. При включе нии САУ, ИМ «берет на себя» управление, и органы управления в кабине в этом случае начинают перемещаться в соответствии с алгоритмами автопило та. При возникновении нештатных ситуаций пилот должен отключить элек трическое питание ИМ. В случае поломки электрического управления ИМ или заклинения ИМ, пилот, прикладывая усилие к органу управления, срезает заклепки и освобождает проводку управления.

Схема размещения оборудования САУ на СЛВ «Роторфлай» представлена на рис. 9. Основной модуль 1, включающий в себя вычислитель, индикатор, барометрические датчики, устанавливался в передней части кабины вертоле та. К нему были пристыкованы блок контроля двигателя 13 и радиомодем 2.

Тумблеры 3 общего и поканального включения САУ ставились на ручке цик лического шага. Вблизи центра тяжести аппарата находился ИИБ 4. К сило вым элементам задней стенки кабины ставились ИМ путевого 5, продольного 6, поперечного 7 управления и общего шага 8. Автомат поддержания частоты вращения 9 подвешивался непосредственно на вертикальной тяге проводке управления. На хвостовой балке устанавливалась антенна СНС 10 и магнито метр 12. Управление вертолетом осуществлялось по четырем каналам – кре ну, тангажу, рысканью, общему шагу. Частота вращения поддерживалась на постоянном уровне.

1 45 6 7 8 9 10 13 Рис. 9. Схема размещения оборудования САУ на борту СЛВ «Роторфлай».

Работа каждого канала управления проверялась при их поочередном включении. Оценка эффективности короткопериодического движения верто лета производилась в ходе анализа записанных параметров, оценок пилотов и возможности СЛВ «Роторфлай» совершать устойчивое движение. На рис. представлен пример работы САУ в канале поперечного управления. Нижний график показывает момент включения и выключения канала (1 соответствует включенному состоянию). В среднем окне можно видеть графики измеренно го и заданного угла крена. Верхний график показывает задаваемые коды управления каналом и коды ДОС положения ручки управления в поперечном направлении.

Коды АЦП ДОС ИМ Задаваемые коды АЦП ИМ Угол крена СЛВ Заданный угол крена Включение канала САУ с с Рис. 10. Запись работы канала стабилизации продольного управления САУ СЛВ «Роторфлай» во времени.

На графиках видно, что автопилот компенсировал возмущения, стабилизируя вертолет со статической ошибкой 2°. В этот период времени вертолет сохра нял свои полетные параметры.

Записанные данные о работе САУ свидетельствуют, что СЛВ «Роторфлай» с выбранными коэффициентами законов управления выполняет пространст венную стабилизацию в широком динамическом диапазоне с приемлемым качеством, достаточным для выполнения полностью автоматического полета.

Таким образом, разработанная методика и примененное оборудование мо гут быть использованы для организации процесса испытаний для определе ния границ эксплуатации СЛВ и ОЛВ.

В пятой главе проведен анализ методов исследования и способов уменьшения вибрационной активности на борту, необходимой для использо вания СЛВ и ОЛВ в задачах аэрофотосъемки и наблюдения.

Пример анализа вибрационных характеристик СЛВ и ОЛВ и путей сниже ния виброактивности выполнен на примере сверхлегкого винтокрылого аппа рата «Роторфлай». Записи откликов отдельных агрегатов, выполненные на земле и замеры виброускорения в полете, показали, что на висении наиболее заметны первая гармоника НВ и вибрация с частотой работы комбинирован ной муфты (рис. 11). В процессе увеличения скорости вертолета начинает Рис. 11. Среднеквадратичное значение виброускорений СЛВ «Роторфлай» доминировать вторая гармоника несущего винта, что обусловлено появлени ем и увеличением перекоса обтекания НВ в горизонтальном полете. На осно вании данных замеров были разработаны методы регулировки установки дви гателя и комбинированной муфты, используемые в процессе эксплуатации.

В качестве мер по снижению вибрации было предложено несколько под ходов.

Во-первых, как указывалось в главе 3, перестановка азимута встречи двухлопастного соосного НВ может привести к снижению проходной гармони ки на рабочей скорости полета. Проверка данного расчета выполнена на СЛВ «Роторфлай» показала, что на скорости полета 100 км/ч снижение составило 1,6 раза (рис. 12). Несмотря на то, что на скорости 120 км/ч снижение было еще больше - 1,7 раза, вибрация в этом диапазоне уже имела тенденцию к значительному росту. Замеры на частоте первой гармоники показали, что ее значения практически не меняются.

