СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ НАБЕГАЮЩЕГО ПОТОКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ПОЛЕТЕ НА РЕЖИМАХ ПЛАНИРОВАНИЯ С ГИПЕРЗВУКОВЫМИ ИЛИ ДОЗВУКОВЫМИ СКОРОСТЯМИ ДВИЖЕНИЯ Российский патент 1999 года по МПК G01M9/00 B64G7/00 

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно к способам определения параметров набегающего потока для летательного аппарата (ЛА) с гиперзвуковыми скоростями полета и ЛА с дозвуковыми скоростями полета, что обусловлено слабой зависимостью коэффициентов аэродинамических сил от числа M полета для указанных областей течений.

Изображение может быть использовано: во-первых, при проведении летных испытаний и определении летных характеристик для оценивания параметров набегающего потока (с целью определения зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных, характеристик теплообмена, теплозащиты и в ряде других случаев), во-вторых, при управлении полетом аэрокосмического самолета, совершающего планирование в атмосфере после схода с орбиты искусственного спутника Земли, (на базе этого способа может быть реализована простая и надежная, дублирующая, основанная на других принципах функционирования, информационная система, используемая при формировании допустимой траектории снижения, характеризуемой жесткими ограничениями по параметрам набегающего потока), в третьих, при создании информационной системы для модуля спасения экипажа аэрокосмического самолета.

Для дозвуковых ЛА на режимах планирующего полета предлагаемый способ может быть использован как при летных испытаниях, так и при дальнейшей эксплуатации.

В качестве аналога берется широко применяемый в практике способ определения параметров набегающего потока, основанный на измерениях углов поворота флюгарок (самоустанавливающихся по потоку), являющихся надстройками по отношению к испытуемой конструкции, а также полного и статического давлений [1]. Однако, измеряемые углы поворота флюгарок характеризуют поток только в месте их установки. При гиперзвуковых скоростях полета ЛА использование аналога невозможно вследствие больших значений тепловых потоков.

Также известен способ определения углов атаки и скольжения, основанный на использовании геометрических соотношений между углами атаки, скольжения, измеренными углами рыскания, тангажа, крена и оцененными в инерциальной системе ЛА углами курса, наклона траектории, углом скоростного крена [2]. В этом случае получаются так называемые путевые углы атаки и скольжения, в которых не учитывается скорость ветра.

В качестве прототипа принимается автономный способ определения углов атаки скольжения и скоростного напора, основанный на измерениях местного давления на затуплении в передней части фюзеляжа. Этот способ, в частности, был реализован при летных испытаниях ЛА "Спейс Шаттл" [3]. Недостатком такого способа, являются уменьшение надежности конструкции ЛА при гиперзвуковых скоростях полета, из-за увеличения вероятности разрушения теплозащиты в наиболее теплонапряженном ее месте в местах расположения дренажных отверстий, необходимых для функционирования датчиков давления. Погрешности определения угла атаки автономным способом [3] составляют 2 - 3 градуса, что уменьшает безопасность полета.

Целью изобретения является определение параметров набегающего потока, необходимых для пилотирования ЛА, на режимах планирования с гиперзвуковыми и дозвуковыми скоростями полета, без ухудшения надежности конструкции ЛА и увеличение точности определения аэротермических характеристик, зависящих от указанных параметров набегающего потока.

Предложенный способ определения параметров набегающего потока летательного аппарата в полете на режимах планирования с гиперзвуковыми или дозвуковыми скоростями движения, включающий измерение аэродинамических параметров, определение зависимости соотношений аэродинамических параметров относительно связанной системы координат ЛА от воздушных углов атаки, скольжения и скоростного напора в аэродинамических трубах, оценку несжимаемого скоростного напора, воздушных углов атаки, скольжения в испытательном полете путем сравнения зависимости соотношений аэродинамических параметров, полученных в аэродинамических трубах, со значениями этих соотношений, измеренных в испытательном полете, отличающийся тем, что
- в аэродинамической трубе производят измерение аэродинамических сил, углов атаки на модели ЛА, определяют зависимость аэродинамического качества K1(α) в продольной плоскости от угла атаки и среднее значение градиентов этих зависимостей для ряда положений вспомогательной связанной системы координат, получаемой поворотом исходной связанной системы координат ЛА относительно оси OZ,
- выбирают положение ВССК, соответствующее максимальному среднему значению градиента зависимости K(α) в заданном диапазоне угла атаки,
- уточняют зависимости коэффициента подъемной силы C_y(α,β,ПК), аэродинамического качества в продольной и боковой плоскостях K1(α,β,ПК), и K2(β,α,ПК), от углов атаки, скольжения для ряда параметров конфигурации ЛА,
- выделяют из зависимостей C_y(α,β,ПК), K1(α,β,ПК) и K2(β,α,ПК) зависимости C_y(α,β), K1(α,β) и K2 (β,α), соответствующие текущим значениям параметров конфигурации ЛА,
- устанавливают датчики перегрузок на ЛА по направлениям осей выбранной ВССК,
измеряют в полете проекции вектора перегрузки по осям X, Y, Z и параметры конфигурации ЛА,
- определяют текущие значения отношений проекций перегрузки n_y/n_x; n_z/n_x,
- определяют текущие значения аэродинамического качества в продольной и боковой плоскостях из следующих соотношений K1=n_y/n_x и K₂=n_z/n_x,
- сопоставляют их с трубными зависимостями K1(α,β), K2(β,α) и получают текущие значения полетных углов атаки, скольжения,
- определяют значение несжимаемого скоростного напора по формуле
Q = n_y•G/Cy(α,β)•S,
где n_y - нормальная перегрузка в ВССК;
G - вес ЛА;
C_y(α,β) - значение коэффициента подъемной силы в ВССК, по трубной зависимости при найденных значениях полетных углов атаки и скольжения при текущей конфигурации ЛА;
S - площадь крыла ЛА.

Сравнительный анализ предложения с прототипом и другими техническими решениями показывает, что заявляемый способ определения воздушных углов атаки и скольжения имеет отличные от других способов существенные признаки, позволяющие определить воздушные углы атаки и скольжения без нарушения целостности поверхности ЛА. Это позволяет сделать вывод о соответствии данного способа критериям "Новизна" и "Существенные отличия".

Технический эффект достигается обоснованием и оцениванием точности способа получения в полете значений воздушных углов атаки и скольжения по результатам измерений проекций вектора перегрузки и априорным зависимостям аэродинамического качества (в продольной и боковой плоскостях) от воздушных углов атаки и скольжения, а также несжимаемого скоростного напора по полученным текущим значениям углов α,β, априорной зависимости C_y(α,β) и измеренной нормальной перегрузки n_y.

Способ поясняется на фиг. 1 - 7.

На фиг. 1 иллюстрируется определение воздушного угла атаки ( α ) по отношению измеренных проекций вектора перегрузки и семейству априорных зависимостей. Здесь обозначено:
1 - отношения C_y/C_x для ряда параметров конфигурации ЛА,
2 - шкала отношений C_y/C_x,
3 - шкала значений воздушного угла атаки.

где C_x, C_y - коэффициенты аэродинамических сил по осям ВССК, α - угол атаки, n_x, n_y - измеренные проекции (с учетом поправки на рассогласование осей чувствительности датчиков) вектора перегрузки в ВССК.

На фиг. 2 показаны реализация воздушного угла атаки и предельный разброс его оценивания, обусловленный ошибками в априорных зависимостях для коэффициентов аэродинамических сил.

4 - полетное время T,
5 - истинная зависимость воздушного угла атаки α(T),
6 - верхняя и нижняя границы дорожки погрешностей, обусловленных ошибками в задании априорных коэффициентов аэродинамических сил.

На фиг. 3 даны зависимость для воздушного угла скольжения (7) и предельный разброс его определения, обусловленный ошибками в априорных зависимостях для коэффициентов аэродинамических сил.

7 - шкала значений угла скольжения,
8 - истинная зависимость угла скольжения β(T).
На фиг. 4 показаны реализация несжимаемого скоростного напора и предельный разброс его определения, обусловленный погрешностями в априорных зависимостях коэффициентов аэродинамических сил,
9 - шкала значений несжимаемого скоростного напора,
10 - истинная зависимость несжимаемого скоростного напора q(T).

