способ определения воздушных параметров в летных испытаниях летательного аппарата на больших углах атаки

Формула изобретения

Способ определения воздушных параметров в летных испытаниях летательного аппарата (ЛА) на больших углах атаки, включающий измерение воздушных параметров и угловых параметров положения самолета в пространстве штатными средствами ЛА, измерение траекторных параметров полета, выполнение зондирующих режимов полета в виде горизонтального установившегося полета (ГП) без скольжения, послеполетную обработку результатов летных испытаний, определение истинных значений статического, полного давлений, расчет истинных значений числа Маха, температуры наружного воздуха, воздушной скорости в зондирующих режимах, отличающийся тем, что зондирующий режим выполняют в начале каждого испытательного режима на больших углах атаки с курсовым углом, близким к курсовому углу соответствующего испытательного режима, по измерениям путевой скорости и курсового угла с учетом полученных значений воздушной скорости в зондирующем режиме определяют вектор скорости ветра, для испытательного режима на больших углах атаки по измерениям путевой, вертикальной скоростей и вычисленной скорости ветра рассчитывают истинные значения воздушной скорости V_в из условия неизменности величины и направления скорости ветра во время выполнения зондирующего и испытательного режимов, на основе траекторных измерений и истинных расчетных значений температуры и статического давления, полученных для зондирующего режима, в испытательном режиме рассчитывают истинные температуру наружного воздуха и статическое давление Р_с с использованием уравнения статики атмосферы, затем по полученным истинным значениям воздушной скорости, температуры и статического давления рассчитывают истинные число Маха, полное давление Р _п, индикаторную земную скорость V_iз, по истинным значениям воздушной скорости и измерениям угловых параметров определяют истинные расчетные значения углов атаки и скольжения , полученные истинные расчетные значения параметров сравнивают с параметрами, измеренными с помощью штатных бортовых средств, определяют относительную аэродинамическую погрешность по скорости , коэффициенты статического , полного давлений и зависимости =f(M_изм, _изм, ), =f(M_изм, _изм, ), где V_пр - измеренная приборная скорость, q - измеренный скоростной напор, - конфигурация самолета, М_изм, _изм, _изм - измеренные значения числа Маха, углов атаки и скольжения, по совокупности подобных режимов строят математические ожидания градуировочных зависимостей для штатных приемников воздушных давлений (ПВД), датчиков аэродинамических углов (ДАУ), далее по измерениям воздушных параметров штатными бортовыми средствами с учетом определенных градуировочных зависимостей уточняют истинные значения воздушных параметров в полетах на большие углы атаки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к технической физике, измерительной технике и технике воздухоплавания, а именно к измерителям параметров полета летательного аппарата (ЛА), и может быть использовано в летных испытаниях летательного аппарата для определения действительных значений воздушных параметров и оценки средств определения воздушных параметров ЛА.

Изобретение ориентировано на испытания ЛА, оборудованных современными пилотажно-навигационными комплексами с малыми значениями коэффициентов запаздывания в трактах передачи давлений ( _з 0,1).

На практике проведения летных испытаний авиационной техники используются различные методы и подходы решения задачи определения воздушных параметров на больших углах атаки. Могут быть выделены методы с применением эталонных приемников и косвенные методы - с использованием средств внешнетраекторных измерений и информации о параметрах состояния атмосферы.

В методах с применением эталонных приемников воздушные параметры определяются по значениям параметров, измеряемых эталонными средствами (см. АС-21-40(0), Measurement of airspeed in light aircraft - certification requirements, 2005). Основной задачей при реализации методов является эталонирование самих эталонных средств.

Технические сложности возникают в связи с необходимостью выноса приемников из зоны аэродинамического влияния самолета. Реализация методов сопряжена с проработкой вопросов установки эталонных средств на самолете, оснащением ЛА специальными технологическими приспособлениями. Ввиду проблематичности полного исключения аэродинамического влияния самолета на измерения воздушных параметров применение методов требует для каждого типа ЛА проведения специальных исследований по оценке возмущения потока в области размещения эталонных средств.