Во-вторых, производителям ВС рекомендовано организовывать повышение диссипативных характеристик лопастей. Для этого в частности могут быть использованы упругодиссипативные демпферы в комлевой части лопасти.

2, Виброускорение (м/c2) 1, 0 град 37 град 0, 0 20 40 60 80 100 120 140 Скорость (км/ч) Рис. 12. Замеры второй гармоники вертикальных колебаний СЛВ «Ротор флай» с азимутами встречи лопастей верхнего и нижнего НВ 0° и 37°.

В-третьих, для снижения вибрации на эксплуатационных режимах СЛВ и ОЛВ могут быть применены активные системы снижения вибрации. Наиболь шую сложность в активных системах снижения вибрации представляет собой силовые элементы - активаторы. Они должны иметь высокую скорость сраба тывания и быть в состоянии перемещать большие нагрузки. В результате исследования оптимальной конструкции простой активной адаптивной системы снижения вибрации для СЛВ и ОЛВ было разработано тверд о тельное исполнительное устройство, которое базируется на мног о слойных элементах из сегнетоэлектрических материалов. Особенн о стью устройства являлось использование не только большого колич е ства слоев электромеханического преобразования, но и о дного слоя механоэлектрического преобразования, позволяющего ко нтролировать усилие, приходящее на опору и вырабатывать сигнал пропорционал ь ный приходящей вибрации. На данное устройство получен патент на изобретение.

Шестая глава посвящена экспериментальным исследованиям э ф фективности СЛВ и ОЛВ на авиахимических работах.

Как уже указывалось ранее, вследствие малых размеров частиц ра с пыляемых оборудованием СЛВ и ОЛВ и наличия индуктивно го потока, увеличивающего снос, для эффективного применения данных ВС на АХР целесообразно применять системы и устройства, повышающие точность внесения рабочих веществ. Для сравнения расчетных результа тов полученных по модели осаждения частиц с реальными данными первона чально необходимо определить диаметр самих частиц и дисперсность рас пределения диаметров. Для решения этой задачи, наиболее простыми мето дами, с точки зрения оснащения эксперимента, являются анализы отпечатков капель. Было определено, что мелкие капли ясно видны на стеклах в инвер тированном изображении и выработаны алгоритмы пересчета отпечатков в диаметры частиц. Это позволило определить диаметры частиц для дальней ших экспериментов.

Учитывая, что на сегодняшний день СЛВ и ОЛВ для выполнения АХР пока применяются крайне редко и провести на них эксперименты затруднительно, тестовые расчеты и эксперименты были сделаны для сельскохозяйственного вертолета Ми-2. Несмотря на то, что этот вертолет не относится к рассматри ваемым классам ВС, все математические зависимости, представленные ранее должны оставаться справедливыми и для него. Для уменьшения расчетов и более качественного анализа границ сноса частиц, точки выброса на распы ляющей штанге были заданы неравномерно. В центральной зоне, там, где капли меньше оказывают влияние на снос, точки выброса были заданы реже.

Данные, полученные в результате замеров, (как в условиях встречного ветра, так и бокового) подтвердили результаты расчетов, выполненных по модели осаждения капель. Был сделан вывод о возможности использования модели при решении задач коррекции движения ВС. Также было определено, что при наличии бокового ветра, полоса обработки, соответствующая штанге, распо ложенной с подветренной стороны, существенно сжимается, а полоса, соот ветствующая противоположной штанге, - растягивается. Соответственно, и плотность концентрации с одной стороны возрастает, а с другой - падает. На асимметрию обработки, в условиях существования даже небольшого бокового ветра, существенное влияние оказывает взаимодействие капель с вихревыми шнурами. Небольшая плотность вещества, существующая за внешней грани цей теоретической полосы обработки, объясняется наличием спектра капель меньшего диаметра в распыленном облаке.

Для проведения эксперимента по определению сноса распыляемых час тиц непосредственно во время полета были задействованы некоторые модули РДП, представленные в главе 4. Фактически для расчета сноса могут исполь зоваться данные от штатных цифровых систем ВС как сверхлегкой, так и очень легкой категорий дополненные специализированным контроллером.

Для выполнения эксперимента по проверке эффективности такого подхода был выполнен полет. График рассчитанной скорости ветра показан на рис.

