СПОСОБ АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ ОЦЕНКИ В ПОЛЕТЕ СУММАРНОЙ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
METHOD FOR AUTOMATED ASSESSMENT OF AIRCRAFT ENGINES TOTAL THRUST IN PROCESS OF FLIGHT

Область техники
Изобретение относится к технической физике, а именно к способам и устройствам для измерения суммарной тяги двигателей летательных аппаратов на основе измерений параметров в полете, сбора информации, ее обработки с помощью электронно-вычислительных машин (ЭВМ) без введения специальных систем или доработок штатных систем.
Уровень техники
Известен способ измерения тяги в полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) непилотируемой гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ), патент US №2242736 от 20 декабря 2004 г.
1
2
В данном способе тяга двигателя определяется по приращению продольного ускорения (вдоль оси оX), создаваемого за счет действия силы тяги в полете. Для определения тяги двигателя производится разделение сил аэродинамического сопротивления вдоль продольной оси ГЛЛ, земного тяготения и тяги двигателя. С этой целью производится выключение и включение подачи топлива в камеру сгорания в короткие рядом стоящие промежутки времени t и t, которые не превышают 1 сек. Силу тяги двигателя определяют по формуле:
ДВ
лл
R
R=m·ω,
лл
где m - масса ГЛЛ,
R
ω - ускорение ГЛЛ при действии силы тяги.
Ускорение ГЛЛ вычисляют по формуле:
R
xt1
xt2
ω=(n-n)·g,
xt1
xt2
1
2
где n и n - значения продольных перегрузок в моменты времени t и t.
Недостатком этого способа является то, что при выключении и включении двигателя нарушается стационарный режим работы двигателя и полета ГЛЛ, в показаниях акселерометра присутствует составляющая перегрузки от силы лобового сопротивления, которая может быть достаточно велика при больших скоростных напорах. Это приводит к необходимости выбирать акселерометр с большим диапазоном измерений, что приведет к дополнительной динамической погрешности, в особенности при определении малой силы тяги. Кроме того, в случае летных испытаний ГЛЛ с большим аэродинамическим качеством выключение и включение двигателя приведет к дополнительным колебаниям ГЛЛ в продольной плоскости (по углу атаки). По показаниям одного такого акселерометра нельзя судить, по какой причине произошло изменение перегрузки: или колебаний угла атаки, или изменений силы тяги двигателя. При повторном выключении-включении двигателя задний фронт предыдущего импульса, т.е. импульса последействия, может быть достаточно продолжительным, что внесет дополнительную погрешность в величину определяемой силы тяги, т.к. импульс тяги и, соответственно, импульс перегрузки при повторном включении будет отсчитываться от остаточного уровня предыдущего импульса, что снижает точность измерений силы тяги в полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя гиперзвуковой летающей лаборатории, в особенности ГЛЛ с большим аэродинамическим качеством.
2
Известен способ определения тяги сопла газотурбинного двигателя в полете и устройство для его осуществления (патент РФ 223 0302, G011 5/13 от 2004.06.10), включающий измерение усилий сопротивления двумя прямолинейными зондами с различными коэффициентами аэродинамического сопротивления, размещенными в газовом потоке сопла, определение параметра, характеризующего отношение измеренных двумя зондами усилий, и определение скоростного напора газового потока с использованием предварительно полученных зависимостей параметра от числа М или разницы коэффициентов аэродинамического сопротивления зондов с последующим определением тяги. Измерение усилия сопротивления производят в полете на зондах, отклоненных от перпендикуляра к направлению потока на заданный угол α, определяют параметры, коэффициенты сопротивления зондов и скоростной напор по зависимостям, полученным на земле с зондами, размещенными перпендикулярно направлению газового потока, а тягу определяют по полученному значению скоростного напора, увеличенному в 1/cosα раз. Кроме того, в устройстве содержатся размещенные в области среза сопла измерительные прямолинейные стержни из жаростойких сплавов, жестко закрепленных одним концом на конструкции сопла с помощью кронштейна и несущие силоизмерительные устройства, связанные выходами с блоком определения тяги. Стержни выполнены переставляемыми в узлах крепления к кронштейнам для обеспечения их поворота в вертикальной плоскости на заданный угол, а блок определения тяги снабжен задатчиком углов установки зондов. Кроме того, устройство снабжено датчиком измерения избыточного статического давления газового потока сопла, приемник статического давления установлен в области измерительных зондов. Устройство содержит блок питания и индикации. Управление устройствами осуществляют с помощью ЭВМ.
Однако недостатком данного способа является необходимость размещения на летательном аппарате (ЛА) дополнительного оборудования, сложной тарировки. Математическое и алгоритмическое обеспечение обработки результатов испытаний отличается большой трудоемкостью выполнения.
Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является "Метод измерения тяги реактивного двигателя в реальном масштабе времени", патент EP №0342970. А2 от 19 мая 1988 г. В данном методе полная тяга двигателя определяется как разность общей силы, включающей подъемную силу самолета и силу аэродинамического сопротивления с учетом углов атаки и скольжения. Для определения этих составляющих в алгоритме расчетов используется большое количество измеряемых параметров, в том числе и перегрузок, измеряемых с помощью акселерометров.
Существенным недостатком данного метода является большая погрешность, которая обусловлена измерением в полете большого количества параметров, в том числе термодинамических параметров смеси газа: температур, показателей изоэнтропы (адиабаты) (k), газовой постоянной (R), с учетом реального состава газа.
Технической задачей предлагаемого способа является повышение достоверности оценки измерений суммарной тяги двигателей летательного аппарата во время полета.
Технический результат достигается за счет измерения в полете вектора состояния ЛА, использования уравнения движения ЛА в продольной плоскости, инвариантных линейных преобразований измерений для обеспечения условий несмещенности, минимальной дисперсии ошибки, условного экстремума путем введения функции Лагранжа при определении суммарной тяги двигателей по осям X, Y на выделенном небольшом скользящем базовом интервале, содержащем (2l+1) измерений каждого из рассматриваемых параметров, в равноотстоящие моменты времени Δt, на неустановившихся режимах полета для каждого скользящего интервала.
Как известно, в полете на ЛА действуют одновременно силы аэродинамического сопротивления, земного тяготения и тяга двигателей. Для определения тяги двигателей необходимо разделение этих сил.
изм
изм
изм
2
Для достижения указанного технического результата в способе автоматизированной оценки в полете суммарной тяги двигателей ЛА, проводят комплексные измерения параметров самолетными датчиками продольной  и нормальной  перегрузки в центре масс, скоростного напора q(t)=pV /2, скорости полета ЛА V и плотность воздуха ρ в дискретные равноотстоящие моменты времени Δt. При этом проводят измерения на неустановившихся режимах полета, например, разгон, торможение, в которых скоростной напор воздушного потока изменяется быстро по отношению к исходному в балансировочном режиме. В качестве исходного балансировочного полета принимают горизонтальный полет на заданной высоте, определяют оценку суммарной тяги, используя аэродинамические соотношения вектора состояния летательного аппарата, уравнение движения ЛА в продольной плоскости, по осям координат X, Y с помощью БЦВМ, для этого обеспечивают автоматизированный цифровой анализ путем последовательного считывания каждой кривой измерений с небольшого скользящего базового интервала (СБИ), включающего (2l+1) измерений, каждого из рассматриваемых параметров, определяют значения проекций вектора тяги по осям координат X, Y в виде:
x
y
причем для определения указанных значений Р(t) и Р(t) вводят при обработке измерений скользящий базовый интервал (СБИ), содержащий (2·l+1) (обычно l≤5), измерений каждого из рассматриваемых параметров такого, что
где ,  - коэффициенты сил лобового сопротивления и подъемной силы в скоростной системе координат, α - угол атаки,
m - масса ЛА, g - ускорение силы тяжести, S - площадь крыла,
x
y
x
y
С, C - коэффициенты аэродинамических сил лобового сопротивления и подъемной силы в связанных осях координат, ε, ε - случайные ошибки;
-j
j
полученные изменения тяги двигателя на интервале [t,t] представляют в виде:
x
y
где R(t), R(t) - остаточный член разложения тяги в ряд по степеням t, результаты измерений на СБИ для упрощения вычислений представляют в матричном виде:
где Т - операция транспонирования
в расчеты вводят вектор неизвестных коэффициентов в соответствии со способом инвариантной фильтрации, умножают данные выражения на вектор неизвестных коэффициентов  накладывают на выбор элементов вектора β следующие условия:
T
- инвариантности Qβ=0,
-несмещенности:  где  и  - значения сил тяги двигателей в средней точке СБИ,
- минимума дисперсии ошибки
а оценку β определяют путем решения задачи на условный экстремум введением функции Лагранжа:
0
k
где λ…λ - множители Лагранжа,
определяют коэффициенты  из условия минимума функции Лагранжа:
для снижения дисперсии принимают:
затем вычисляют оценку значений составляющих вектора тяги по осям X, Y в каждой точке СБИ:
определяют величину суммарной тяги двигателя:
∑
и угол между вектором Р и продольной осью самолета:
где
0
k+1
λ…λ - множители Лагранжа.
Предлагаемый способ поясняется фиг.1 и 2.
На фиг.1 представлена структурная схема алгоритма расчета суммарной тяги двигателя.
-l
0
l
На фиг.2 представлен график изменения параметров аэродинамического напора и других измеряемых параметров 1 в скользящем базовом интервале 2, содержащем (2·l+1) измерений времени (t…t…t) 3.
m/s
grad
y
x
На фиг.3, 4, 5, 6 представлены графики измеренных параметров скорости полета v, угла атаки α, величин перегрузок по осям X, Y n, n (1, 4, 5, 6) в течение 100 с интервала времени при заданной тяге Р=1968 кГс.
∑
На фиг.7 показаны результаты расчета суммарной тяги двигателя P в течение 100 с полета.
Способ осуществляется следующим образом:
Способ определения тяги двигателя по результатам измерения в полете вектора состояния ЛА использует уравнения движения ЛА в продольной плоскости, инвариантные линейные преобразования измерений (см. фиг.1)
x
y
где Р и Р - проекции вектора тяги на связанные оси координат X, Y, которые определяются в виде:
Проекции вектора тяги на оси X, Y в зависимости от времен t выражаются в виде:
изм
x
y
где  q - измеренные значения, содержащие случайные ошибки ε, ε.
i
Измерения выполняются в дискретные равноотстоящие моменты времени t(i=l…N) с шагом h=Δt (см. фиг.2). В результатах измерений выделяется скользящий базовый интервал (СБИ), содержащий (2·l+1) (обычно l≤5) измерение, отсчет времени выполняется от его середины  Тогда уравнение для каждой точки СБИ в матричных обозначениях будет:
где
На небольшом скользящем базовом интервале C=const для каждого скользящего интервала. При матричном транспонировании указанных выражений получим:
Вводя в рассмотрение вектор неизвестных коэффициентов  и умножая справа каждые члены уравнений на вектор β, получим:
T
На выбор элементов вектора β наложим условия инвариантности Qβ=0 и несмещенности:
где  и  - значения сил тяги двигателей в средней точке СБИ.
-j
j
Изменения тяги двигателя на интервале [t,t] может быть приближенно представлено в виде разложения в ряд Тейлора:
x
y
где R(t), R(t) - остаточные члены разложения.
Для скользящего базового интервала условие несмещенности представляется в виде:
Приравнивая выражения при коэффициентах α в левой и правой частях данного выражения, найдем:
К этим условиям добавим условие инвариантности:
На выбор β накладывается условие минимума дисперсии
Определение оценки  является решением задачи Лагранжа с введением в рассмотрение функции Лагранжа
Получаем значения сил тяги двигателей в средней точке СБИ:
где
0
k+1
λ…λ - множители Лагранжа.
Величина суммарной тяги двигателей вычисляется как:
x
Угол между вектором Р и продольной осью самолета (направление вектора тяги) определяют в виде:
Пример
m
m/s
grad
y
x
∑
Для измерения суммарной тяги двигателей летательных аппаратов осуществляют измерение параметров в полете. На фиг.2-6 представлены графики измеренных параметров q, v, α, n, n (1, 4, 5, 6) в течение 100 с интервала времени при заданной тяге Р=1968 кГс. С помощью БЦВМ обеспечивают автоматизированный цифровой анализ путем последовательного считывания каждой кривой измерений с небольшого скользящего базового интервала, включающего (2l+1) измерения. Рассчитывают суммарную тягу двигателей по алгоритму, приведенному на фиг.1. Результаты расчета суммарной тяги показаны на графике (см. фиг.7). Сравнение значений заданной и расчетной тяги Р показывает на удовлетворительную оценку сходимости результатов.