Методы с применением эталонных приемников широко используются в летных испытаниях ЛА за рубежом. Циркуляром АС-25-7А EASA, в обеспечение испытаний самолета на режимах торможения с выходом на большие углы атаки, для определения скоростей сваливания предписывается использовать носовую штангу с приемником воздушных давлений (ПВД).

Из числа косвенных методов известен «Способ определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений в летных испытаниях самолета», патент РФ № 2177624, МПК G01P 21/00, G01P 5/14, включающий выполнение горизонтальных площадок (ГП) на заданных высотах, скоростях (числах Маха) и углах атаки , измерение текущих значений восприятия статического давления Р, геометрической высоты h, температуры воздуха Т, определение изменения атмосферного давления при изменении геометрической высоты полета, определение зависимости погрешности восприятия статического давления ПВД от числа Маха и угла атаки на режимах маловысотного полета h_отн<500 м, определение зависимости погрешности восприятия статического давления ПВД в полном эксплуатационном диапазоне изменения скорости (числа М) и угла атаки, где р=Р-Р_ист - прототип.

Данный способ позволяет определять воздушные параметры только на режимах горизонтального установившегося полета.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении точности определения воздушных параметров в летных испытаниях ЛА на больших углах атаки.

Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе, включающем операции измерения воздушных параметров и угловых параметров положения самолета в пространстве штатными средствами ЛА, измерения траекторных параметров полета, выполнения зондирующих режимов полета в виде горизонтального установившегося полета (ГП) без скольжения, послеполетной обработки результатов летных испытаний, определения истинных значений статического, полного давлений, расчет истинных значения числа Маха, температуры наружного воздуха, воздушной скорости в зондирующих режимах, зондирующий режим выполняют в начале каждого испытательного режима на больших углах атаки с курсовым углом, близким к курсовому углу соответствующего испытательного режима. По измерениям путевой скорости и курсового угла с учетом полученных значений воздушной скорости в зондирующем режиме определяют вектор скорости ветра, для испытательного режима на больших углах атаки по измерениям путевой, вертикальной скоростей и вычисленной скорости ветра рассчитывают истинные значения воздушной скорости V_в из условия неизменности величины и направления скорости ветра во время выполнения зондирующего и испытательного режимов. На основе траекторных измерений и истинных расчетных значений температуры и статического давления, полученных для зондирующего режима, в испытательном режиме рассчитывают истинные температуру наружного воздуха и статическое давление Р_c с использованием уравнения статики атмосферы, затем по полученным истинным значениям воздушной скорости, температуры и статического давления рассчитывают истинные число Маха, полное давление P _п, индикаторную земную скорость V_iз. По истинным значениям воздушной скорости и измерениям угловых параметров определяют истинные расчетные значения углов атаки и скольжения .

Полученные истинные расчетные значения параметров сравнивают с параметрами, измеренными с помощью штатных бортовых средств, определяют относительную аэродинамическую погрешность по скорости

коэффициенты статического

полного

давлений и зависимости

=f(M_изм, _изм, ), =f(M_изм, _изм, ),

где V_пр - измеренная приборная скорость, q - измеренный скоростной напор, - конфигурация самолета, М_изм, _изм, _изм - измеренные значения числа Маха, углов атаки и скольжения. По совокупности подобных режимов строят математические ожидания градуировочных зависимостей для штатных ПВД, датчиков аэродинамических углов (ДАУ). Далее по измерениям воздушных параметров штатными бортовыми средствами с учетом определенных градуировочных зависимостей уточняют истинные значения воздушных параметров в полетах на большие углы атаки.

Это позволяет повысить полноту и точность определения градуировочных зависимостей для ПВД, ДАУ и соответственно точность определения воздушных параметров в летных испытаниях ЛА.

Расчет истинного давления способом, указанным в прототипе, выполняется в горизонтальном полете, тогда как в предлагаемом способе расчет выполняется для полета на больших углах атаки.

Предлагаемый способ поясняется на следующих чертежах.

На фиг.1-5 представлены результаты для испытательных режимов торможения с выходом на большие углы атаки.

На фиг.1 приведена зависимость относительной аэродинамической погрешности по скорости от измеренного угла атаки.

На фиг.2 приведена зависимость коэффициента полного давления от измеренного угла атаки.

На фиг.3 приведена зависимость коэффициента статического давления от измеренного угла атаки.

На фиг.4 показано изменение приборной и индикаторной земной скоростей во время выполнения испытательного режима.

На фиг.5 показана зависимость между измеренным и истинным расчетным углами атаки.

Способ осуществляется следующим образом.

В зондирующем режиме определяется истинное статическое и полное давления по измеряемым значениям статического Р_{c изм}, полного Р_{п изм} давлений с учетом градуировочных зависимостей ПВД:

где - градуировочные зависимости ПВД, полученные в горизонтальном полете, P_c=Р_{c изм}-Р_c, P_п=Р_{п изм}-Р_п

М_изм - измеренное число Маха;

_изм - измеренный угол атаки;

- конфигурация самолета.

Далее в зондирующем режиме определяют значения числа Маха М_з и воздушной скорости по формулам:

где R - универсальная газовая постоянная;

g - ускорение свободного падения;

k - показатель адиабаты;

- температура наружного воздуха на момент выполнения зондирующего режима, определяемая из соотношения:

где T_T - температура торможения, измеренная бортовым приемником;

N - коэффициент качества бортового приемника.

Зная величину воздушной скорости, составляющие скорости ветра U_x и U_z в зондирующем режиме можно определить из соотношений:

где - курсовой угол выполнения зондирующего режима;

W_x, W_z - проекции вектора путевой скорости.

При этом полагается, что вектор скорости ветра лежит в плоскости горизонта и не изменяется с течением времени.

Выполнение зондирующего режима без скольжения непосредственно перед испытательным режимом:

- обеспечивает определение основных параметров атмосферы (статического давления, температуры, вектора скорости ветра), необходимых для решения задачи, с небольшими погрешностями за счет коррекции ошибок восприятия давлений в условиях зондирующего режима;

- значительно снижает влияние случайных факторов (пространственно-временную изменчивость параметров атмосферы) на определение действительных значений воздушных параметров и градуировочных зависимостей для ПВД в испытательных режимах.

Измерение угловых параметров положения самолета в пространстве, траекторных параметров полета в совокупности с полученными значениями параметров атмосферы позволяют получить решение задачи определения математического ожидания градуировочных зависимостей от основных факторов влияния.

При известных ветровых характеристиках U_x , U_z воздушная скорость V_в на больших углах атаки определяется из соотношения:

где W_y - составляющая скорости летательного аппарата, нормальная плоскости горизонта.

Температура наружного воздуха в испытательном режиме определяется по формуле

где h - разность между текущей геометрической высотой и высотой выполнения зондирующего режима;

= 0.0065 град/м.

После чего из соотношения (3) с использованием полученных значений температуры наружного воздуха и воздушной скорости в испытательном режиме определяется число М.

Истинное значение статического давления в испытательном режиме определяем пересчетом от зондирующего режима с использованием уравнения статики атмосферы:

Истинное значение полного давления вычисляется на основе истинных значений статического давления, полученных из соотношения (9), и числа М:

При известных значениях статического и полного давления можно вычислить значения индикаторной V _i и индикаторной земной V_iз скоростей (см. фиг.4) по формулам:

где P_дин=P_п-P _c - динамическое давление;

₀ - скорость звука при Н=0 в условиях стандартной атмосферы;

P₀ - атмосферное давление при Н=0 в условиях стандартной атмосферы.

Для определения истинных углов атаки и скольжения необходимо вычислить проекции воздушной скорости на связанные оси самолета V_x1 , V_y1, V_z1 по формулам:

где - угол тангажа;

- угол крена.

С учетом соотношений (13)-(15) получим выражения для истинных углов атаки и скольжения :

С учетом полученных из соотношений истинных значений (9), (10), (12), (16), (17) на больших углах атаки определяются градуировочные зависимости в виде относительных погрешностей

как показано на фиг.1,

где V_a=V_пр-V_iз, V_пр - измеренная приборная скорость, Р_c=Р_{c изм}-Р_c и т.д.