13. На графике отмечены временные интервалы химической обработки, засе каемые по включению и выключению кнопки на ВС. Величина погрешности по скорости ветра составила 6,2%, а по направлению - 3,2%. Точность сис темы можно повысить путем введения фильтрации сигналов в начальной части гона с использованием данных о ветре предыдущего гона. По получен ным в результате эксперимента табличным данным была построена траекто рия полета и карта обработки поля. В частности расчет площади обработки показал, что в данном эксперименте не подверглось обработке 12,0% поля, двойной обработке подверглось 14,7%, подверглись несанкционированной обработке соседние территории - 8,3% от всей площади обработки. В случае увеличения скорости ветра, погрешности обработки поля в виде увеличенной плотности химических веществ, обработки соседних территорий и необрабо танных площадей без дополнительного ассистирующего оборудования будут весьма существенными. Таким образом, можно сделать вывод, что примене ние ассистирующих систем, совмещенных со штатным оборудованием СЛВ и ОЛВ, может сделать выполнение АХР с их помощью весьма эффективными.

Однако, для того, чтобы учесть поперечную неравномерность плотности осаждения частиц, целесообразно использовать датчики дифференцирован ного расхода рабочих веществ. Для того чтобы такие датчики нашли приме нение на СЛВ и ОЛВ, они должны быть малогабаритными, иметь низкую стоимость и иметь минимальное гидравлическое сопротивление рабочей жидкости. Анализ возможных принципов применения показал, что в условиях небольшого расхода жидкости, характерного для распылительных штанг, наиболее подходящим по сумме критериев эффективности выглядит термо динамический принцип. В соответствие с этим был разработан позисторный преобразователь расхода. Для проверки характеристик и исследования воз можности калибровки позисторного датчика проводились замеры на стендо вой проливной установке. Был выбран датчик с оптимальным позистором, для которого определена полиномная функция силы тока от расхода жидкости, которая использовалась в программном обеспечении контроллера обработки Рис. 13. Величина модуля скорости ветра, определенная во время полета над тестовым полем.

данных. Применение датчиков для регулирования подачи жидкости в каждую штангу в соответствии с текущими атмосферными условиями позволит суще ственно выровнять плотность оседания мелких частиц, характерных для СЛВ и ОЛВ, и повысить качество обработки полей. Учитывая, что основную часть СЛВ и ОЛВ составляют одновинтовые летательные аппараты, следует отме тить, что не только информационный контроль за сносом влияет на качество АХР, но и путевая управляемость ВС. На режимах малой скорости, на которых выполняется большинство химических работ, эффективность рулевого винта (РВ) невысока, вследствие чего наблюдается перекос в путевом управлении – вертолет начинает разворачиваться гораздо быстрее в одну сторону, чем в другую. В некоторых случаях – при высокой загрузке и боковом ветре - педа ли могут, вообще, стать, на упор. При полной нагрузке пилот увеличивает мощность и соответственно шаг РВ. При этом запас шага на управлении сни жается. При наличии бокового ветра, совпадающего по направлению с ин дуктивным потоком РВ, путевое управление должен парировать еще и это воздушное течение. Увеличить путевой момент можно установкой дополни тельных устройств – гребней, выполняющих роль интерцепторов, отрываю щих индуктивный поток несущего винта от одной стороны хвостовой балки и в результате создающих разность давлений и сил на хвостовой балке, а в ко нечном счете и момент относительно НВ. В качестве основного интерцептора, отрывающего поток, используется верхний гребень. Однако на некоторых углах обтекания его может быть недостаточно для гарантированного отрыва.

Возврат потока к поверхности хвостовой балки приведет к уменьшению раз ности давлений между правым и левым бортами. Для предотвращения этого целесообразно использовать нижний гребень. Коэффициент боковой силы, создаваемой интерцепторами, в первую очередь зависит от угла атаки хво стовой балки. Для определения зависимости коэффициента боковой силы от величины угла атаки хвостовой балки эффективно проведение экспериментов в аэродинамической трубе (рис. 14 а). Эксперименты проводились в зоне ав томодельности на двух моделях средней части сечения хвостовой балки. Од на модель имела стандартное типовое сечение. Вторая была аналогична, но с добавленными интерцепторами. По краям моделей были установлены шайбы, которые препятствовали боковому перетеканию воздуха. Коэффициент боко вой силы определенный по результатам продувок показан на рис. 14 б. Из полученных данных хорошо видно, что на большинстве рабочих углов атаки установка двойных интерцепторов приводит к появлению существенной до полнительной величины боковой силы. При этом коэффициент силы сопро тивления также возрастает, однако, это увеличение небольшое.

