DEFINITION OF STATIC PRESSURE ERROR COMPENSATION LAW FOR THE AIR DATA SYSTEM, INSTALLED ON UAV DRONE

Full Text

Авиация в России и за рубежом развивается стремительными темпами и в настоящее время все больше производителей подключаются к разработке нового поколения летательных аппаратов - беспилотные летательные аппараты. Это стало доступно в частности благодаря современным достижениям в развитии цифровой техники, уменьшении массы и размеров бортового оборудования, возможности реализации сложнейших алгоритмов в системах управления. Однако, в процессе разработки и испытаний не всегда возможно просто «заменить» пилота на компьютер и использовать методики проведения экспериментов, применяемые для пилотируемой авиации. Так, например, при применении «классической» системы воздушных сигналов, для обеспечения необходимой для осуществления безопасных полетов точности вычисления абсолютной барометрической высоты требуется выполнение работ по определению закона компенсации ошибки восприятия статического давления (ОВСД), возникающей от влияния фюзеляжа на давления в месте установки приемника воздушных давлений. Эти работы можно реализовать тремя путями: 1) Математическим моделированием 3D-модели объекта, с определением необходимых коэффициентов. 2) Продувка уменьшенной копии ЛА в аэродинамической трубе и получение экспериментальных данных 3) Проведение серии летных экспериментов (пробежки по полосе, подлеты, полеты на разных высотах и скоростях) по эталонному прибору для набора экспериментальных данных. Для некоторых случаев перечисленные выше решения экономически, либо технически нецелесообразны. Так, например для турбовинтовых ЛА, потребуется дополнительно проводить моделирование вращения лопастей винта, для оценки их влияния на поле распределения давлений, что существенно увеличивает время моделирования, а соответственно сроки проведения разработки. Продувка статической модели в аэродинамической трубе тоже не может дать достоверного результата, так как вращение винта и влияние возникающих при этом возмущений не производится. При выполнении серии летных экспериментов удается получить истинные значения давлений в местах установки датчиков с учетом влияния всех вышеуказанных факторов. Однако, необходимо отметить ключевые моменты, препятствующие использованию типовой методики получения законов компенсации ОВСД на БЛА: 1) Невозможность установки датчиковой группы в местах, не подверженных влиянию аэродинамики фюзеляжа и возмущения от двигателей; 2) Отсутствие на объекте контрольной аппаратуры, обеспечивающей формирование эталонов с нормируемой точностью; 3) Невозможность обеспечить БЛА истинными показаниями по углам атаки и скольжения, в том числе с помощью ПВД, установленного на выносной штанге; 4) Отсутствие пилота, осуществляющего пилотаж и как следствие летные ограничения, а также ограничение по используемым в САУ алгоритмам управления объектом. В основном это вызвано стремлением разработчика самолета уменьшить габариты ЛА, и невозможностью обучить компьютер САУ реакции на недостоверные показания. Однако, для обеспечения возможности проведения летного эксперимента, была предложена следующая методика, использующая для оценки показаний штатные средства КБО объекта. Этап 1 - Подготовка. С целью обеспечения БЛА первичными данными о давлении приемник ПВД располагается в месте, наиболее вынесенном в невозмущенный поток. Для этого на носу или крыле устанавливают штангу, в которой размещают приемник ПВД. Давления (полное и статическое), воспринимаемые данным приемником, заводят на вход одного из каналов штатной СВС объекта. Давления полное и статическое в местах установки датчиков ПВД измеряют оставшимися каналами СВС. Настраивают штатную систему регистрации параметров на запись показаний по давлению от всех каналов СВС. В САУ объекта вводят алгоритм, осуществляющий пилотирование по данным первого канала. Этап 2 - Проведение наземных и летных экспериментов. В первую очередь определяется закон компенсации ОВСД для приемника на носовой штанге. В последующем он будет использоваться как «эталон» для формирования закона для оставшихся каналов СВС. Для определения аэродинамических поправок по статическому давлению требуется выполнить так называемые «парные проходы со встречными курсами», т.е. две «площадки» прямолинейного установившегося горизонтального полета на одной и той же высоте с одинаковыми воздушными скоростями (Hабс = const, Vпр = const, ψk = const, Vyби = const, γ ≈ β ≈ 0), курс второй «площадки» должен отличаться от курса первой «площадки» на 180°±3°. Продолжительность каждой «площадки» - 20 … 30 с. Требуемая точность выдерживания параметров при выполнении режимов: . ±3 км/ч по приборной скорости; . ±3 град по курсу; . ±10 м по высоте; Данные «площадки» выполняются последовательно, начиная с пробежки с подлетом (высота 0 - 10 м), затем выполняются полеты на высотах H = 200, 600, 1000 м … Hмакс. После выполнения каждого полета производится уточнение закона компенсации ОВСД с учетом вновь полученных данных. По результатам полетов производится определение ошибки путем разницы измеренного давления в месте восприятия