способ определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений в летных испытаниях самолета

Формула изобретения

Способ определения аэродинамических погрешностей приемника воздушных давлений в летных испытаниях самолета, включающий выполнение полетов на высотах не более 500 м на заданных скоростях (числах Маха) и углах атаки , измерение текущих значений восприятия статического давления Р_изм, геометрической высоты Н, температуры воздуха Т, определение изменения атмосферного давления при изменении геометрической высоты полета из уравнения статики атмосферы, определение истинного давления Р_ист из уравнения статики атмосферы, атмосферных условий на уровне аэродрома и относительной высоты полета, определение аэродинамических погрешностей ПВД Р_н на заданных скоростях (числах М) и углах атаки:

Р_н1=Р_изм-Р_ист,

отличающийся тем, что выполняют квазистационарные режимы полетов на различных высотах более 500 м с выдерживанием высоты Н_i в диапазоне Н_i500 м при вариациях скорости полета и угла атаки, из условия постоянства атмосферного давления за время выполнения полетов на высоте H_i производят измерения параметров, при этом значения истинного статического давления Р_iист(Н_i) определяют с погрешностью не более 0,01Р_iист, после чего при наземной обработке измерений, аппроксимируют и определяют функции относительной аэродинамической погрешности ПВД в зависимости от числа Маха и угла атаки на высотах менее 500 м - Р_н1/Р_н1(М, ), на высотах более 500 м с точностью до постоянной величины const_i - Р_нi/Р_нi (М, ), при условии непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне М, (М<1) определяют приведенную функцию аэродинамических относительных погрешностей ПВД от различных высот к истинной относительной аэродинамической погрешности для всего диапазона числа М и углов атаки Р_н/Р_н (М, ) по следующим формулам:

P_н1/P_н1(M,) = P_н/P_н(M,) - для высоты менее 500 м,

P_нi/P_нi(M,) = P_н/P_н(M,)+const_i - для высот более 500 м,

для всего диапазона М, (М<1),1(), f₂() - полиномы от с коэффициентами, определяемыми из условия минимума ср. кв. отклонения от математического ожидания экспериментальных значений погрешностей восприятия статического давления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к технической физике, измерительной технике и технике воздухоплавания, а именно к измерителям высотно-скоростных параметров (ВСП) полета, и может быть использовано в летных испытаниях летательной техники в части оценки погрешностей измерения ВСП.

Известен скоростной способ [1] определения аэродинамических погрешностей восприятия статического давления, заключающийся в измерении воздушной скорости на режимах горизонтального установившегося полета с выдерживанием высоты и скорости при движении со взаимно-противоположными курсовыми углами, определении истинного числа M, определении погрешности измерения числа М, оценке относительной погрешности измерения статического давления P/P(M,) в зависимости от числа M и угла атаки . Однако для реализации данного способа необходимо дополнительно знать значения температуры воздуха на высоте полета. Вторым условием является принятие гипотезы отсутствия потерь полного давления.

Известен барометрический способ [2] определения аэродинамических погрешностей измерения ВСП (прототип), заключающийся в непосредственном сравнении измеряемого и истинного значений статического давления P_а = P_изм - P_ист. При этом истинное атмосферное давление на высотах полета h_г-h_га < 500 м определяется из уравнения статики атмосферы на основании граничных атмосферных условий на уровне h_га аэродрома (значений статического давления P_а и температуры T_а и значений относительной геометрической высоты (h_г-h_га) полета. На высотах h_г-h_га > 500 м для определения истинного статического давления из уравнения статики атмосферы необходимо знать фактическое изменение температуры в зависимости от высоты. Для чего проводят зондирование атмосферы с помощью шара-зонда. В некоторых случаях для определения истинного давления используют также самолет-зондировщик или самолет-эталон. Вместе с тем, даже использование шара-зонда часто по техническим или экономическим возможностям является затруднительным. Использование же данных зондирования, проводимых метеослужбами на больших расстояниях от места проведения летных испытаний, может давать большие погрешности в значениях истинного статического давления. К существенным погрешностям могут приводить и изменения состояния атмосферы за время от момента зондирования до выполнения режимов полета в летных испытаниях, что снижает точность измерения ВСП.

Целью изобретения является повышение точности измерения высотно-скоростных параметров полета летательного аппарата за счет повышения точности определения аэродинамических поправок, погрешностей, восприятия статического давления приемника воздушных давлений.

Поставленная цель достигается тем, что в летных испытаниях самолета определяют зависимость погрешностей восприятия статического давления от числа Маха полета на заданных скоростях и углах атаки на высотах менее 500 м барометрическим методом. Производят определение истинного давления P_ист из уравнения статики атмосферы и атмосферных условий на уровне аэродрома h_га и относительной высоты полета h_г = h_г - h_га. При этом измеряют текущие значения восприятия статического давления P_изм, геометрическую высоту h_г, температуру воздуха T, определяют аэродинамическую погрешность

P_H1 = P_изм - P_ист.

