ЭКСПЕРИМЕНТ ПО ОПРЕДЕЛЕНИЮ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

EXPERIMENT TO DETERMINE THE AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF THE AIRCRAFT

Hamzah  Mazin Abdulaali Hamzah

position: engineer / 3rd year postgraduate student, Department of Aero hydrodynamics  KAI  Kazan National Research Technical University named after A. N. Tupolev - KAI, University of Technology (UOT) Iraq-Baghdad,

Russia, Kazan

АННОТАЦИЯ

В статье рассмотренаотработка алгоритмов управления и программного обеспечения системы управления сельскохозяйственного самолета на опционно-пилотируемом самолете (ОПС). Разработаны алгоритмы и схемы автопилота, созданы математическая модель самолета и математическая модель автопилота, реализованные в пакете MATLAB/SIMULINK. Результаты моделирования продемонстрировали возможность удовлетворения требований технического задания. В дальнейшем было проведено комбинированное моделирование, в котором модель динамики самолета имитировалась в пакете MATLAB/SIMULINK, а алгоритмы работы автопилота были реализованы в специально разработанном микроконтроллере с интерфейсами для взаимодействия с датчиками и исполнительными устройствами.

ABSTRACT

The article considers the development of control algorithms and software for the control system of an agricultural aircraft on an optionally piloted aircraft (OPA). Algorithms and schemes of the autopilot have been developed, a mathematical model of the aircraft and a mathematical model of the autopilot have been created, implemented in the MATLAB/SIMULINK package. The simulation results demonstrated the possibility of meeting the requirements of the technical task. Subsequently, a combined simulation was carried out, in which the aircraft dynamics model was simulated in the MATLAB/SIMULINK package, and the autopilot operation algorithms were implemented in a specially designed microcontroller with interfaces for interacting with sensors and actuators.

Ключевые слова: аэродинамические характеристики, автопилот, навигация.

Keywords: aerodynamic characteristics, autopilot, navigation.

Цель исследования.

1. Проектирование управляющей и измерительной системы для самолета или БПЛА с возможностью дистанционного управления (опционно-пилотируемый самолет (ОПС)).
2. Испытания работоспособности системы управления.
3. Проверка возможности использования управляющей и измерительной системы для определения аэродинамических характеристик самолета [1, 2]  .

Программные и аппаратные методы исследования.

Первым шагом была создана система управления самолетом в среде Matlab/Simulink, использующая стандартную математическую модель движения ЛА, поэтому в докладе не будем приводить общеизвестные формулы аэродинамики и управляющих воздействий. Перейдем сразу к пункту 2.

Испытания работоспособности системы управления производилось в несколько этапов: первом этап - лабораторные исследования компонентов системы, отработка их взаимодействя; второй этап - проверка функционирования системы в составе самолета в наземных условиях; третий этап - проверка системы в полете.

Одну из наиболее серьёзных проблем в процессе функционирования системы управления представляет определение координат и построение траектории.

Для построения реальных траекторий системы использовались прямоугольные координаты самолета в проекции Меркатора, полученные с помощью спутниковой навигации с дифференциальной коррекцией (система RTK).

RTK - это набор методов и приемов для значительного повышения точности географических координат до сантиметров, а иногда и до миллиметровой точности, полученных с помощью спутниковой навигационной системы GNSS.

Основным преимуществом режима RTK является возможность точной обработки сигналов в режиме реального времени. При работе в режиме RTK возможно получать настройки в реальном времени с точностью 1 см по горизонтали и 2 см по вертикали. Это самый высокий уровень точности в реальном времени.

Системы высокоточной системы спутниковой навигации с дифференциальной  коррекцией, называемые в литературе REAL TIME KINEMATIC (RTK) используются в концепции системы управления самолета, обеспечивающей выполнение полетов по заданному маршруту на предельно малых высотах.

Планировалось, что обработка результатов заключается в построении реальных траекторий движения летательного аппарата (ЛА) для сравнения полученных во время испытаний траекторий с программными. Сравнение должно было производиться визуально путем наложения их на карты местности Google Maps и Google Earth Pro.

Результаты содержатся в пакетах, передаваемых приемником ОС-103 на последовательный порт БВУ в формате NMEA-0183. Для отображения траектории на картах формат должен быть преобразован в широту, долготу, высоту относительно эллипсоида WSG-84.

При преобразовании из прямоугольных координат в географические с помощью геодезического калькулятора, географические координаты  получены для 38-й зоны проекции Меркатора. Истинная географическая долгота вычисляется путем добавления к долготе 6 градусов (ширина зоны).