с вычисленными «эталонными» данными по статическому давлению. На этом этапе остановимся поподробнее и рассмотрим процесс формирования «эталонных» значений по абсолютной барометрической высоте и приборной скорости, на примере реальных данных, полученных при полете БЛА с турбовинтовыми двигателями. Эталонная абсолютная барометрическая высота получается исходя из знаний о геометрической высоте, измеренной штатным радиовысотомером, спутниковой высотой, полученной по данным GPS/GLONASS, температуры наружнего воздуха, измеренной датчиком температуры. На данном ЛА бортовое оборудование обеспечивает выдачу данных со следующими погрешностями: - по спутниковой высоте (Hспутник) не более ±1 м; - по геометрической высоте от радиовысотомера (Hрв) не более ±1 м (после высоты 200 м показания от радиовысотомера искажаются рельефом местности и не принимаются в расчет); - по статическому давлению не более ±0,3 гПа; - по температуре наружного воздуха не более ±1° С. При этом от штатной СВС требуется обеспечить погрешность показаний по абсолютной барометрической высоте не более ±6 м в диапазоне высот от минус 500 до 1000 м. 1) Первым шагом необходимо привести все известные высоты к одной исходной точке (нулю аэродрома). Устраняем погрешность измерения радиовысоты приведя 0 радиовысоты к 0 аэродрома. ΔHГ0 = HГ0 - 0, (1) где HГ0 - значение геометрической высоты, измеряемое во время стоянки самолета HГПР = HГ - ΔHГ0, (2) Вычисляем величину сдвига спутниковой высоты для приведения к абсолютной при текущем давлении дня. ΔHСП0 = HСП0 - HАБС0, (3) где HСП0 - значение спутниковой высоты, измеряемое во время стоянки самолета, HАБС0 - значение абсолютной барометрической высоты, измеряемой во время стоянки самолета. Получаем приведенную абсолютную барометрическую высоту, используя выражение: HСППР = HСП - ΔHСП0, (4) Выполняем пересчет приведенной спутниковой высоты в «эталонное» статическое давление с учетом сжимаемости воздуха измеренной температуры ТН. (5) Следующим шагом необходимо полученные значения статического давления пересчитать в «эталонную» абсолютную барометрическую высоту по формуле стандартной атмосферы [1]. (6) Относительная барометрическая высота с учетом заданной барокоррекции будет вычислена по формуле: (7) Таким образом, в момент стоянки, разбега и торможения графики приведенных высот должны сойтись. Полученная погрешность может быть вычислена по формуле (8) В данном полете максимальная погрешность показаний по абсолютной высоте составила 25,45 м. 3) Величину вводимой поправки находим как разницу между измеренным значением статического давления и «эталонным». 4) Затем с помощью регрессионного анализа выполняется расчет функциональной зависимости значения вводимой поправки от вычисленного числа М (без поправки). (9) (10) Скорректированное статическое давление с учетом поправки вычисляется по формуле: (11) Обычно полученная функция представляет собой полином 3 либо 4 степени, однако при определенных ситуациях (неудачное расположение датчиков, мало исходных данных для анализа) точности полученной функции бывает недостаточно. В этом случае переходят к кусочному разбиению полета на участки и получению отдельных функциональных зависимостей на каждом из участков. При этом обеспечивают плавный переход между участками за счет изменения «веса» влияния каждой поправки. Этап 3 - Оценка результатов. Производится ввод коэффициентов коррекции ОВСД, вычисленных по предыдущему этапу и затем выполняется полетная программа, аналогичная Этапу 2. По результатам полетов производится оценка высотно-скоростных параметров (с учетом компенсации) с вычисленными «эталонными» значениями абсолютной барометрической высоты и приборной скорости (вычисление производить по методу, изложенному в п.1 этапа 2). Полученная погрешность может быть вычислена по формуле (8). В данном полете исходная максимальная погрешность показаний по абсолютной высоте (без использования коррекции) составила 23,04 м. При использовании закона коррекции ОВСД, полученного на предыдущем шаге, максимальная погрешность измерений составила не более 2,30 м. Таким образом, использование данной методики позволило привести погрешность измерения абсолютной барометрической высоты в соответствие требованиям ТЗ с использованием только штатных средств бортового оборудования объекта. Результат использования данной методики заключается в повышении точности измерения высотно-скоростных параметров и обеспечении БЛА информацией, необходимой для осуществления безопасного пилотирования. Рис. 1. Измеренные данные по высоте по результатам первого полета Рис. 2. Полученные приведенные значения высот по результатам первого полета Рис. 3. Эталонное и измеренное статическое давление в первом полете Рис. 4. Измеренные данные по высоте и эталон по результатам второго полета

About the authors

Aleksey Aleksandrovich Zadorozhniy

JSC “Ulyanovsk Instrument Manufacturing Design Bureau”

Email: alezador@gmail.com
Post-Graduate Student

Rybakov Vladimirovich Sergei

JSC “Ulyanovsk Instrument Manufacturing Design Bureau”

Email: spider94.ru@mail.ru
Post-Graduate Student

References

Supplementary files