На фиг. 5 приведена реализация воздушного угла атаки и его предельный разброс, обусловленный отклонением (равным 1 градусу) осей чувствительности датчиков перегрузки относительно осей ВССК.

11 - верхняя и нижняя границы дорожки погрешностей, обусловленных несовпадением осей чувствительности датчиков перегрузки с осями ВССК.

На фиг. 6 показаны реализация воздушного угла скольжения и его предельный разброс, обусловленный отклонением (равным 1 градусу) осей чувствительности датчиков перегрузки относительно осей ВССК.

На фиг. 7 даны реализация несжимаемого скоростного напора и его предельный разброс, обусловленный перекосом (равным 1 градусу) оси чувствительности датчиков перегрузки относительно осей ВССК.

Как показал опыт подготовки и проведения полета воздушно-космического самолета, на траектории его снижения в атмосфере, после схода с орбиты искусственного спутника Земли, имеют место ряд ограничений: при больших гиперзвуковых скоростях полета - по тепловому потоку, а при дальнейшем снижении - по скоростному напору. При этом имеется и ограничение угла атаки по боковой устойчивости движения. Формирование допустимой траектории полета достигается заданием программы по углу атаки, удовлетворяющей указанным ограничениям. Увеличение надежности функционирования спускаемого ЛА может быть достигнуто использованием в системе управления измерителей углов атаки, скольжения и скоростного напора. Однако прямое их измерение крайне затруднено ввиду больших значений теплового потока, что приводит к необходимости применения косвенных измерений, которые для получения более достоверных данных целесообразно проводить различными способами.

Приведенные соображения отображают один из аспектов, указывающих на актуальность внедрения предлагаемого способа определения параметров набегающего потока.

Рассматриваемый способ применим для определения углов атаки, скольжения и скоростного напора ЛА, движущегося с гиперзвуковой, либо дозвуковой скоростью полета в режиме планирования. Он основан на использовании результатов измерений жестко установленного трехкомпонентного датчика перегрузки и априорных (трубных, расчетных, либо полученных при летных испытаниях на летающих моделях) зависимостей аэродинамического качества в ВССК (C_y/C_x в продольной плоскости и C_z/C_x, либо C_z/C_y - в боковой) от углов атаки и скольжения. Угол поворота указанной ВССК относительно оси OZ выбирается предварительно, при трубном эксперименте, исходя из максимальной точности определения угла атаки (он обычно соответствует максимальному градиенту зависимости K1(α)). Это возможность уйти из зон зависимости K1(α,β) , где градиент ее по углу α мал (в частности равен нулю, где способ не работает).

Для любой данной конфигурации изделия (конкретного положения органов управления - щитков, закрылков, рулей) зависимости коэффициентов осевой, нормальной и боковой сил в связанной системе координат являются функциями углового положения изделия относительно вектора скорости и критериев подобия - чисел Рейнольдса (Re) и Маха (M)

На большей части траектории полета гиперзвукового ЛА (где актуально выдерживание указанных выше ограничений, и следовательно, законов изменения угла атаки и скоростного напора - M > 10, в плотных слоях атмосферы) имеет место гиперзвуковая стабилизация - коэффициенты аэродинамических сил от изменения чисел M и Re зависят мало. Учитывая это, их влияние включается в параметры конфигурации (ПК).

Полагая эти поправки введенными, для планирующего полета ЛА проекции перегрузки на связанные оси определяются по соотношениям


Взяв отношение, получим значение аэродинамического качества для ВССК в виде

то есть отношение перегрузок является функцией двух переменных - углов атаки и скольжения (α,β).
Одну из них (α) будем считать аргументом, вторую (β) - параметром, известным на каждой итерации процедуры последовательных приближений. Определяя отношение проекций перегрузки по результатам измерений, вычисляем значение

при известном β. Далее решается обратная задача - определение оценки угла атаки (α) по известному значению K1.

Оценивание угла скольжения производится аналогичным образом из выражения типа аэродинамического качества для боковой плоскости

при известном α и каждой из конфигураций ЛА.

Значение скоростного напора оценивается из соотношения, являющегося определением нормальной перегрузки в виде

где S - площадь крыла, G - вес ЛА.

Как видно из соотношений (4), (6), (7), возможные погрешности определения параметров набегающего потока могут быть обусловлены как неточностью априорных зависимостей коэффициентов аэродинамических сил, так и погрешностями измерений проекций вектора перегрузки.

Первая составляющая погрешностей (при ошибках в коэффициентах аэродинамических сил, принятых для связанной системы координат равными: δC_x= 5%, δC_y= 1%, δC_z= 5%) характеризуется данными, приведенными для угла атаки на фиг. 2, для угла скольжения на фиг. 3 и для скоростного напора на фиг. 4.

Развитие аэрокосмической техники, проведение полетов ЛА с различными компоновками, оценивание и сопоставление результатов трубных и летных исследований приведут к увеличению точности априорных зависимостей коэффициентов аэродинамических сил. Поэтому этот тип ошибок определения параметров набегающего потока будет непрерывно уменьшаться, что определяет значительную перспективу использования предлагаемого способа.

Вторая составляющая погрешностей обуславливается, в основном, рассогласованием осей ЛА. На фиг. 5 - 7 приведены результаты исследования влияния перекосов осей чувствительности, равных 1 градусу (при точных аэродинамических данных), на погрешности определения угла атаки (фиг. 5), угла скольжения (фиг. 6) и скоростного напора (фиг. 7). Указанная составляющая возникает от дополнительных проекций, в основном, нормальной перегрузки на оси чувствительности продольного и поперечного приборов и существенно искажает результат по определению угла скольжения (фиг. 6) и других параметров. Эти ошибки в значительной степени блокируются проведением предполетной юстировки приборов на изделии. В случае выставки изделия со средними квадратичными погрешностями углов, равными 0.001 рад (0.06 град) предельные юстировочные погрешности определения угла атаки при α = 35 град составляет 0.3 град, скольжения 0.2 град, скоростного напора 10 кг/м². Таким образом в перспективе предлагаемый способ определения параметров набегающего потока является достаточно точным, тем более, что приведенная точность оценки выставки углового положения ЛА, при проведении юстировки осей чувствительности датчиков, не является предельной. Следует заметить, что процедуру юстировки можно применить в упрощенном виде, реализовать ее только для приборного блока и установочной (посадочной) площадки для него на ЛА.

Применение предлагаемого способа не требует изменения формы ЛА, ни в виде надстроек, ни в виде отверстий в его поверхности для чувствительных элементов.

Решение задачи оценивания воздушных углов атаки и скольжения при реализации предлагаемого способа производится посредством метода последовательных приближений минимизацией квадратичных функционалов, отражающих невязки отношений фактических измеренных и скорректированных проекций вектора перегрузки и значений аэродинамического качества, подсчитанных по априорным зависимостям для коэффициентов аэродинамических сил. Необходимые для практического применения данного способа параметры конфигурации ЛА (углы отклонения рулей, положение интерцепторов и других аэродинамических, либо газодинамических органов управления) измеряются в полете, эти данные наряду с сигналами от датчиков перегрузки, юстировочными поправками подаются в автономный вычислить, в котором формируются и оценки чисел M и Re полета. Это дает возможность подсчитать значения и отношений проекций вектора перегрузки и приведенные к данным параметрам конфигурации априорные зависимости C_y(α,β) , K1(α,β) , K2(α,β), по которым в нем же (для решения задачи в реальном времени) определить параметры набегающего потока.

В отличие от способа определения скоростного напора, в котором используются измерения полного и статического давлений набегающего потока [3] при гиперзвуковых скоростях движения и возникают дополнительные проблемы, связанные с переходом от сжимаемого скоростного напора к несжимаемому скоростному напору, в данном способе определяется непосредственно несжимаемый скоростной напор.

Применение предлагаемого способа, при использовании его в реальном времени полета, способствует увеличению надежности проведения полетов за счет получения более качественной (учитывающей влияние скорости ветра), надежной и точной информации о параметрах набегающего потока. При послеполетной обработке информации его применение способствует повышению точности оценивания аэротермических и других характеристик ЛА.

Литература
1. В. С. Ведров, М.А. Тайц Летные испытания самолетов. Оборонгиз, 1951. стр. 64-74 и 281, 282.

2. А. Ф. Бочкарев, В. В.Андреевский, В.М. Белоконов, В.И.Климов, В.М. Турлин Аэромеханика самолета. М.: Машиностроение. 1985 г. стр. 21, 22.

3. P. M. Silmers, H. Wolf, P.F.Flanagan Shuttle Entry Air Data System Concepts Applied to Space Shuttle Orbiter Flight Pressure Data to Determinl Air Data -STS 1-4, AIAA-83-0118 (AIAA 21st Aerospace Sciences Meeting, January 10-13, 1983/Reno, Nevada) - прототип.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к способам определения параметров набегающего на летательный аппарат (ЛА) потока газа. В аэродинамической трубе на модели ЛА определяют зависимости аэродинамического качества в продольной и боковой плоскостях ЛА, а также коэффициент подъемной силы - от углов атаки и скольжения, при различных параметрах конфигурации ЛА. В полете на борту ДА измеряют перегрузки по осям связанной системы координат и по их отношениям рассчитывают значения указанного качества ЛА в продольной и боковой плоскостях. Используя полученные в трубе зависимости, определяют отсюда текущие значения полетных углов атаки и скольжения -для текущей полетной конфигурации ЛА. Пo этим данным далее находят значение коэффициента подъемной силы - из соответствующей трубной зависимости. Наконец, по этому коэффициенту и величине измеренной нормальной перегрузки вычисляют значение скоростного напора потока несжимаемого газа. Изобретение позволяет увеличить надежность ЛА и точность определения его текущих полетных параметров, необходимых для формирования допустимой траектории спуска пилотируемого ЛА. 7 ил.

Способ определения параметров набегающего потока летательного аппарата (ЛА) в полете на режимах планирования с гиперзвуковыми или дозвуковыми скоростями движения, включающий измерение аэродинамических параметров относительно связанной системы координат ЛА в аэродинамических трубах, в зависимости от воздушных углов атаки, скольжения и скоростного напора, оценку несжимаемого скоростного напора, воздушных углов атаки, скольжения - в испытательном полете путем сравнения зависимостей соотношений аэродинамических параметров ЛА, полученных в аэродинамических трубах, со значениями этих соотношений, измеренных в испытательном полете, отличающийся тем, что в аэродинамической трубе производят измерение углов атаки и аэродинамических сил на модели ЛА, определяют зависимости аэродинамического качества (К) в продольной плоскости от углов атаки (α) и средние значения градиентов полученных зависимостей для ряда положений вспомогательной связанной системы координат, задаваемых последовательным поворотом исходной связанной системы координат ЛА относительно оси OZ, выбирают в заданном диапазоне углов атаки положение вспомогательной связанной системы координат, соответствующее максимальному из средних значений градиента зависимости К(α), затем уточняют зависимости коэффициента подъемной силы C_у(α,β, ПК), аэродинамического качества в продольной K1(α,β, ПК) и боковой К2(β,α, ПК) плоскостях - от углов атаки и скольжения (β) для ряда параметров конфигурации (ПК) ЛА, выделяют из указанных зависимостей зависимости C_у(α,β), K1(α,β) и K2(α,β) - соответствующие текущим значениям параметров конфигурации ЛА, устанавливают датчики перегрузок на ЛА по направлениям осей выбранной связанной системы координат, измеряют в полете проекции вектора перегрузки по осям X, Y, Z указанной системы координат и параметры конфигурации ЛА, определяют текущие значения отношений проекций перегрузок n_y/n_x, n_z/n_x и соответствующие им текущие значения аэродинамического качества в продольной и боковой плоскостях из следующих выражений

где n_y, n_z, n_x - проекции указанного вектора перегрузки по осям Y, Z, X выбранной системы координат ЛА, а затем сопоставляют соотношение перегрузок с полученными в аэродинамической трубе зависимостями К1(α,β) и К2(β,α), откуда получают текущие значения воздушных углов атаки и скольжения в полете, а величину несжимаемого скоростного напора определяют по формуле

где n_y - нормальная перегрузка в выбранной связанной системе координат ЛА;
G - вес ЛА;
C_у(α,β) - коэффициент подъемной силы в выбранной связанной системе координат, определенный при испытаниях в аэродинамической трубе, для текущей конфигурации ЛА, углов атаки и скольжения;
S - площадь крыла ЛА.