Расчеты эффективности увеличения путевого управления на режимах АХР проводились путем интегрирования параметров обтекания хвостовой балки, полученных после теоретического определения распределенных характери стик индуктивного потока НВ на режиме висения. Моделирование площадей обработки вместе с динамикой движения вертолета в процессе АХР показали, что при единичном изменении скорости ветра с 2 до 5 м/с установка интер цепторов позволяет вертолету более энергично менять траекторию и снижать площадь несанкционированной обработки на 18-20%.

а б Рис. 14. Продувка модели дифференцированного элемента хвостовой бал ки в аэродинамической трубе (а) и зависимость величины коэффициента бо ковой силы от угла атаки (б) 1-без интерцепторов, 2 – с интерцепторами.

Учитывая, что в данном случае стояла задача не только подтвердить воз можность улучшения качества авиахимических работ путем изменения харак теристик путевого управления, но и максимально повысить эксплуатационные характеристики - конструкция навесных интерцепторов была разработана таким образом, чтобы иметь возможность снижать вибрацию, приходящую от РВ. При стационарных условиях полета основными источниками динамическо го нагружения втулки РВ являются аэродинамические силы и эксцентриситет лопастей РВ, вызывающие как горизонтальные, так и вертикальные колеба ния. Через хвостовую балку эти виды вибрации передаются на центральную часть фюзеляжа, а по каналам путевого управления - на педали летчика. Во время выполнения разворотов одновинтового вертолета, при которых РВ движется в сторону своего индуктивного потока со скоростью 2-8 м/с, наблю даются горизонтальные колебания РВ со значительной амплитудой. Они вы званы появлением вихревого кольца РВ. Сельскохозяйственные вертолеты попадают в этот режим, как правило, при каждом выходе на новую полосу обработки.

В разработанных навесных устройствах, защищенных патентами на изо бретения, демпфирование производилось на пути передачи вибрации от РВ к центральной части фюзеляжа. Гребни использовались как виброзадержи вающие ребра жесткости. Условием эффективной работы ребер жесткости является превышение их длины над длиной волны проходящих через объект колебаний. Превращение энергии изгибной волны в рассеянную тепловую энергию обусловлено внутренним трением материала диссипативных элемен тов. Изменением углового местоположения гребней по контуру хвостовой балки можно эффективнее влиять на демпфирование вибрации в горизон тальной или вертикальной плоскостях.

Испытания навесного комплекта гребней проводились на вертолете Ми-2 с опрыскивающим оборудованием. Было подтверждено, что после установки гребней увеличивается запас хода педалей, понижается потребная мощность на висении и малой горизонтальной скорости в условиях ветра, снижена виб рация хвостовой балки, путевого управления и уменьшены колебания от вих ревого кольца РВ. В наиболее виброактивной октавной полосе 63 Гц (вторая гармоника РВ) снижение оказалось четырехкратным.

Результаты теоретических и экспериментальных исследований показали, что для эффективного применения СЛВ или ОЛВ на АХР современное ВС дан ного класса должно иметь конфигурацию, включающую следующее оборудо вание (рис. 15): вычислитель оптимальной траектории движения по полю в соответствии с текущими атмосферными условиями - 1, штатный цифровой многофункциональный пилотажный прибор в качестве источника первичной информации - 2, приемник СНС с частотой обновления данных не ниже 5 Гц – 3, бесконтактные датчики дифференциального расхода рабочей жидкости - 4, регулируемые краны подачи рабочей жидкости в каждую штангу - 5, насос высокого давления – 6, химический бак – 7, распылительные штанги – 8, рас пылительные форсунки щелевого типа – 9, гребни хвостовой балки (только для одновинтовых вертолетов) – 10, магнитометр – 11.

Рис. 15. Структура оборудования, необходимого для эффективного приме нения СЛВ и ОЛВ на АХР.

В заключении отмечается, что проведенные теоретические и экспери ментальные исследования актуальных вопросов возможностей расширения сферы и повышения эффективности применения СЛВ и ОЛВ в народном хо зяйстве позволили получить следующие основные научно-практические ре зультаты.

