Исследования по разработке системы определения высотно-скоростных параметров воздушно-космического самолёта

Тип работы:
Реферат
Предмет:
Общие и комплексные проблемы естественных и точных наук


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Том XXXIII
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 2
№ 1−2
УДК 629. 782. 05
ИССЛЕДОВАНИЯ ПО РАЗРАБОТКЕ СИСТЕМЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
М. П. БАЛАШОВ, И. Ф. БЕЛОВ, Д. П. БУЙКО, В. И. КОБЗЕВ,
А. Н. ПЕТУНИН, Л. Ф. ПОНОМАРЕВ
Приведены результаты исследований в обеспечение разработки системы высотноскоростных параметров (СВСП) воздушно-космического самолета (ВКС), направленные на экспериментальное получение поправок к статическому и полному давлениям, измеряемым в полете бортовыми приемниками воздушного давления (ПВД). Значения давлений, измеренные бортовыми ПВД, обусловлены характером обтекания летательного аппарата в месте их установки. Поправки определены по результатам испытаний в аэродинамических трубах (АДТ) ЦАГИ моделей ВКС с размещенными на них моделями ПВД, изолированных ПВД и их моделей. Полученные поправки апробированы сравнением испытаний в АДТ и летных испытаний на летающей лаборатории МиГ-25, на аналоге ВКС «Буран» (БТС-002) и в первом орбитальном полете ВКС «Буран».
При полете ВКС измеряются полное Ро и статическое р давления и давления на нижней р^ и верхней Р2 поверхностях головных частей ПВД, установленных на левом и правом бортах ВКС. Эта информация поступает в СВСП, которая с подсистемой инерциальной навигации является частью автоматической цифровой системы посадки. Совместное использование сигналов СВСП и бортовой системы инерциальной навигации существенно повышает достоверность информации о параметрах движения ВКС.
Давления, воспринимаемые бортовым ПВД, зависят от геометрии корпуса ВКС, места установки ПВД на корпусе, местных углов атаки, а и скольжения в, числа М полета, а также геометрии ПВД. Эти давления отличаются от давлений в невозмущенном потоке. Переход от давлений, измеренных ПВД, к параметрам невозмущенного потока осуществляется введением поправок. Поправки связывают измеренные давления и вычисленные угловые коэффициенты с параметрами невозмущенного потока: полным и статическим давлениями, числом Маха, высотой полета Н, углами атаки, а и скольжения р.
Величины поправок для самолетов обычно определяются при летных испытаниях. Особенность определения поправок для ВКС состоит в том, что они должны быть получены до первого экспериментального полета ВКС в аэродинамических трубах. Сложность определения поправок в АДТ заключалась в том, что модели приемников невозможно выполнить геометрически подобными натурным приемникам даже при проведении испытаний модели ЛА с моделями ПВД в больших сверхзвуковых АДТ. Известно, что чем больше аэродинамическая труба, тем больше в ней неравномерность поля статического давления [1] и тем больше погрешности в определении поправок к статическому давлению. Поправки к статическому давлению чувствительны к изменению всех указанных параметров. Поправки к полному давлению при испытании моделей
ЛА
с моделями ПВД в АДТ в диапазоне местных углов атаки у борта ЛА а- ~ ±10 определяются
практически без искажений. С учетом указанных особенностей была разработана методика определения систематических поправок к показаниям бортовых ПВД, установленных на ЛА, с заданной погрешностью при проведении испытаний в АДТ.
Эта методика была отработана при создании системы высотно-скоростных параметров ВКС «Буран». Методика апробирована сравнением трубных и летных испытаний на летающей лаборатории МиГ-25 и на аналоге ВКС «Буран» (БТС-002).
1. Определение местных параметров потока в зоне расположения бортовых ПВД и приведение поправок изолированного приемника к условиям его расположения у борта ЛА. Для определения местных параметров потока в выбранных местах расположения бортовых ПВД использовались модели ПВД, выполненные в масштабе модели ЛА. Местные углы отклонения (скоса потока) измерялись датчиками углов флюгерного типа. Натурные бортовые ПВД и их модели, а также иглообразные приемники статического давления и датчики углов отклонения потока перед установкой на модель ЛА градуировались в АДТ малых размеров.
Определение местных параметров потока и определение поправок натурного бортового ПВД в составе модели для апробации метода выполнялись по результатам испытаний модели носовой части самолета МиГ-25 (рис. 1) с ПВД-28. Общий вид приемника ПВД-28 приведен на рис. 2.
Рис. 1. Расположние приемника статического давления и датчика угла скоса потока на модели носовой части самолета МиГ -25
В начале испытаний определялся угол отклонения потока на модели приемника ат у борта модели ЛА через угол отклонения потока а! и установочный угол атаки є бортового ПВД:
ат =а,-8. (1)
Местные параметры потока в виде относительных коэффициентов полного -Р- и
р0к
~Т Рі - Рк ~
статического Др- =----------- давлений и
Рк
местного числа Мі (рг/ р01) определялись методом итераций по результатам испытаний моделей ЛА
с установленными на нем моделями ПВД и флюгерными датчиками углов скоса потока
Представим значения коэффициентов полного и статического давлений ПВД-28 и его
і О оті.
Рис. 2. Приемник воздушного давления ПВД-28
Модель самолета МиГ-25 М=1,7
«'-Ар

0 0 а, град
* «' 6
: *& gt- Ь & gt- 1 ¦ ¦ ь Ї * ° О і
м,
1,7 «Є
1,5 * Ь 'и Ь 1 ' % ° ъ о
О К) а, град.
~^е- ^ итерация, а = О
Рис. 3. Зависимость местного числа М и коэффициента статического давления от номера итерации
15і
Модель самолета МиГ-25
М=1,7

5 0 0 а, град.
0,2
*-5
^ «г
-0. 2
& lt- -п 1 МгМ 3−1,54
& quot-^¦о-

-5
10
ат. ПВД

^ ° - 0,]у 0,2 0 а, грац.
.
Рис. 4. Результаты третьей итерации по определению коэффициентов статического давления
моделей в виде суммы значения коэффициента при, а = 0 и его приращения, вызванного изменением угла атаки а:
с (а) = са=0 + 5с (а), (2)
где с — коэффициент полного сраіра^ или статического с^ давлений.
Величина сті (а, М) коэффициента статического давления моделей бортовых ПВД, расположенных у борта модели ЛА, состоит из суммы местного коэффициента статического давления сі (а, М) и коэффициента статического давления модели приемника в изолированном виде ст из (ат, Мі) при значениях числа Мі и угла атаки ат. Местный коэффициент статического давления определяется по формуле:
сі (^ Мі) = ст,і (а, Мі) — ст, из, а=0 (Мі) -5ст, из (ат, Мі).
(3)
Применение метода итераций связано с тем, что местное число М- в правой части формулы (3) неизвестно. Для его определения необходимо знать коэффициент статического давления в месте установки ПВД. В качестве начального приближения угла атаки модели для вычисления местных коэффициентов давления С- и чисел М- принимается ат = 0. В первой итерации значение местного коэффициента с^- берется по его измерениям на
корпусе модели ЛА без модели ПВД в месте его установки. Как уже отмечалось, значения с^^^ в диапазоне
а! =±10° измеряются практически без искажений. Значения М-, полученные в первой итерации, во второй итерации принимаются постоянными для всех углов атаки. В последующих итерациях уточняются зависимости С{ (а, М) по измерениям ст1 (а, М) и вычислениям
Ст, из, а=0 (М7) и 5ст из (ат, М-). Вычисления заканчиваются, когда приращение местного коэффициента статического давления в к + 1 итерации по сравнению с к-ой
^ ^+1
с Ар, і сАр, і
(4)
становится меньше заданной погрешности [2] измерения среднего арифметического коэффициента давления в АДТ в разных сериях испытаний

Ар, і
& lt- 0,4^-.
с Ар, і
(5)
Зависимости с^- Да) и М- (а) для различных итераций приведены на рис. 3. С целью определения поправок к показаниям бортовых ПВД к коэффициентам давления при фиксированном числе М, полученным по формуле (3),
прибавляются коэффициенты давления изолированного бортового ПВД в зависимости от ат при значениях М-:
с (а, М) = (а, М) + с- ^ а=0 (М,) + 5с- ё5 (ат, М,). (6)
Рис. 5. Угловые коэффициенты бортовых ПВД для определения угла атаки
Зависимость с-г- (а), полученная по формуле (6), и ее составляющие приведены на рис. 4. Коэффициенты давления у борта модели при Р0 состоят из двух составляющих:
с (а, р) = Ср=о (а) + 5с (р).
(7)
Как показывает опыт, приращение 5с (Р) не зависит от формы отверстия полного давления или расположения отверстий статического давления в сечении. Таким образом, часть коэффициента давления, полученная в АДТ, может быть пересчитана к натурным условиям следующим образом:
сн (а Р) = сн, і, р=0 (а) + 5ст, і (Р).
(8)
Определение угла атаки ЛА при помощи бортового ПВД производится по давлениям, измеренным на полусферической поверхности головной части приемника. Связь между угловым коэффициентом ха и давлениями, измеряемыми ПВД, выражается формулой:
А — р2
2 ро — А — р2
(а).
(9)
Зависимость $а н из (а) изолированного ПВД приведена на рис. 5. По зависимости $а н из (а) изолированного приемника с учетом местных чисел Мі для всех значений ат и Р определялись угловые коэффициенты $а н (а, Р) бортового ПВД в составе ЛА (рис. 5).
Для исключения влияния угла скольжения на угловой коэффициент в диапазоне углов скольжения р = ±6° его определяют как среднеарифметическое показаний правого и левого бортовых ПВД.
2. Апробация методики определения поправок на летающей лаборатории МиГ-25. Для
выполнения требований по допустимым погрешностям определения поправок к показаниям бортовых ПВД необходимо проведение многократных испытаний в АДТ на разных моделях ЛА (за период около года). По результатам испытаний получают средние арифметические значения поправок. В этом случае погрешность трубного эксперимента будет характеризоваться погрешностью среднего арифметического значения [2]:
(10)
где k — кратность испытаний.
При испытаниях модели ЛА в аэродинамических трубах с моделями бортовых ПВД определяются оценки СКО и их доверительные интервалы полного S t и статического
ро/ Ро& lt-*>-, m D
давлений S _ tP где tp — квантиль распределения Стьюдента при принятой доверительной
С Ap, m Р'
Т аблица 1
¦--Число M потока Параметры '---- 0,8 1,7 2,3
Доверительный интервал P = 0,95 ScPolPOo, m^Pm 0,0043 0,012 0,785 0,0243 0,528 0,0382
S^ tP CAPm Fm
k 10 5 5 Т аблица 2
'- --Число М Параметры & quot--- 0,75−0,93 1,31−1,4 2,05−2,7
S_ tp, P = 0,95 cApS^ рл k P = 0,95. Для модели летающей 0,0093 30 лаборатории 0,0415 27 МиГ-25 ве 0,0218 23 личины доверительных
интервалов приведены в табл. 1.
На летающей лаборатории МиГ-25 определены средние арифметические значения коэффициентов с л и величины доверительных интервалов ?______________в диапазоне чисел
с AP, л
М = 0,75 ^ 2,7. Величины? _ ^ для ряда диапазонов чисел Маха приведены в табл. 2.
с Ар, л Рл
Для определения допустимых расхождений результатов трубного («т») и летного («л») экспериментов принимался критерий Стьюдента. Формула для определения допустимых расхождений имеет вид [3]:
5c^- & lt- c^ -c^ = -A km іS» tP) + kn іS» tP
AP AP, m AP, л Nym C AP, m Pm] л c Ap, л pл
(11)
где
N=
^'-ш^'-л (km + кл 2)
km — kл
(12)
Расхождение летного и трубного экспериментов 5с- с заданной вероятностью
Ар
несущественно, если выполняется условие
ср, т с Ар, л -5с Ар•
(13)
На рис. 6 приведены средние арифметические значения коэффициента с^ л, полученные по результатам летных испытаний, и зона допустимых расхождений летного и трубного
экспериментов 5с для двух значений вероятности Р = 0,95 и Р = 0,99.
1.5 2.0 г. 5
Рис. 6. Сравнение результатов летного и трубного экспериментов
Измерение сроіро^ осуществлялось в трубном эксперименте. Результаты летного эксперимента в большинстве случаев хорошо согласуются с трубным при вероятности Р = 0,99. Сходимость измерений углов атаки датчиками флюгерного типа ДУА-ЗМ и бортовыми ПВД показана на рис. 5 в виде зависимости:
Аа (М) = «ПВД-28 (М) _ аДУА-3М (М).
(14)
Расхождения в измерениях углов не
превышали 1°.
3. Поправки к давлениям, измеренным
бортовыми ПВД-28. Сходимость трубного и
летного экспериментов для ВКС «Буран».
По предлагаемой методике для ВКС «Буран»
проводилось определение поправок к
давлениям, измеренным бортовыми ПВД-28,
Рис. 7. Схема размещения дренажных сечений и точек на
при испытаниях моделей головной части в
^ носовой части модели ВКС «Буран»
Рис. 8. Изменение коэффициента местного статического давления по угловому положению ПВД в дренажном сечении и углу атаки
масштабе 1: 10 и на модели ВКС «Буран» в масштабе 1: 30.
Для выбора места расположения ПВД на носовой части ВКС «Буран» проводились экспериментальные исследования в аэродинамических трубах по определению распределения давления рі (М, 0, а). На рис. 7 показана схема размещения дренажных отверстий в сечениях и точках на носовой части модели. Результаты эксперимента представлены в виде коэффициента местного статического давления:
ар/ =(р/ - р»)/р» • (15)
В связи с тем, что коэффициенты местного статического давления в сечениях по длине носовой части не претерпевают резких изменений, положение ПВД по длине носовой части выбрано из конструктивных соображений. Положение ПВД в выбранном сечении задавалось угловым параметром 0, значение которого определено условием наименьшей зависимости коэффициента местного статического давления от угла атаки а.
На рис. 8 показана зависимость изменения коэффициента Ар (0, а) при фиксированном
числе М= 1,78 в сечении, в котором установлены ПВД. Там же показано место размещения ПВД в зависимости от параметра 0. Некоторое смещение положения ПВД вправо от значения 0, соответствующего наименьшему влиянию угла атаки на коэффициент Ар-, вызвано также
конструктивными соображениями.
Сравнение результатов летных испытаний аналога ВКС «Буран» (БТС-002) и результатов трубных испытаний приведено на рис. 9. Углы атаки в летных испытаниях измерялись датчиком углов атаки и скольжения ДУАС-2М, который был установлен на штанге в головной части ЛА. Коэффициент с^- хорошо согласуется с коэффициентом сд-. Отличие значений углов
Арт Арл
атаки, измеренных в полете, от результатов трубных испытаний на режиме М = 0,38 не превышает Да= 1°, а на режиме М = 0,5 — не превышает Да = 0,3°.
втс-оог
Рис. 9. Сравнение результатов летного и трубного экспериментов
Коэффициенты с^ и с^р^ для различных чисел М и высот полета ВКС, доверительные
интервалы их определения Р и количество испытаний к в АДТ приведены в табл. 3. Там же приведены доверительные интервалы определения высоты полета и углов атаки. В таблице даны оценки доверительных интервалов определения погрешностей числа М и скоростного напора q с учетом погрешностей трубного эксперимента применительно к траектории полета ВКС «Буран».
Зависимости с^- (М), с^р^ (М), полученные при расшифровке результатов измерений
давлений на ВКС «Буран», приведены на рис. 10. Для сравнения там же нанесены данные трубных испытаний с их доверительными интервалами. Из приведенных зависимостей следует, что результаты летных испытаний лежат внутри доверительных интервалов, рассчитанных при обработке трубных данных для вероятности Р = 0,95.
иO'-J* о& gt- ¦ ¦л I rzr I*4-
иууип —
1


