Способ определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений в летных испытаниях самолета

 

Изобретение предназначено для оценки погрешностей измерения высотно-скоростных параметров. Техническим результатом является повышение точности определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений (ПВД). На высотах не более 500 м измеряют текущие значения восприятия статического давления, высоты, температуры воздуха, атмосферного давления при изменении геометрической высоты. Определяют истинное давление из уравнения статики атмосферы, атмосферных условий на уровне аэродрома и относительной высоты полета. Затем производят измерение параметров при выполнении квазистационарных режимов полета на различных высотах более 500 м и вариациях скорости полета и угла атаки. В послеполетной обработке погрешностей их аппроксимируют и определяют функции относительной аэродинамической погрешности ПВД в зависимости от числа М, угла атаки на высотах менее 500 м, более 500 м, на разных высотах с точностью до постоянной величины, а также при условии непрерывности и дифференцируемости во всем диапазоне числа М, угла атаки определяют приведенную функцию относительных погрешностей от различных высот полета к аэродинамической относительной погрешности для всего диапазона скоростей, числа М и угла атаки по формулам, приведенным в описании. 3 ил.

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 δP/P(M,α) в зависимости от числа M и угла атаки α. 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 δ 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 Δh_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 δP_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 - δP_H1/P_H1 (M, α), на высотах H_i более 500 м с точностью до постоянной величины const_i - δP_Hi/P_Hi (M, α), а при условии непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, α (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 δP_H/P_H(M, α) по следующим формулам: δP_H1/P_H1(M,α) = δP_H/P_H(M,α) - для высоты менее 500 м, (1) δP_Hi/P_Hi(M,α) = δP_H/P_H(M,α)+const_i - для высот более 500 м, (2) - для всего диапазона M, α (M < 1), (3) где f₁(α),f₂(α) - полиномы от α с коэффициентами, определяемыми из условия минимума ср. кв. отклонения от математического ожидания экспериментальных значений погрешностей восприятия статического давления.

При |δP/P(M,α)|<0,01 для определения куска функции δP_i/P_i(M,α) 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 δP_i/P_i(M,α) будет иметь вид: δP_i/P_i(M,α) = δP/P(M,α)+const+ε(M,α), где переменная составляющая ε(M,α) будет пренебрежимо малой величиной ≈ 10^-4.

В данном случае при определении функции δ 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 δP/P (M, α) в эксплутационном диапазоне значений M, α в летных испытаниях необходимо предусмотреть режимы, обеспечивающие полноту вариаций угла атаки при фиксированных значениях числа M. Варьирование значений α 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(α), f₂(α) 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 δP/P (M, α) от числа M и угла атаки. Использование структуры зависимости (3) повышает точность определения искомой относительной погрешности δP/P (M, α), в особенности при ограниченном объеме экспериментальных данных.

На фиг. 1 показана относительная погрешность δP₁/P₁ (M, α), определенная барометрическим методом в виде экспериментальных точек и аппроксимаций при углах атаки α = 1, 4, 7 градусов соответственно.

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

На фиг. 3 показана полная функциональная зависимость δP/P (M, α), определенная путем сращивания полученных кусков с функцией δP₁/P₁ (M, α) из условия непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, α (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 δP₁/P₁ (M, α), 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 δP_i/P_i (M, α), 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 δP/P (M, α) во всем эксплуатационном диапазоне чисел M, α, определенная путем сращивания полученных кусков с функцией δP₁/P₁ (M, α) из условия непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, α (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.

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 α, 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 δР_н на заданных скоростях (числах М) и углах атаки:
δР_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_i±500 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 - δР_н1/Р_н1(М, α), на высотах более 500 м с точностью до постоянной величины const_i - δР_нi/Р_нi (М, α), при условии непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне М, α (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 δР_н/Р_н (М, α) по следующим формулам:
δP_н1/P_н1(M,α) = δP_н/P_н(M,α) - для высоты менее 500 м,
δP_нi/P_нi(M,α) = δP_н/P_н(M,α)+const_i - для высот более 500 м,
для всего диапазона М, α(М<1),
1(α), f₂(α) - полиномы от α с коэффициентами, определяемыми из условия минимума ср. кв. отклонения от математического ожидания экспериментальных значений погрешностей восприятия статического давления.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3