1. Определено, что появившиеся в последнее время, двухместные вер толеты малой взлетной массы могут быть эффективно применены для реше ния народнохозяйственных задач. В соответствие с иностранными аналогия ми целесообразно вертолеты с максимальным взлетным весом от 495 до кг рассматривать как отдельный класс очень легких вертолетов. СЛВ и ОЛВ имеют много общего с точки зрения конструкции, эксплуатации, стоимости и потенциальной опасности для окружающей среды и третьих лиц, что позво ляет рассматривать вопросы их применения совместно. Двухместные СЛВ и ОЛВ позволяют поднимать 100-150кг химических препаратов и успешно вы полнять АХР, сочетая в себе низкую стоимость летного часа и индуктивный поток, позволяющий качественно обрабатывать растения. Применение СЛВ и ОЛВ экономически оправдано для осуществления видеонаблюдения, тепло сканирования и аэрофотограмметрии. При этом целесообразно применять оборудование, интегрированное со штатным оборудованием СЛВ и ОЛВ, что снизит стоимость и вес.

2. Разработана концепция маловысотного тепловизора с адаптивным сканированием - «смотрящей» матрицей, который может быть эффективно применен на СЛВ и ОЛВ. При этом в качестве источника первичной инфор мации углового положения ВС используется ИИБ штатного пилотажного при бора, что упростит и удешевит устройство.

3. Рекомендовано выполнять с СЛВ и ОЛВ аэрофотограмметрию объек тов или участков местности с помощью одного фотоаппарата и множествен ной съемки местности с перекрытием снимков. При этом также может быть использован штатный ИИБ вертолета дополненный контроллером и диффе ренциальной СНС.

4. Рекомендовано использование математической модели среды в следе вертолета и движения капель при АХР в сочетании с устройствами, опреде ляющими текущие параметры ветра, может позволить СЛВ и ОЛВ применять ся на авиахимических работах с очень высокой эффективностью. На СЛВ и ОЛВ определять направление и скорость ветра целесообразно по разнице курсов и скоростей летательного аппарата. Дополнительное устройство, со вмещенное со штатным приемником СНС, магнитометром, измерителем воз душных сигналов СЛВ и ОЛВ, может пересчитывать текущие данные опры скивания каждой штангой в зависимости от атмосферных условий и выдавать пилоту корректирующую информацию в режиме реального времени или на капливать ее для последующего анализа.

5. Разработана математическая модель определения величин площадей при АХВ, в том числе: обработанной площади поля, необработанной площади поля (площадь пропусков), площади поля с повышенной плотностью обра ботки (двойная обработка), площади несанкционированной обработки (выход за границу поля) для оценки качества работ.

6. Для СЛВ и ОЛВ рекомендовано осуществлять дифференцированный контроль расхода жидкости в каждой опрыскивающей штанге СЛВ и ОЛВ и использовать при этом бесконтактные датчики с позисторными чувствитель ными элементами. Такие датчики просты и не создают дополнительного гид равлического сопротивления в опрыскивающей системе.

7. Предложено для улучшения характеристик одновинтовых СЛВ и ОЛВ на АХР использовать навесные аэродинамические гребни хвостовой балки, выполняющие роль интерцепторов. Эксперименты показали, что при исполь зовании гребней сельскохозяйственный вертолет получил прибавку запаса путевой управляемости на висении и малых скоростях полета, при попутных и боковых ветрах ощутимо уменьшилась потребная мощность винтов, вчетве ро снижена вибрация педалей управления, во время выполнения разворотов в конце поля практически исчезли колебания фюзеляжа, вызванные неста бильностью режима вихревого кольца рулевого винта.

8. Разработана методика определения эксплуатационных ограничений СЛВ и ОЛВ. При этом подтверждение расчетных предельных параметров и эффективность систем спасения ВС осуществляется в беспилотном режиме.

Беспилотные испытания СЛВ можно разделить на 3 подэтапа: выполнение измерений динамических характеристик и синтез алгоритмов управления вертолетом;

изготовление и испытания САУ СЛВ и ОЛВ в пилотируемом ре жиме;

выполнение испытаний СЛВ и ОЛВ в беспилотном режиме.