Согласно изобретению, на высотах более 500 м выполняют квазистационарные режимы полета с выдерживаем высоты H_i в диапазоне H_i 500 м при вариациях скорости полета и угла атаки, из условия постоянства атмосферного давления за время выполнения режимов на высоте H_i производят измерение параметров, при этом значения истинного статического давления P_iист(H_i) определяют с погрешностью не более 0.01P_i. Затем при наземной обработке измерений аппроксимируют и определяют функции аэродинамической относительной погрешности ПВД в зависимости от числа М и угла атаки на высотах менее 500 м - P_H1/P_H1 (M, ), на высотах H_i более 500 м с точностью до постоянной величины const_i - P_Hi/P_Hi (M, ), а при условии непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, (M<1) определяют приведенную функцию аэродинамических относительных погрешностей ПВД в эксплуатационном диапазоне для различных высот к истинной относительной аэродинамической погрешности для всего диапазона числа M и углов атаки P_H/P_H(M, ) по следующим формулам:

P_H1/P_H1(M,) = P_H/P_H(M,) - для высоты менее 500 м, (1)

P_Hi/P_Hi(M,) = P_H/P_H(M,)+const_i - для высот более 500 м, (2)

- для всего диапазона M, (M < 1), (3)

где f₁(),f₂() - полиномы от с коэффициентами, определяемыми из условия минимума ср. кв. отклонения от математического ожидания экспериментальных значений погрешностей восприятия статического давления.

При |P/P(M,)|<0,01 для определения куска функции P_i/P_i(M,) с точностью до константы в эксплутационном на высоте h_гi диапазоне значений чисел M истинное статическое давление на высоте выполнения режимов h_гi определяют с точностью ~ 0,01P_i, где P_i - истинное давление на высоте h_гi, тогда искомая функция P_i/P_i(M,) будет иметь вид:

P_i/P_i(M,) = P/P(M,)+const+(M,),

где переменная составляющая (M,) будет пренебрежимо малой величиной 10^-4.

В данном случае при определении функции P_i/P_i в качестве истинного может быть, например, взято значение измеряемого статического давления на режимах горизонтального установившегося полета с наименьшими значениями числа M, приведенное к средней геометрической высоте h_{гi ср.} полета по всем режимам, выполненным на данной высоте. При этом измеряемые в каждом режиме значения статического давления должны быть также приведены к средней высоте h_{гi ср.}. Приведение осуществляется на основании уравнения статики атмосферы.

Следует отметить, что для уменьшения погрешности определения функции P/P (M, ) в эксплутационном диапазоне значений M, в летных испытаниях необходимо предусмотреть режимы, обеспечивающие полноту вариаций угла атаки при фиксированных значениях числа M. Варьирование значений при фиксированных M может быть осуществлено путем проведения летных испытаний с различными весами самолета (G_min . .. G_max), выполнения специальных режимов с перегрузкой: в виде виражей, движения по кругу в горизонтальной плоскости; горок, синусоидального движения в вертикальной плоскости и т.д.

Структура функциональной зависимости (3):



где f₁(), f₂() определяют в летном эксперименте, получаются на основании решения аэродинамической задачи оценки малых возмущений, вызываемых движением тонкого тела в установившемся потоке газа, и определяют физический характер зависимости относительной погрешности P/P (M, ) от числа M и угла атаки. Использование структуры зависимости (3) повышает точность определения искомой относительной погрешности P/P (M, ), в особенности при ограниченном объеме экспериментальных данных.

На фиг. 1 показана относительная погрешность P₁/P₁ (M, ), определенная барометрическим методом в виде экспериментальных точек и аппроксимаций при углах атаки = 1, 4, 7 градусов соответственно.

На фиг. 2 показаны куски функций P_i/P_i (M, ), определенные с точностью до констант.

На фиг. 3 показана полная функциональная зависимость P/P (M, ), определенная путем сращивания полученных кусков с функцией P₁/P₁ (M, ) из условия непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, (M < 1).

Для пояснения рассмотрим пример реализации способа по данным летного эксперимента на летающей лаборатории ИЛ-76.

В летных испытаниях в 5 полетах были выполнены режимы горизонтального установившегося полета на высотах h_г = 200 м, h_г = 6000 м, h_г = 9000 м, h_г = 12000 м, с различными фиксированными значениями скорости в эксплутационном диапазоне для каждой высоты.

В эксперименте измерялись воспринимаемые значения давления плитами статического давления, установленными на боковой поверхности фюзеляжа самолета.

На фиг. 1 показана функциональная зависимость P₁/P₁ (M, ), определенная барометрическим методом по данным выполненных режимов на высоте h_г = 200 м в виде экспериментальных точек и аппроксимаций при углах атаки = 1, 4, 7 градусов соответственно.

На фиг. 2 показаны куски функций P_i/P_i (M, ), определенные с точностью до констант C_i из условия постоянства статического давления на высотах h_гi = 6000 м, 8500 м, 9000 м, 12000 м во время выполнения режимов полета с различными скоростями на данных высотах соответственно.

На фиг. 3 показана полная функциональная зависимость P/P (M, ) во всем эксплуатационном диапазоне чисел M, , определенная путем сращивания полученных кусков с функцией P₁/P₁ (M, ) из условия непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, (M < 1):



Литература

1. М.Г. Котик и др. Летные испытания самолетов. Машиностроение. Москва. 1965. 68 стр.

2. М.Г. Котик и др. Летные испытания самолетов. Машиностроение. Москва. 1965. 70 стр.