Из-за возникших проблем с рулевыми машинками для обеспечения безопасности полетов они были отключены и полеты использовались только для проверки работоспособности измерительных устройств и функций регистрации параметров движения в БВУ.

На рис.1 представлены траектории полета в режиме ручного управления, полученные с помощью внешнего навигатора Garmin 290 (сглаженная линия) и бортового регистратора полетной информации (ломанная линия). 

Рисунок 1. Сравнение траекторий при маневрировании в горизонтальной плоскости

Соответствующий график изменения угла крена показан на рис 2.

Видно, что развороты коррелируются с изменением угла крена. Количество отрицательных пиков на графике крена соответствует количеству разворотов. На прямолинейных участках полета среднее значение угла крена близко к нулю. Среднее значение угла крена на первом развороте составляет примерно 15 градусов. Радиус разворота вычисляется по формуле:

                                                                      (1)

где V=45м/с-скорость самолета, r- радиус разворота, -угол крена. Значение радиуса разворота составляет 770 м, что вполне соответствует изображению траектории.

Рисунок 2. График изменения угла крена при маневрировании

Результаты исследования.

Подтверждена работоспособность измерительной и регистрирующей подсистем системы автоматического управления и соответствие величин измеряемых параметров друг другу.

Кроме того, подтверждена достаточность быстродействия БВУ и скорости обмена данными с датчиками и исполнительными устройствами для реализации алгоритмов цифрового управления.

Подтверждена корректность используемых алгоритмов преобразования координат самолета из географической системы координат в систему универсальной проекции Меркатора и корректное отображение координат в геоинформационных системах [3,4]. Это дает возможность формировать программные траектории полетов в геоинформационных системах и преобразовывать их в полетные задания, которые формируются в прямоугольной системе координат Меркатора.

Зафиксирована нестабильность работы системы спутниковой навигации (RTK) в режиме сантиметровой точности, проявляющаяся в перебоях приема поправок через модем. Выявлено, что на стабильность не влияет положение антенн передающего и принимающего модемов, типы антенн. Признано целесообразным исследовать проблему передачи поправок в лабораторных условиях, где проще обеспечить контроль выходного и входного сигналов модемов.

После подтверждения работоспособности подсистем автопилота в полетных условиях дальнейшая корректировка и отработка программного обеспечения проводилась в наземных условиях, где перемещение блока автопилота производилось автомобилем.

Для качественного исследования работоспособности автопилота была предложена следующая схема отработки с использованием легкового автомобиля:

 Автомобиль с установленной аппаратурой передвигался по дороге на открытой местности по маршруту, содержащему повороты и перепады высот. Запись этой траектории средствами RTK служила основой для  программной траектории, содержащей маневры в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Из-за невозможности имитации углового движения, которое должно соответствовать траекторному движению сигналы гироскопических датчиков программно обнулялись.

Программные траектории строилась на основе полученной траектории путем ее искажения в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Выводы.

Разработано программное обеспечение системы автоматического управления опционно-пилотируемого самолета.

Разработанное программное обеспечение протестировано средствами математического и имитационного моделирования в пакете Matlab/Simulink.

Лабораторные испытания подтвердили корректность работы интерфейсной части программного обеспечения для сбора информации с измерительных устройств и управления рулевыми машинами.

В ходе летной отработки подтверждена работоспособность программного обеспечения и разработанных алгоритмов:

- для приема, обработки и регистрации информации от датчиков;

- формирования БВУ управляющих сигналов в режиме реального времени;

- преобразования координат самолета из географической системы координат в систему универсальной проекции Меркатора и корректное отображение координат в геоинформационных системах.

В ходе имитации управления траекторным движением ОПС на качественном уровне продемонстрирована работоспособность программного обеспечения системы автоматического управления ОПС.

Методика позволяет составить полетное задание для ЛА, таким образом, чтобы получить нужные данные (крен, скорость, местоположение, углы отклонения рулевых плоскостей и т.д.) для определения или уточнения аэродинамических характеристик самолета методом обратных задач [2].

Список литературы:

1. Проектирование самолетов / М.А. Погосян и др. М.: Инновационное машиностроение, 2018.864 с.
2. Mazin Abdulaali Hamzah, Sergey Mikhaylov, Andrei Makhanko,.(2022). Algorithm for Determining Aerodynamic Characteristics based on the Results of a Flight Experiment. Design Engineering, 14547-14559. Retrieved from http://thedesignengineering.com/index.php/DE/article/view/8638).
3. Расчет аэродинамических характеристик самолета: методическое пособие по выполнению контрольного задания / С.В. Селезнев и др. Воронеж.: ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н. Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина, 2016. 84 с.
4. Ципенко В.Г.Аэромеханика и аэродинамика. Учебное пособие, 2020. 292 с.