9. Разработана структура измерительной системы, с помощью которой может быть осуществлена в короткий срок идентификация характеристик СЛВ и ОЛВ для создания САУ. Определено, что при записи параметров СЛВ и ОЛВ для идентификации канала общего шага необходимо использовать автомат поддержания частоты вращения двигателя. Разработан и апробирован метод измерения крутящего момента с примененением тензомостов и малогабарит ных цифровых радиопередатчиков, устанавливаемых непосредственно на вращающихся валах. При этом достаточно одного приемника для получения информации. Кроме определения моментных характеристик метод может ис пользоваться для измерения нагрузок на валах, втулках и лопастях СЛВ и ОЛВ, непосредственно во время полета.

10. Разработаны методы совмещения ручной и автоматической системы управления. При использовании обратимых электрических приводов может быть применено прямое параллельное включение ИМ с механической стра ховкой, срабатывающей при приложении усилия к ручке управления. Необра тимые ИМ требуют более сложной системы совмещения, позволяющей пилоту компенсировать некорректные действия САУ.

11. Предложена и апробирована методика определения оптимального азимута встречи лопастей двухлопастных НВ. Изменением азимута встречи лопастей, фазы колебаний, на основном рабочем режиме, могут быть смеще ны на противоположные. Так расчеты, выполненные для соосного СЛВ «Ро торфлай» для скорости 100км/ч показали оптимальный азимут встречи лопа стей НВ 37,5. Эксперименты показали, что снижение проходной второй гар моники при этом составило 1,6 раза. Первая гармоника практически не меня ется.

12. Для обеспечения высоких потерь механических колебаний лопасти и, таким образом, понижения вибрации всего вертолета в эксплуатации, произ водителям предложено внутрь комлевой части лонжерона устанавливать элемент жесткости, соединенный с лонжероном лопасти через упругодисси пативный заполнитель.

13. Разработаны принципы простой активной адаптивной системы сниже ния вибрации на борту СЛВ и ОЛВ. Для этого рекомендовано применение твердотельных исполнительных устройств совмещающих прямой и обратный электрострикционный эффект.

Основное содержание диссертации отражено в ряде печатных научных работ, наиболее важные из которых представлены ниже.

Статьи, в изданиях входящие в перечень, рекомендованный ВАК при Министерстве образования и науки РФ для опубликования основных научных результатов диссертации 1. Падалко Г.А. Система дистанционного зондирования земной поверхности / Г.А. Падалко, В.В. Дудник, С.А. Покотило // Трубопроводный транспорт: тео рия и практика. - 2007.- № 1(7). - С. 86-90.

2. Батищев Ю.А. Технические средства контроля и управления природно ресурсным и экологическим мониторингом региона / Ю.А. Батищев, В.В. Дуд ник, В.И. Костенко // Вестник ДГТУ. – 2008. – Т. 8, №4(39). – С. 469-478.

3. Батищев Ю.А. Архитектура и возможности системы пространственной ори ентации беспилотных и сверхлегких летательных аппаратов на чувствитель ных элементах нового поколения / Ю.А. Батищев, В.В. Дудник, А.С. Гуринов и др. // Вестник ДГТУ. - 2010. - Т. 10, №2(45). - С. 223-229.

4. Дудник В.В. Повышение эффективности путевого управления одновинто вых вертолетов при выполнении авиахимических работ / В.В. Дудник // Науч ный вестник Московского государственного технического университета граж данской авиации. – 2011. -№16З(1). – С. 184-191.

5. Дудник В.В. Упрощенная модель визуализации осаждения капель при про ведении авиахимических работ с использованием вертолета / В.В. Дудник // Научный вестник Московского государственного технического университета гражданской авиации. – 2011. - №16З(1). – С. 191-199.

6. Гуринов А.С. Определение резонансных диаграмм лопастей малогабарит ных ветроэнергетических установок / А.С. Гуринов, В.В. Дудник // Вестник ДГТУ. – 2011. – Т.11, №9. - С. 1446-1457.

7. Дудник В.В. Измерение вибрационных параметров экспериментального сверхлегкого вертолета соосной схемы / В.В. Дудник // Научный вестник Мос ковского государственного технического университета гражданской авиации.

– 2011. -№173. – С. 161-168.

8. Дудник В.В. Экспериментальные исследования датчиков контроля распы ляющей аппаратуры летательных аппаратов/ В.В. Дудник // Научный вестник Московского государственного технического университета гражданской авиа ции. – 2011. -№174. – С. 125-130.

9. Дудник В.В. Построение упрощенной математической модели короткопе риодического движения экспериментального сверхлегкого вертолета соосной схемы / В.В. Дудник // Научный вестник Московского государственного техни ческого университета гражданской авиации. – 2011. -№174. – С. 131-138.

