POMIAR KĄTA NATARCIA I ŚLIZGU - Mateusz Krawczyk - PRz.pdf - Inżynieria Lotnicza - pilot1216

POLITECHNIKA RZESZOWSKA

Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa

im. Ignacego Łukasiewicza

Katedra Awioniki i Sterowania

POMIAR KĄTA NATARCIA I ŚLIZGU

Mateusz KRAWCZYK

Seminarium Dyplomowe 2001/2002

LOTNICTWO – PILOTAŻ

Streszczenie

Tematem niniejszej pracy jest pomiar kątów natarcia i ślizgu. Referat ten jest przeglądem obecnie

st o sowanych w lotnictwie czujników kata natarcia i ślizgu, takich jak: swobodne skrzydełko, czujnik szczelinowy i

pneumometryczny. Została omówiona ich zasada działania, budowa jak i błędy charakterystyczne dla każdego z

czujników. Omówiono także wpływ miejsca i sposobu zabudowania czujnika na dokładność wskazań.

1.Wstęp

Aerodynamiczne kąty – natarcia i ślizgu – określają położenie wektora prędkości powietrznej samolotu

względem układu odniesienia Oxyz związanego z samolotem. Kątem natarcia α nazywa się kąt miedzy

podłużną osią Ox a rzutem wektora prędkości powietrznej na płaszczyznę symetrii Oxz. Kąt ten jest dodatni,

jeśli rzut wektora prędkości odchyla się od podłużnej osi samolotu w stronę ujemnego końca osi normalnej

samolotu Oz. Kątem ślizgu β nazywa się kąt miedzy wektorem prędkości powietrznej, a płaszczyzną symetrii

samolotu Oxz. Jest on dodatni, jeśli wektor prędkości powietrznej odchyla się od płaszczyzny symetrii w stronę

prawego skrzydła. Pomiar tego parametru jest wykorzystywany do kontroli sterowania ogniem broni

pokładowej, prędkości i do instalacji ostrzegającej o przeciągnięciu (rys. 1).

Rys.1. Kąty aerodynamiczne w układzie współrzędnych Oxyz

Fig.1. Aerodynamic angels in coordinate system Oxyz

Na pewnym etapie rozwoju techniki lotniczej pojawiła się konieczność dokładnego pomiaru kątów

aerodynamicznych samolotu. Informacja o kątach natarcia i ślizgu jest niezbędna do zapewnienia

bezpieczeństwa lotu, poprawy stateczności i sterowności samolotu oraz poprawnego rozwiązywania zadań

pilotażowych i bojowych.

Zerowa wartość kąta ślizgu, utrzymywana przez pilota lub autopilota, zapewnia symetryczny opływ

samolotu oraz najmniejszy aerodynamiczny opór czołowy. Większe znaczenie dla bezpieczeństwa lotu ma

utrzymanie odpowiedniej wartości kąta natarcia. Informacje o jego bieżącej wartości wykorzystuje pilot unikając

wprowadzenia samolotu na krytyczne kąty natarcia. (α kr ). O wadze problemu może świadczyć fakt, iż 30 %

katastrof lotniczych w ostatnich latach spowodowane było wprowadzeniem samolotu na α kr [2]. Fazy lotu w

których jest największe prawdopodobieństwo że może wystąpić podana wyżej sytuacja to lądowanie

(wyrównanie na dużym kącie natarcia, przy pracy silników na małych obrotach), start i wznoszenie po starcie

oraz manewry bojowe które często wykonuje się na kątach bliskich α kr .

M. Krawczyk

Pomiar kąta natarcia i ślizgu

MK - 1

Aby zapobiec powyżej wymienionym sytuacjom gdzie α≥α kr , współczesne samoloty wyposaża się

w układy pomiarowo-ostrzegawcze, których zadaniem jest uprzedzenie pilota lub ograniczenie w sposób

automatyczny wprowadzenia samolotu na niebezpieczne zakresy lotu. Do podstawowych funkcji tych systemów

(np. UUAP-72) należy pomiar bieżącej wartości kąta, automatyczne określenie wartości krytycznej – zależnej

między innymi od liczby Macha, obecności i rodzaju podwieszeń, położenia mechanizmów sterowania i

elementów mechanizacji skrzydła i innych parametrów lotu - oraz ciągle porównywanie obu wartości.

W momencie zbliżania się wartości bieżącej kąta natarcia do wartości granicznie dopuszczalnej, układ generuje

z określonym wyprzedzeniem kątowym sygnały ostrzegawcze. Może to być realizowane za pomocą dźwięku,

migania lampki ostrzegawczej lub drganiami wolantu lub drążka. W niektórych systemach następuje

automatyczne korygowanie działania pilota w celu zapobiegania wejścia samolotu na zakres niedopuszczalny.

Układy te uwalniają pilota od konieczności ciągłego śledzenia wskazań podstawowego wskaźnika kąta natarcia i

wyręczają z czynności określania dopuszczalnego zakresu kąta natarcia w danych warunkach lotu oraz

pozwalają pilotowi skupić się na zasadniczym celu sterowania bez obaw o utratę sterowności, przy

maksymalnym wykorzystaniu dynamicznych właściwości samolotu [2].

Informacja o kątach aerodynamicznych wykorzystywana jest także w celu zmniejszenia naprężeń w

konstrukcji płatowca w czasie lotu wywołanych aerosprężystymi drganiami kadłuba samolotu. Informacja ta

wykorzystywana jest w układach których zadaniem jest przedłużenie żywotności płatowca oraz poprawienie

komfortu lotu ( Boeing 747, B 52) [2].

2. Ogólna zasada pomiaru kąta natarcia i ślizgu

Pomiar kątów aerodynamicznych stanowi ciągle aktualne i złożone zadanie techniczne. Problem polega

na tym, iż strumień powietrza w miejscu potencjalnie najbardziej nadającym się do pomiaru, a mianowicie przed

lecącym samolotem jest zaburzony i dlatego sondę mierzącą kąty należy wysunąć dostatecznie daleko do przodu

na specjalnym wysięgniku poza strefę zaburzoną. Dlatego też jest ona zazwyczaj umieszczana na wysięgniku

przed nosem samolotu lub przed skrzydłem. Zmniejsza to błędy pomiaru i zbliża ich wyniki do wartości

rzeczywistego kąta. Różnica pomiędzy zmierzoną a rzeczywistą wartością kąta zależy od miejsca zamontowania

czujnika, bieżącej deformacji płatowca, prędkości i wysokości lotu oraz zakresu pracy zespołu napędowego.

Sposób bezpośredniego pomiaru rzeczywistych kątów aerodynamicznych poprzez umieszczenie czujników na

wysięgniku w nie zaburzonej strefie strumienia przed samolotem ma również swoje wady. Źródłem błędów w

tym przypadku jest deformacja przedniej części samolotu i samego wysięgnika. W niektórych przypadkach

(zależy w którym miejscu samolotu sonda jest umieszczona) błąd montażu może ulegać zmianie podczas zmiany

konfiguracji lotu wynikającej np. z wychylenia klap lub z wypuszczenia podwozia. Całkowity błąd składa się z

błędu wynikającego z czułości przyrządu pomiarowego i błędu montażu. Błąd czułości przyrządu jest badany i

określany podczas badań w tunelach aerodynamicznych. Błąd montażu musi być określony podczas kalibracji w

locie. Podczas gwałtownych manewrów z dużą prędkością błąd ten może ulec zmianie wskutek zmian prędkości

samolotu, wyginania się wysięgnika, elastyczności kadłuba i opóźnień powstałych w instalacji.

3. Metody pomiaru kąta natarcia i ślizgu

W poniższej pracy zostaną przedstawione trzy sposoby pomiaru kąta natarcia i ślizgu. Głównym

czynnikiem wpływającym na ten podział jest typ czujnika wykorzystywanego do pomiaru kątów

aerodynamicznych, są to czujnik typu skrzydełkowego, szczelinowego i pneumometryczne.

3.1. Pomiar kątów za pomocą czujnika typu „swobodne skrzydełko”(Pivoted Vanes)

Czujniki są przeważnie umieszczane na wspólnym wysięgniku z odbiornikami ciśnienia całkowitego i

statycznego (rys. 2) mogą by też montowane w doświadczalnie wybranych miejscach na kadłubie (rys. 3).