и зависимости =f(M_изм, _изм, ), см. фиг.5, =f(M_изм, _изм, ).

Затем определяются зависимости и представленные на фиг.2, 3, с использованием соотношений:

Полученные градуировочные зависимости затем используются для уточнения измеряемых воздушных параметров с использованием соотношений вида (1).

Например, для режимов торможения ЛА со скоростями 340÷170 км/ч на высоте 5000÷6000 м в диапазоне измеренных углов атаки 1÷42 градуса предлагаемым способом рассчитаны истинные значения воздушных параметров, построены градуировочные кривые для ПВД и ДАУ, которые используют для уточнения значений воздушных параметров в летных испытаниях ЛА на режимах торможения с выходом на большие углы атаки.

Диапазоны изменения параметров полета на режимах торможения с выходом на большие углы атаки показаны в таблице 1. Результаты показаны на фиг.1-5.

Таблица 1
Параметры	Единицы измерения	Диапазон изменения параметров на режимах торможения
от	до
М	-	0.2	0.4
Vпр, Viз	Км/ч	170	340
V в	м/с	60	125
q	мм рт.ст.	10	40
Рc	мм рт.ст.	320	390
Pп	мм рт.ст.	340	415
изм	град	1	42
	град	-4	3

Таблица 1, продолжение
	град	-3	3
	град	4	23
Т нв	°С	-47	-38
Н	М	5000	6000
Ux, U z	м/с	-7	11

Режимы торможения выполнены во взлетной, полетной и посадочной конфигурациях. На фиг.1-3, 5 представлены градуировочные зависимости, единые для всех конфигураций 8. Градуировочные зависимости определяются в виде функций нескольких переменных, а именно М_изм , _изм, _изм. На фиг.1-3, 5 градуировочные кривые показаны только в зависимости от измеренного угла атаки.

На фиг.1 показана градуировочная зависимость относительной погрешности определения скорости, определенная на режимах горизонтального полета и торможения с выходом на большие углы атаки (результаты летных испытаний на больших углах атаки обозначены +). На фиг.1 представлены: 1 - значения угла атаки, 2 - значения относительной погрешности определения скорости, 3 - экспериментальные данные, 4 - зависимость на режиме горизонтального полета, 5 - зависимость на больших углах атаки.

На фиг.2 показана градуировочная зависимость коэффициента полного давления, определенная на режимах горизонтального полета и торможения с выходом на большие углы атаки (результаты летных испытаний на больших углах атаки обозначены +). На фиг.2 представлены: 1 - значения угла атаки, 6 - значения коэффициента полного давления, 7 - зависимость на режиме горизонтального полета, 8 - зависимость на больших углах атаки.

На фиг.3 показана градуировочная зависимость коэффициента статического давления, определенная на режимах горизонтального полета и торможения с выходом на большие углы атаки (результаты летных испытаний на больших углах атаки обозначены +). На фиг.3 представлены: 1 - значения угла атаки, 9 - значения коэффициента статического давления, 10 - зависимость на режиме горизонтального полета, 11 - зависимость на больших углах атаки.

На фиг.4 показано изменение приборной индикаторной земной скорости во время выполнения испытательного режима. На фиг.4 представлены: 12 - время выполнения режима, 13 - значения приборной и индикаторной земной скоростей, 14 - кривая изменения приборной скорости, 15 - кривая изменения индикаторной земной скорости.

На фиг.5 показана функциональная зависимость истинного расчетного угла атаки от измеренного угла атаки. На фиг.5 представлены: 1 - значения угла атаки, 16 - значения истинного расчетного угла атаки, 17 - кривая зависимости.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет определить значения параметров атмосферы - температуры, давления, скорости ветра, определить воздушные параметры в испытательных режимах, определить градуировчные зависимости для приемников воздушных давлений и датчиков аэродинамических углов, снизить влияние случайных факторов изменчивости параметров атмосферы на погрешность определения воздушных параметров, повысить точность определения воздушных параметров при полете на большие углы атаки.