10. Дудник В.В. Экспериментальные исследования работы химического обору дования сельскохозяйственного воздушного судна / В.В. Дудник, А.С. Гури нов, А.С. Копкин // Вестник ДГТУ. – 2011. – Т.11, №3. - С. 349-356.

11. Дудник В.В. Определение высоты пространственного спектрального ска нирования приемником излучения дальнего ИК диапазона / В.В. Дудник, В.В.

Роженцов, Г.Г. Падалко // Вестник ДГТУ. – 2011. – Т.11, №4. – С. 500-505.

12. Дудник В.В. Определение оптимального азимута установки лопастей соос ного сверхлегкого вертолета / В.В. Дудник, В.А. Колот // Вестник ДГТУ. – 2011. – Т.11, №5. - С. 667-676.

13. Калашников В.В. Разработка блока контроля параметров двигателя для сверхлегких летательных аппаратов / В.В. Калашников, В.В. Дудник // Труды МАИ [Электронный ресурс]: электрон. журн. – 2011. – №43. - Режим доступа:

http://www.mai.ru/science/trudy.– № гос. регистрации 0320300740.

14. Копкин А.С. Разработка ассистирующей системы повышения качества авиахимических работ/ А.С. Копкин, В.В. Дудник // Труды МАИ [Электронный ресурс]: электрон. журн. – 2011. – №43. - Режим доступа:

http://www.mai.ru/science/trudy.– № гос. регистрации 0320300740.

15. Дудник В.В. Определение нагрузок несущей системы и валов сверхлегких вертолетов / В.В. Дудник // Научный вестник Московского государственного технического университета гражданской авиации. – 2012. -№175. – С. 123 130.

16. Дудник В.В. Математическое определение характеристик опрыскивания и траектории движения сельскохозяйственного вертолета при изменении ско рости бокового ветра / В.В. Дудник // Научный вестник Московского государ ственного технического университета гражданской авиации. – 2012. -№177. – С. 146-153.

17. Гуринов А.С. Измерение крутящего момента на вращающихся валах/ А.С.

Гуринов, В.В. Дудник, В.Л. Гапонов // Вестник ДГТУ. – 2012. – Т.12, №1.

18. Дудник В.В. Исследование оптимальных характеристик двухлопастных несущих винтов соосного вертолета малой взлетной массы/В.В. Дудник, В.А.

Удовенко// Вестник ДГТУ. – 2012. – Т.12, №3(64). - С. 72-77.

19. Дудник В.В. Уменьшение вибрационных нагрузок на борту сверхлегкого вертолета/ В.В.Дудник, И.В. Никитин //Полет. - 2013. №1. С. 58-64.

Научные публикации в других изданиях 1. Дудник В.В. Уменьшение вредного воздействия авиахимических работ на окружающую среду / В.В. Дудник, Е.Л. Медиокритский // Межвузовский сборник научных трудов “Безопасность жизнедеятельности. Охрана труда и окружающей среды” / РГАСХМ. - Ростов н/Д, 1997. - С. 28-29.

2. Дудник В.В. Система контроля выброса пестицидов сельскохозяйственного вертолета / В.В. Дудник // Фундаментальные и прикладные проблемы совре менной техники: сб. работ лауреатов конкурса им. акад. И.И. Воровича.

Вып.6/ СКНЦВШ. Ростов н/Д, 2002. – C. 49-56.

3. Дудник В.В. Гребни хвостовой балки / В.В. Дудник // Вертолет - 2004. № 3(26). - С. 26-27.

4. Dudnik V.V. Systems of Spatial Orientation for Helicopter Scanners of Oil and Gas Pipelines / V.V. Dudnik, U.A. Batishev // 33 European Rotorcraft Forum. Kazan, 2007. - p. 77-87.

5. Batishev U.A. The using of light and ultralight helicopters for resolving the transport problems / U.A. Batishev, V.V. Dudnik // Technical aspects of sustainable urban development. Transport and energetic issues / University of Ecology and Management Press.- Warsaw 2012. - p. 56-63.

Соискатель Дудник В.В.

В печать 04.07.2013.

Формат 6084/16. Бумага тип № 3. Офсет.

Объем 2 усл.п.л. Заказ № 669. Тираж 100 экз. Цена свободная Издательский центр ДГТУ Адрес университета и полиграфического предприятия:

344000, г. Ростов-на-Дону, пл. Гагарина, 1.