S

'-0,1 / і
/
/
s
0,6 Г Ч
/ У|
У
X 1 /
г о, і /
/
1
г/ '-г Рп Ро- Г Эксперимент дажш Л % --& gt- /пруЗнімі ~
і и
f СЛВЛ 1
I
(7 — 1
t), i q* ще о, г 4, a & lt-+ & lt-.е fvj
Рис. 10. Сравнение результатов летного и трубного экспериментов Выводы. 1. Предложен комплексный метод, позволяющий с заданной точностью определять поправки к полному и статическому давлениям, измеренным на ЛА с помощью бортовых ПВД, по результатам испытаний в АДТ моделей ЛА с размещенными на них моделями ПВД, изолированных ПВД и их моделей.
2. Метод апробирован сравнением трубных и летных испытаний на трех летательных аппаратах: летающей лаборатории МиГ-25, аналоге ВКС «Буран» (БТС-002) и ВКС «Буран».
ЛИТЕРАТУРА
1. P y c h O. G. and P e t o I. An analysis of sources of error in typical pressure measurements in a blow-down supersonic tunnel//International Congress on Instrumentation in Aerospace Simulation Facilities.- 1969.
2. М, а л и к о в М. Ф. Основы метрологии. Ч. I. — М.: Изд. Комитета мер и измерительных приборов, 1949.
3. Смирнов Н. В., Д у нин-Б ар к о в с кий И. В. Краткий курс математической статистики для технических приложений.- М.: Изд. физ. -мат. лит., 1959.
Рукопись поступила 27/XII2000 г.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой