СИСТЕМА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК БОРТОВЫХ СРЕДСТВ ИЗМЕРЕНИЯ ВОЗДУШНЫХ ПАРАМЕТРОВ И ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ПРОВЕДЕНИИ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ

Полезная модель относится к технической физике, измерительной технике и технике воздухоплавания, а именно, к измерителям параметров полета летательного аппарата (ЛА) и может быть использована в летных испытаниях летательного аппарата для определения летно-технических характеристик и характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров.
Полезная модель ориентирована на испытания ЛА, оборудованных современными пилотажно-навигационными комплексами.
На практике проведения летных испытаний авиационной техники используются различные методы и подходы решения задачи определения характеристик ЛА и бортовых средств определения воздушных параметров. Общим для всех методов является необходимость определения истинных значений воздушных параметров: барометрической высоты, индикаторной земной скорости, числа М, углов атаки и скольжения. Для решения задачи определения воздушных параметров могут быть выделены методы с применением эталонных приемников и косвенные методы - с использованием средств траекторных измерений и информации о параметрах состояния атмосферы.
В системах 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 этом 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.
Системы 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, необходимым условием определения которых является расчет аэродинамических характеристик ЛА, предписывается использовать носовую штангу с приемником воздушных давлений (ПВД) - аналог.
Указанные в аналоге методы определения аэродинамических характеристик и оценки воздушных параметров требуют установки на ЛА дополнительных выносных ПВД, например на носовой штанге.
c изм
n изм
Из числа косвенных методов известен «Способ определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений в летных испытаниях летательного аппарата», патент РФ №2375690, включающий выполнение горизонтальных площадок (ГП) на заданных высотах, скоростях (числах Маха) и углах атаки α, измерение текущих значений статического давления и полного давлений, геометрической высоты h, температуры воздуха T, определение изменения атмосферного давления при изменении геометрической высоты полета, определение зависимости погрешности восприятия полного и статического давлений полном эксплуатационном диапазоне изменения скорости (числа М) и угла атаки. Система для его осуществления, включающая блок регистрации данных угловых параметров положения летательного аппарата (ЛА) в пространстве, массы ЛА, составляющих ускорения, траекторных параметров полета в зондирующих, в виде горизонтальной площадки (ГП) без скольжения, и испытательных режимах полета, блок характеристик  и , где P, P - измеренные значения статического и полного давлений, M, α - измеренные значения числа Маха и углов атаки, δ - конфигурация самолета является аналогом предлагаемой полезной модели.
Данная система позволяет определять воздушные параметры только на режимах горизонтального установившегося полета.
Известны различные системы для определения аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Их недостатками являются невозможность точного воссоздания атмосферных условий в аэродинамической трубе, расхождения между летательным аппаратом и его моделью.
Известен «Способ градуировки датчика аэродинамического угла летательного аппарата», патент РФ №2277698, включающий выполнение зондирующих режимов, определение скорости ветра, измерение аэродинамических углов и угла тангажа.
Данный способ ограничен применением только для датчиков аэродинамических углов. В данном способе могут появляться значительные ошибки в определении воздушной скорости и скорости ветра за счет аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений, невыдерживания скорости при полете противоположными курсами, большого интервала между зондированием атмосферы и испытательным режимом. Это приведет к ошибкам в определении градуировочных зависимостей для датчиков аэродинамических углов.
Технический результат, на достижение которого направлена полезная модель, заключается в определении действительных значений воздушных параметров, градуировочных зависимостей для приемников и датчиков, коэффициентов аэродинамических сил и моментов, критических значений скорости и аэродинамических углов ЛА на неустановившихся режимах полета, например с большими углами атаки, по результатам летных испытаний ЛА.
В систему определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний, состоящую из последовательно связанных блоков:
блока регистрации данных угловых параметров положения летательного аппарата (ЛА) в пространстве, массы ЛА, составляющих ускорения, траекторных параметров полета, воздушных параметров от бортовых систем в зондирующих, в виде горизонтальной площадки (ГП) без скольжения, и испытательных режимах полета;
c изм
n изм
блока коррекции полного и статического давлений в зондирующих режимах, второй вход которого подключен к блоку характеристик  и , где P, P - измеренные значения статического и полного давлений, M, α - измеренные значения числа Маха и углов атаки, δ - конфигурация самолета;
зад
зад
x,y,z
x,y,z
s
блока определения истинных значений воздушной скорости  и параметров атмосферы - давления, температуры, вектора скорости ветра на высоте зондирующего режима по значениям температуры, полному и статическому давлению и траекторным параметрам в зондирующем режиме; блока сравнения ΔH≤ΔH, где ΔH - изменение высоты полета в испытательном режиме, ΔH - заданное значение изменения высоты, выход которого соединен с нормально разомкнутым реле, соединяющем выход блока определения истинных значений воздушной скорости  и параметров атмосферы с входом блока расчета истинных значений воздушных параметров - воздушной скорости V, числа M, статического давления, углов атаки α и скольжения β в испытательном режиме по условиям состояния атмосферы, полученным в зондирующем режиме, текущим траекторным измерениям, угловым параметрам положения ЛА в пространстве введен блок расчета градуировочных зависимостей для бортовых приемников воздушных давлений характеристик  и , датчиков аэродинамических углов, летно-технических характеристик ЛА, связанных с аэродинамикой и динамикой самолета - c, m, критических значений скорости V, угла атаки (Xs на основе истинных значений воздушных параметров, траекторных измерений по ряду подобных режимов в зависимости от параметров набегающего потока, конфигурации ЛА, динамических параметров. Вход блока соединен с выходом блока расчета истинных значений воздушных параметров.
зад
x
z
Кроме того, в систему определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний введен соединенный с блоком определения истинных значений воздушной скорости  и параметров атмосферы второй блок сравнения ΔH>ΔH, выход которого соединен со вторым нормально разомкнутым реле. Реле соединяет выход блока определения истинных значений воздушной скорости  и параметров атмосферы с входом блока вычисления значений составляющих вектора скорости ветра U(H) и U(H) на высотах выполнения испытательного режима. Выход блока соединен с входом блока расчета истинных значений воздушных параметров в испытательном режиме. Это позволит учесть изменение ветровых характеристик атмосферы на различных высотах.
Более того, в систему определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний в случае выполнения испытательного режима без скольжения дополнительно вводится подключенная к выходу блока коррекции цепь последовательно соединенных блоков:
определения параметров атмосферы на высоте зондирующего режима, за исключением скорости ветра;
расчета истинных значений воздушных параметров - воздушной скорости V, числа M, статического давления, угла атаки а испытательном режиме по условиям состояния атмосферы, полученным в зондирующем режиме, текущим траекторным измерениям, угловым параметрам положения ЛА в пространстве;
y
z
s
s
расчета градуировочных зависимостей для бортовых приемников воздушных давлений, датчиков угла атаки, летно-технических характеристик ЛА в продольном канале, связанных с аэродинамикой и динамикой самолета - с, m, V, α по ряду подобных режимов.
Это позволяет определять аэродинамические характеристики ЛА на основе траекторных измерений без использования значительного количества бортовых измерений, повысить точность определения воздушных параметров в летных испытаниях ЛА на различных режимах полета.
Полезная модель поясняется на следующих фигурах.
На фиг.1 показана схема блоков системы с кратким описанием каждого из них.
На фиг.2 приведены значения коэффициента подъемной силы для различных значений истинного угла атаки.
Система состоит из следующих блоков, как показано на фиг.1:
1 - блок регистрации данных угловых параметров положения летательного аппарата (ЛА) в пространстве, массы ЛА, составляющих ускорения, траекторных параметров полета, воздушных параметров от бортовых систем в зондирующих, в виде горизонтальной площадки (ГП) без скольжения, и испытательных режимах полета;
c изм
n изм
2 - блок характеристик  и , где P, P - измеренные значения статического и полного давлений, M, α - измеренные значения числа Маха и углов атаки, δ - конфигурация самолета;
3 - блок коррекции полного и статического давлений в зондирующих режимах, входы которого соединены с выходами блоков 1 и 2;
4 - блок определения истинных значений воздушной скорости  и параметров атмосферы - давления, температуры, вектора скорости ветра на высоте зондирующего режима по значениям температуры, полному и статическому давлению и траекторным параметрам в зондирующем режиме, вход которого соединен с выходом блока 3, а выходы соединены с блоками сравнения 5 и 9, и блоками 6 и 10 через нормально разомкнутые реле, управляемые выходами с блоков 5 и 9;
зад
зад
5 - первый блок сравнения ΔH≤ΔH, где ΔH - изменение высоты полета в испытательном режиме, ΔH - заданное значение изменения высоты, второй вход которого соединен с выходом блока 8;
6 - блок расчета истинных значений воздушных параметров - воздушной скорости V, числа М, статического давления, углов атаки α и скольжения β в испытательном режиме по условиям состояния атмосферы, полученным в зондирующем режиме, текущим траекторным измерениям, угловым параметрам положения ЛА в пространстве;
x,y,z
x,y,z
s
s
7 - блок расчета градуировочных зависимостей для бортовых приемников воздушных давлений характеристик  и , датчиков аэродинамических углов, летно-технических характеристик ЛА, связанных с аэродинамикой и динамикой самолета - с, m, критических значений скорости V, угла атаки α на основе истинных значений воздушных параметров, траекторных измерений по ряду подобных режимов в зависимости от параметров набегающего потока, конфигурации ЛА, динамических параметров, вход которого соединен с выходом блока 6,
зад
8 - блок заданных значений изменения высоты ΔH в испытательном режиме;
зад
9 - второй блок сравнения ΔH>ΔH, второй вход которого соединен с выходом блока 8;
x
z
10 - блок вычисления значений составляющих вектора скорости ветра U(H) и U(H) на высотах выполнения испытательного режима, выход которого соединен с входом блока 6;
11 - блок определения параметров атмосферы на высоте зондирующего режима, за исключением скорости ветра, вход которого соединен с вторым выходом блока 3;
12 - блок расчета истинных значений воздушных параметров - воздушной скорости V, числа M, статического давления, угла атаки α испытательном режиме по условиям состояния атмосферы, полученным в зондирующем режиме, текущим траекторным измерениям, угловым параметрам положения ЛА в пространстве, вход которого соединен с выходом блока 11;
y
z
s
s
13 - блок расчета градуировочных зависимостей для бортовых приемников воздушных давлений, датчиков угла атаки, летно-технических характеристик ЛА в продольном канале, связанных с аэродинамикой и динамикой самолета - c, m, V, α по ряду подобных режимов, вход которого соединен с выходом блока 12.
Принцип работы системы следующий.
c изм
n изм
По данным, поступающим из блока 1 и 2 в блоке 3 в зондирующем режиме определяется истинное статическое  и полное  давления по измеряемым значениям статического P, полного P давлений с учетом ранее полученных характеристик  и :
c
c изм
c
n
n изм
n
где ,  - градуировочные зависимости ПВД, полученные в горизонтальном полете, ΔP=P-P, ΔP=Р-P;
изм
М - измеренное число Маха;
изм
α - измеренный угол атаки;
δ - конфигурация самолета.
з
Далее в блоке 4 в зондирующем режиме определяют значения числа Маха М, 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:
T
где T - температура торможения, измеренная бортовым приемником.
N - коэффициент качества бортового приемника.
x
z
Зная величину воздушной скорости составляющие скорости ветра U и U в зондирующем режиме можно определить из соотношений:
где ψ - курсовой угол выполнения зондирующего режима;
x
z
W, W - 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.
x
z
в
При прохождении сигнала через блок 5 в блоке 6 при известных ветровых характеристиках U, U, воздушная скорость V в испытательном режиме определяется из соотношения:
y
где W - составляющая скорости летательного аппарата, нормальная плоскости горизонта.
Температура наружного воздуха в испытательном режиме определяется по формуле:
где Δh - разность между текущей геометрической высотой и высотой выполнения зондирующего режима;
τ=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 уравнений состояния газа и статики атмосферы:
x1
y1
z1
Для определения истинных углов атаки и скольжения необходимо вычислить проекции воздушной скорости на связанные оси самолета V, V, V по формулам:
где ϑ - угол тангажа;
γ - угол крена.
С учетом соотношений (11)-(13) получим выражения для истинных углов атаки α и скольжения β:
В блоке 7 значения скоростного напора q определяются из соотношения:
Тогда расчет аэродинамических коэффициентов выполняется по общеизвестным формулам, например:
x,y,z
где n - перегрузки по соответствующим осям связанной с самолетом системы координат;
m - масса летательного аппарата,
g - ускорение свободного падения;
S - площадь крыла летательного аппарата;
x,y,z
x,y,z
s
s
y
После этого определяются градуировочные зависимости для приемников воздушных давлений, датчиков аэродинамических углов, зависимости c=f[α, β, M, δ,…) и m=f[α, β, M, δ,…), скорости сваливания V, критические углы атаки α и другие летно-технические характеристики ЛА. Полученные с использованием представленной модели значения c показаны на фиг.2.
x
z
1
2
При прохождении сигнала через блок 9 в блоке 10 в испытательном режиме дополнительно определяются составляющие вектора скорости ветра U, U на высотах H выполнения испытательного режима. Для этого в зондирующих режимах, выполненных на высотах начала H и конца H испытательного режима, определяются скорости ветра, после чего используются следующие соотношения:
1
1
1
x1
z1
2
2
2
x2
y2
z2
В блоке 11 определение воздушной скорости без учета скорости ветра выполняется следующим образом. Пусть летательный аппарат перед неустановившимся режимом движения выполняет зондирующий режим с выдерживанием воздушной скорости V, высоты H, курсового угла ψ, при значениях проекций путевой скорости W, W, и в некоторый момент времени t неустановившегося движения имеет значения горизонтальной составляющей воздушной скорости V, курсового угла ψ, проекций путевой скорости W, W, W.
2
2
Предполагается, что за время от начала зондирующего режима до конца неустановившегося режима движения вектор скорости ветра является неизменным и лежит в плоскости горизонта, движение совершается без скольжения. Тогда, на основании уравнения косинусов, текущее значение проекции воздушной скорости V в плоскости горизонта в момент времени t неустановившегося режима движения определится выражением:
Откуда:
где:
знак (+) берется на режиме разгона, знак (-) на режиме торможения;
2
2
2
x1
x2
z1
z2
(ΔW)=(W-W)+(W-W),
1
2
Δψ=ψ-ψ,
ΔW - модуль вектора изменения путевой скорости в плоскости горизонта.
В общем случае, когда неустановившийся режим выполняется с набором, потерей высоты, необходимо учесть вертикальную составляющую воздушной скорости:
В остальном, в системе по п.3 используются те же соотношения, что и для системы по п.1 и присутствуют блоки 12 и 13, аналогичные блокам 6 и 7.
На фигуре 2 приведены значения коэффициента подъемной силы для различных углов атаки. На фигуре представлены: 14 - значения угла атаки, 15 - значения коэффициента подъемной силы, 16 - результаты расчета.
Таким образом, предлагаемая модель позволяет определить: значения параметров атмосферы - температуры, давления, вектора скорости ветра, воздушные параметры в испытательных режимах, градуировочные зависимости для приемников воздушных давлений и датчиков аэродинамических углов, летно-технические характеристики летательного аппарата; снизить влияние случайных факторов изменчивости параметров атмосферы на погрешность определения рассматриваемых характеристик в испытательном режиме полета; повысить надежность и точность результатов летных испытаний.