Z a sada pomiaru polega na pomiarze wychylenia metalowego, wyważonego masowo skrzydełka o klinowym

prof i lu, które ustawia się równolegle do napływającego powietrza (rys. 4), za pomocą przetwornika

potencjometrycznego lub selsynu. W celu wytłumieniu drgań skrzydełka stosuje się w nadajniku specjalne

tłumiki cieczowe.

Czujniki omawianego typu mierzą kąt natarcia w przedziale ±30° z dokładnością ±0,25°. Masa przyrządu

wynosi średnio 0,8÷0,9 kg. Mierzą one poprawnie kąt dla prędkości lotu 45÷1020m/s. Obecnie, czujniki typu

skrzydełkowego są dość powszechnie stosowane mimo wielu ich poważnych wad. Jedną z nich jest to, iż ich

sygnał wyjściowy oprócz składowej użytkowej zawiera przypadkowe zakłócenia typu fluktuacyjnego

(stochastyczne), których źródłem są drgania aerodynamiczne swobodnego skrzydełka. Maksymalna amplituda

tych drgań wynosi ok. 0,3÷0,5°, a ich częstotliwość zawiera się w granicach 8÷25Hz. Jeśli czujnik

wykorzystywany jest tylko w celu zobrazowania kąta, to uwzględniając bezwładność i tłumienie w układzie,

błąd fluktuacyjny można pominąć [2].

M. Krawczyk

Pomiar kąta natarcia i ślizgu

MK - 2

Rys. 2. Sonda pomiarowa typu swobodne skrzydełko umieszczana przed samolotem [3]

Fig.2. Pivoted Vane mounted on a transverse shaft which is attached to the boom

Rys. 3. Sonda typu swobodne skrzydełko umieszczana na kadłubie samolotu [3]

Fig.3. Pivoted Vane mounted to the body of the plane

Rys. 4. Schemat czujnika typu swobodne skrzydełko

Fig. 4. Pivoted Vanes angel of attack sensor

Inna znacząca wada czujników skrzydełkowych polega na zmianie w szerokim zakresie ich

charakterystyk dynamicznych w zależności od prędkości i wysokości lotu. Kąt mierzony poprzez sondę

umieszczoną na wysięgniku zmienia się w czasie lotu ze względu na zamocowanie, asymetrię powstałą podczas

montażu w fabryce i uginanie się wysięgnika spowodowane oporem. Podczas manewrów, wysięgnik będzie

ulęgał jeszcze większym ugięciom co spowoduje zwiększenie błędu. Do tego dochodzą zmiany prędkości lotu i

błąd spowodowany niedostateczna sztywnością konstrukcji samolotu.

Poniżej zostały przedstawione wyniki kalibracji sondy typu swobodne skrzydełko (rys. 5) w tunelu

aerodynamicznym w zakresie prędkości od 0,6 Ma do 1,10 Ma. Kalibracja została przeprowadzona dla zakresu

kątów od -5° do 25°. Wzrost błędu wraz ze wzrostem prędkości jest spowodowany odkształceniami konstrukcji

samolotu i wysięgnika, spowodowane jest to oporem opływu wysięgnika. Błąd przy α=0° jest spowodowany

unoszeniem skrzydełka. Drugi wykres przedstawia kalibracje przeprowadzoną dla prędkości 1,61 Ma i 2,01 Ma.

Kalibracja została przeprowadzona dla przedziału kątów od -3°do 20°. Jak widać na drugim wykresie przy

prędkości 2,01 Ma błąd może wynosić prawie dwa stopnie. Jednakże jak widać na wykresach, dla dodatnich

kątów natarcia mierzony kąt jest większy od rzeczywistego co ma korzystny wpływ na bezpieczeństwo. Obie

kalibracje zostały przeprowadzone przy wartości kąta ślizgu β=0°.

M. Krawczyk

Pomiar kąta natarcia i ślizgu

MK - 3

Rys. 5. Kalibracja sondy pomiarowej dla prędkości supersonicznych i transsonicznych przy kącie ślizgu β=0°[1]

Fig. 5. Calibration of transverse-mounted pivoted vane at transonic and supersonic speeds, β= 0°

3.2. Pomiar kątów za pomocą czujnika typu szczelinowego (Null-Seeking Pressure Sensor).

W ostatnich latach szerokie zastosowanie znalazły czujniki kątów aerodynamicznych typu szczelinowego .

Głównym elementem tego czujnika jest obrotowa, cylindryczna sonda, której wnętrze podzielone jest na dwie

komory (rys. 6). Każda z komór połączona jest z otoczeniem poprzez szczeliny umieszczone na powierzchni

sondy. Dwie sekcje szczelin umieszczone są symetrycznie wzdłuż sondy. Oś sondy musi być prostopadła do

płaszczyzny pomiaru kąta α lub β, a szczeliny są skierowane naprzeciw napływającemu strumieniowi. Różnica

ciśnień w komorach będzie występowała do momentu symetrycznego ustawienia sekcji szczelin względem

strumienia. Obrót sondy wymuszony sygnałem różnicy ciśnień w komorach zachodzi bezpośrednio pod

wpływem tej różnicy lub za pomocą elektroserwonapędu. Kąt obrotu sondy jest przetwarzany w elektryczny

sygnał pomiarowy. Czujniki szczelinowe z pneumonapędem charakteryzują się prostą konstrukcją oraz dobrymi

charakterystykami dokładnościowymi i dynamicznymi. Ich główną wadą jest przepływ strumienia powietrza

przez wnętrze sondy, co może prowadzić do zapylenia i zawilgocenia wewnętrznej przestrzeni sondy.

Rys. 6. Schemat czujnika szczelinowego z pneumonapędem [1]

Fig. 6. Null-Seeking Pressure Sensor

M. Krawczyk

Pomiar kąta natarcia i ślizgu

MK - 4

Rys. 7. Schemat czujnika szczelinowego z elektroserwonapędem [2]

Fig. 7. Null-Seeking Pressure Sensor

Czujniki szczelinowe z elektroserwonapędem (rys. 7) nie wymagają przepływu powietrza przez nie.

Sonda jest połączona kanałami z komorami różnicowego, elektrycznego przetwornika ciśnień, który powinien

mieć wysoką stabilność zera i niski próg czułości.

Innym typem czujnika szczelinowego może być sonda umieszczona na końcu poziomego wysięgnika.

Element pomiarowy tego czujnika składa się z elipsoidalnej końcówki o średnicy dwóch cali z otworami

rozmieszczonymi symetrycznie (rys. 8). Otwory są połączone z komorą znajdującą się na początku wysięgnika.

Z komory sygnał jest przesyłany do serwomechanizmu który obraca wysięgnik do pozycji w której ciśnienie w

obu otworach będzie takie same. Wynik testów przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym (rys. 8)

pokazuje, że błąd spowodowany opływem wysięgnika przez powietrze jest rzędu -1° dla kąta natarcia -10° i 1,2°

dla kąta natarcia 12°.

Rys. 8. Kalibracja sondy szczelinowej umieszczonej na wysięgniku [1]

Fig. 8. Calibration of null-seeking pressure type angle of attack sensor, β= 0°

3.3. Pomiar kątów za pomocą czujnika typu pneumomertrycznego (Differential-Pressure Tube)

Trzecim typem miernika kątów jest czujnik pneumometryczny . Zasada działania tego czujnika opiera się

na pomiarze różnicy ciśnień (rys 9). Oś tego czujnika jest ustawiona równolegle do osi podłużnej samolotu.

Powierzchnia czołowa sondy ma kształt stożka (rys. 12) lub półsfery (rys. 10). Montowana jest na końcu rurki

Pitota i dwoma parami otworów umieszczonych symetrycznie względem otworu centralnego (w płaszczyznach;

Rys. 9. Schemat czujnika typu pneumomertrycznego

Fig. 9. Differential-Pressure Sensor

M. Krawczyk

Pomiar kąta natarcia i ślizgu

MK - 5

POMIAR KĄTA NATARCIA I ŚLIZGU - Mateusz Krawczyk - PRz.pdf

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: