CC BY
156
CONCEPTUAL APPROACH TO CONSTRUCTION OF TEST FACILITIES
INTEGRATION IN ON-BOARD EQUIPMENT OF UNMANNED AIRCRAFT
I. Y. Kasyanov, D.M. D^aqin, S.P. Gulevich
The article contains the conceptual approaches of stand construction of integration on-board equipment of unmanned aerial vehicles.
Key words: unmanned aircraft complex, unmanned aerial vehicle, universal modeling complex.
Kasyanov Ivan Yurievich, Deputy Chief Designer, Ivan.Kasyanov@kronshtadt. ru, Russia, Moscow, JSC CT - Unmanned Systems,
Dryagin Dmitry Mikhailovich, candidate of technical sciences, general director, Dmi-try.Dryagin@,kronshtadt. ru, Russia, Moscow, JSC CT - Unmanned Systems,
Gulevich Sergey Petrovich, doctor of technical sciences, professor. deputy chief constructor, Sergey. Gulevich@,kronshtadt. ru, Russia, Moscow, JSC CT - Unmanned Systems
УДК 629.135.2.001.4
УТОЧНЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА ЭТАПАХ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ
С.П. Гулевич, Д.М. Дрягин, А.П. Суворов
Рассмотрены вопросы уточнение аэродинамических характеристик беспилотных летательных аппаратов на этапах летных испытаний.
Ключевые слова: беспилотный летательный аппарат, коэффициенты аэро-димаческих сил и моментов, коэффициент лобового сопротивления, коэффициент подъемной силы.
Характеристики беспилотных летательных аппаратов (БЛА), определяющие их технические возможности по выполнению полета на заданную дальность, в значительной степени определяются его аэродинамическими характеристиками.
Коэффициенты аэродинамических сил и моментов зависят от геометрических параметров БЛА (стреловидности, толщины профиля крыла, удлинения), критериев подобия воздушного потока М и Яе (где Яе - число Рейнольдса), а также от отклонений элевонов 5э и руля направления 5н (в работе рассматриваются беспилотные летательные аппараты аэродинамической схемы «бесхвостка»).
Кроме того, на аэродинамические коэффициенты влияет режим работы маршевого двигателя, поскольку от его степени дросселирования зависит расход воздуха через воздухозаборник.
При заданных конфигурациях БЛА, условиях полёта и режимах работы двигателя величина коэффициентов сил определяется ориентацией летательного аппарата в потоке, то есть углами атаки a и скольжения р.
В силу симметрии крен у БЛА на величину коэффициентов аэродинамических сил не влияет. С достаточной для практики точностью при анализе траекторного движения можно не учитывать влияние на величину аэродинамических сил вращение летательного аппарата вокруг центра масс, хотя при этом местные скорости элементов поверхности БЛА относительно потока отличаются от скорости центра масс летательного аппарата. Не учитывают обычно и нестационарность обтекания БЛА, связанную с изменением углов a, р, g по времени, по крайней мере, при тех значениях угловых скоростей вращения БЛА и производных a , Р, g , появление которых можно ожидать на расчётных траекториях.
Напротив, при расчёте коэффициентов моментов нужно учитывать вращение БЛА вокруг центра масс и нестационарность обтекания, так как даже небольшое изменение силы, приложенной на большом расстоянии от центра масс (например, на оперении) может существенно повлиять на величину момента.
Коэффициенты аэродинамических сил и моментов (Сха, Суа, тх, ту, mz) до начала лётных испытаний БЛА рассчитываются аналитическими методами и уточняются по результатам испытаний БЛА (или аэродинамической подобной ему модели) в аэродинамических трубах, а затем и на этапах лётных испытаний.
Точность и достоверность результатов испытаний в аэродинамических трубах определяют, как систематические, так и случайные погрешности. Систематические погрешности учитываются целым рядом специальных поправок: на косизну потока, блокинг-эффект, индукцию трубы и др.
Случайные погрешности при измерении аэродинамических характеристик моделей, характеризующие в целом точность измерений, определяются обычно на основании результатов многократных повторных серий испытаний контрольной модели, проводимых в течение полутора-двух лет с интервалом примерно в один месяц (испытания «в разных сериях»).
Поскольку распределение случайных погрешностей коэффициентов аэродинамических сил и моментов близко к нормальному закону распределения, то для нахождения доверительных границ, определяющих область рассеивания значений исследуемых коэффициентов, можно пользоваться обычными приемами математической статистики.
Используемые в современной практике проектирования самолетов различного назначения аэродинамические характеристики, полученные путем испытаний моделей в аэродинамических трубах, нуждаются в ряде
поправок, учитывающих неизбежное отличие условий испытаний в аэродинамических трубах от натурных условий. Различие в числах Рейнольдса при испытаниях в аэродинамических трубах и в полете вносит изменения в значения коэффициента трения. При переходе к натурным условиям изменения коэффициента турбулентного трения может составить величину до 40 % для малоразмерных моделей (1:25-1:50). Точность определения коэффициента сопротивления самолета в полете по материалам испытаний в трубе существенно снижается при отсутствии данных о состоянии пограничного слоя на модели и самолете.
Кроме того, производственные неровности внешней поверхности современных БЛА (шероховатость, волнистость, выступающие головки заклепок и винтов, уступы на стыках листов обшивки, люках, сварные швы и т.п.), а также выступающие в поток мелкие детали (приемники датчиков давления и температуры, датчики углов атаки и скольжения, антенны и др.) нарушают аэродинамическую гладкость поверхности летательного аппарата и приводят к увеличению его лобового сопротивления на величину от 3 до 20 % [1].
Воспроизведение перечисленных элементов на моделях самолетов, испытываемых в аэродинамических трубах, практически невозможно из-за малого масштаба моделей и не оправдано методически, поскольку состояние и относительные параметры пограничного слоя на моделях существенно отличаются от натурных условий.
Таким образом, при переходе к натурным условиям в значения коэффициента лобового сопротивления модели, полученные при ее испытаниях в аэродинамических трубах, должны быть внесены поправки:
- на изменение коэффициента сопротивления трения вследствие различия в числах Яе и положения границ перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный (Xt) для модели и летательного аппарата;
- на сопротивление производственных неровностей и мелких выступающих деталей.
Неровности внешней поверхности включают: шероховатость; волнистость цилиндрическую и пространственную; уступы прямые и обратные; потайные головки заклепок и винтов; заклепки и винты с выпуклой головкой; зазоры между стыками листов обшивки или панелями; планки, шлицы головок винтов и болтов; невписываемость органов механизации крыла и управления; щели между органами крыла и управления.
Под немоделируемыми деталями понимают мелкие надстройки типа: антенн, датчиков, приборов, отдельные конструктивные узлы, расположенные на внешней поверхности, сопротивление которых нецелесообразно использовать на аэродинамических моделях из-за трудности выполнения критерия подобия вязкости в натурных условиях и трубном эксперименте.
Неровности внешней поверхности и мелкие немоделируемые детали турбулизируют пограничный слой и смещают точку перехода ламинарного слоя в турбулентный к носу летательного аппарата.
Практически можно считать, что если на ламинарном участке находятся соединения отсеков, панелей или листов обшивки встык или внахлест, а также сварочные швы, ряды винтов или заклепок, то в этих местах происходит немедленный турбулентный переход пограничного слоя. К тому же результату может привести излом образующей поверхности тела.
Поэтому при расчете сопротивления трения примем Xt = 0, то есть, считаем пограничный слой полностью турбулентным. Возможное при таком переходе завышение лобового сопротивления создает некоторый «гарантийный запас» в получении требуемых характеристик летательного аппарата.
Методика определения коэффициента лобового сопротивления БЛА, вызванного конструктивно-технологическими неровностями внешней поверхности планера, достаточно полно описана в [1].
В работах [2, 3] произведен расчет коэффициента лобового сопротивления БЛА Ту-143 и Ту-141, вызванного конструктивно-технологическими неровностями внешней поверхности планера.
Область рассеивания значений коэффициента Сха, обусловленная случайными погрешностями испытаний моделей БЛА в аэродинамических трубах и дополнительным сопротивлением производственных неровностей и мелких, не модулируемых в аэродинамических трубах, деталей, составляет [1]:
- для БЛА Ту-143 - (- 2,34-8,24) % Сха;
- для БЛА Ту-141 - (- 3-9) % Сха.
Приведённые материалы свидетельствуют о необходимости обязательного уточнения аэродинамического коэффициента лобового сопротивления на этапах лётных испытаний. Причем уточнение составляющих аэродинамического коэффициента лобового сопротивления должно проводится на таких режимах полета, при которых доля данной составляющей коэффициента в общем балансе составляющих коэффициента Сха является определяющей.
На основании анализа материалов работ по аэродинамике самолётов различного назначения принята следующая форма представления коэффициента аэродинамической силы лобового сопротивления в функции параметров движения: С 2
С Л, ^ о
Сха = Схо + Сху (Суа -АС* )2 + АСх (Р, М) + АСх (5 в, М) + АСх (5 н, М ) + + АСх.тр (Н, М) + АСх (1, М) + АСх.подв (М),
где Схо - коэффициент лобового сопротивления при коэффициенте расхода воздуха через воздухозаборник 1, равный единице и нулевых значениях угла скольжения Р, угла отклонения элевонов 5в, руля направления 5н,
*
коэффициента подъёмной силы (С уа — АС у) и
,2
высоты полёта;
С
2
СхУ (Суа -АСу)2- коэффициент индуктивного лобового сопротивления
С
(Сх!); Сх - частная производная коэффициента лобового сопротивления
2 *
по Су; АСу - коэффициент учитывающий влияние отклонения «руля высоты» на поляру летательного аппарата (координата вершины поляры по оси Суа ); АСх (р, М), АСх (5в, М), АСХ (5н, М), АСХ (/, М) - составляющие коэффициента лобового сопротивления, зависящие от значений р, 5в, 5н, / соответственно; АСхтр (Н, М) - коэффициент сопротивления трения, учитывающий зависимость коэффициента Сха от высоты полёта из-за возрастания кинематического коэффициента вязкости (то есть уменьшения числа Яе) при увеличении высоты; АСхподв (М)- составляющая коэффициента лобового сопротивления, обусловленная наличием внешних подвесок.
Коэффициент Схо определяется на таких режимах полета, при которых доля коэффициента Схо в общем балансе составляющих коэффициента Сха равна 80...90 %, то есть при малых значениях коэффициента Суа. Данному условию соответствует режим прямолинейного горизонтального полета БЛА с максимальной скоростью, на минимальной высоте полета при малой полетной массе летательного аппарата.
На рис. 1 и 2 представлены диаграммы относительной доли составляющих аэродинамического коэффициента Сха БЛА Ту-143 и Ту-141 соответственно.
Рис. 1. Диаграмма относительной Рис. 2. Диаграмма относительной доли составляющих коэффициента доли составляющих коэффициента
Сха БЛА Ту-143
Сха БЛА Ту-141
Исходя из выше изложенного, можно сделать вывод, что значения коэффициентов Схо, определённых в условиях равнинной местности, можно распространить на всю область ОУЭ БЛА.
Методы определения коэффициента Схо достаточно хорошо описаны в специализированной технической литературе, поэтому останавливаться на них в данном издании не будем.
Говорить же о высокой степени достоверности измерения величины
.2
С
2
в
у *
коэффициента индуктивного сопротивления Сх1 = Сх (Суа — АСу) режиме прямолинейного горизонтального полёта БЛА не представляется
С
возможным из-за невысокой надежности определения коэффициента Сх у , связанной, прежде всего, с относительно небольшой долей индуктивного сопротивления в общем балансе силы лобового сопротивления на данном режиме полёта БЛА. Особенно это относится к таким БЛА, как Ту-143, Ту-243 и Ту-141, поскольку алгоритмы работы НПК данных БЛА не предусматривают возможность изменения заданной скорости полёта в диапазоне, необходимом для расширения пределов изменения Суа в режиме прямолинейного горизонтального полёта БЛА.
Доля коэффициента индуктивного сопротивления в общем балансе составляющих силы лобового сопротивления в режиме прямолинейного горизонтального полёта составляет (рис. 3, рис. 4): для БЛА Ту-143 - 8-30 %; для БЛА Ту-141 - 8-55 %.
На рис. 5 и 6 представлены диаграммы относительной доли составляющих коэффициента Сш БЛА Ту-143 и Ту-141 соответственно.
сУ5=(
Рис. 3. Диаграмма относительной Рис. 4. Диаграмма относительной доли составляющих доли составляющих
коэффициента Суа БЛА Ту-143 коэффициента Суа БЛА Ту-141
Рис. 5. Диаграмма относительной доли составляющих коэффициента Са БЛА Ту-143
Рис. 6. Диаграмма относительной доли составляющих коэффициента Са БЛА Ту-141
Недостаточную степень достоверности определения коэффициента
С
Сху в режиме прямолинейного горизонтального полёта БЛА подтверждают материалы лётных испытаний ДПЛА «Коршун», представленные на рис. 7 и 8.
На данных рисунках приведены области рассеивания зависимостей
Суа = /(Сха) и Суа - АСу) = /(СI), полученные по результатам лётных
испытаний трёх БЛА Ту-141 в режиме прямолинейного горизонтального полёта. Левой границе области рассеивания зависимости Суа = /(Сха)
С 2 С 2
соответствует коэффициент Сху = 0,187, а правой - Сху = 0,35. Левой
соответ-
границе области рассеивания зависимости Суа - АСу) = /(С^)
С2 С2
ствует коэффициент Сх у = 0,23, а правой - Сх у = 0,43.
Анализ приведённых материалов свидетельствует о том, что сте-
С
пень достоверности коэффициента Сх у , определённого в режиме прямолинейного горизонтального полёта БЛА, явна недостаточна.
С 2
С у
Повышение достоверности определения коэффициента Сх возможно при реализации такого режима полета, при котором изменение индуктивного сопротивления БЛА происходит при неизменности других составляющих лобового сопротивления, то есть, проявляет себя «в чистом виде» через изменение тяги двигателя и расхода топлива. Данному усло-
2
2
вию соответствуют режимы квазиустановившегося криволинеиного полета в продольной плоскости при маневрах, связанных с изменением угла наклона траектории, для которых можно считать wz, V, H ~ const.
0,050
Сх'=0,19(расч.) \ Г cf= 0,35
Сху= 0,187 -л/
II /
1 С Хо+ АС х(8 в) + ДС х Хр+ АС х.ПОДВ.
0
0,0200 ф- изделие 2031/2 О-2031/3 О-2031/5
--расчётное значение
Ц#1Ш
и'Оч-
0J5IA
Ф a / f / «• -V i# " r • ¥
k fr A 7 / / r
f t/< w / x V
f
и
ЫМ
0,0300
0.0400
й.ШЛй
1
CV
'■■•■■■ 1 — I pti П .1- НИ
Рис. 7. Зависимость коэффициента подъемной силы от коэффициента лобового сопротивления БЛА Ту-141
2
Рис. 8. Зависимость
коэффициента (С ху — АС*)
от коэффициента индуктивного лобового сопротивления БЛА Ту-141
Наиболее рациональным режимом полета БЛА для определения коС 2
эффициента Сху, по критерию достоверности получаемых результатов, является режим незатухающих гармонических колебаний БЛА в продольной плоскости с плавно меняющейся нормальной перегрузкой (от пу = 1 в диапазоне ± пу доп), реализуемый путём подачи гармонического сигнала определенной частоты и амплитуды в привода «руля высоты».
С2
Коэффициент Сх у определяется по следующей методике: - по записям полетной телеметрической информации (рис. 9) определяется величина изменения тяги АР и скоростного напора Ад в режиме незатухающих угловых гармонических колебаний БЛА в продольной плоскости от соответствующих величин в режиме прямолинейного горизонтального установившегося полета: АР = Р2 сред - Р1; Ад = д2.сред - д1, где Р1 и д1 - значение тяги маршевого двигателя и скоростного напора БЛА в
116
режиме прямолинейного установившегося полета; Р2.сред и q2.^ - среднее значение тяги маршевого двигателя и скоростного напора БЛА в режиме незатухающих угловых гармонических колебаний БЛА в продольной плоскости;
др-Dq р
АС- ~ ДС =_q_•
АСхг ^ Сха * 5
q2 s
- по записям полетной информации ny = f (t) строится график зависимости n2y = f (t) и определяется среднее значение квадрата нормальной
перегрузки n Уу сред на рассматриваемом участке;
- определяется значение коэффициента подъемной силы Суа в каждой точке рассматриваемого участка траектории:
_ mgnya - Ррасч. sin(a + Фдв )
Суа _ ~ ,
q S
где пуа - нормальная скоростная перегрузка, определяемая по формуле
Пуа _ Пу cos a + nx sin a;
* 2
- строится график зависимости f (t) = (Суа - АСу ) и определяется среднее значение величины (Суа - АСу )2средн на рассматриваемом участке;
- определяется величина
* 2 * 2 * 2 А [(Суа - АСу)2] = (Суа - АСу ) средн (Суа ~ - АСу )2 г.п?
* 2 * где (Суа - АСу ) г.п - квадрат разности коэффициентов Суа и АСу в режиме
прямолинейного горизонтального установившегося полета;
У
щ,иепта с x
Q~y = ^^XI
с2
- рассчитывается величина коэффициента Cx по формуле
А С
А
C ya А с y
* N 2
- определяется величина приращения индуктивной составляющей лобового сопротивления АСх БЛА в режиме незатухающих угловых гармонических колебаний БЛА в продольной плоскости по сравнению с режимом прямолинейного установившегося полета.
* 2
С достаточной для практики точностью величину А[(Суа - АСу ) ] можно определять в соответствии с выражением
А[(Суа — АСу ) ] ~ Су .гп ( пу средн — 1).
Следует заметить, что можно повысить точность определения ко-
С2
эффициента Сх путем подбора такого высотно-скоростного режима полета БЛА при установившихся угловых гармонических колебаний БЛА,
117
при котором маршевый двигатель будет работать на максимальном режиме, то есть его сила тяги не будет меняться.
Анализируя диаграммы кривых потребных и располагаемых тяг БЛА Ту-143 во всей области ОУЭ, можно сделать вывод, что для реализации максимального режима работы маршевого двигателя наиболее рациональным является режим установившихся угловых гармонических колебаний БСР на высоте полета 3000 м (М = 0,75) с перегрузкой Ап у = ± 0,5.
При этом средняя величина силы индуктивного сопротивления увеличится на 4...5 %, что вызовет соответствующее возрастание потребной силы тяги маршевого двигателя до величины, превышающей величину располагаемой силы тяги и, как следствие, приведет к необходимости перехода двигателя на максимальный режим работы. Воздушная скорость БЛА при этом снизится примерно на 20 - 30 км/ч.
t
Рис. 9. Схема, поясняющая методику определения
С 2
коэффициента Сху
с 2
Зависимость коэффициента Сху (М) БЛА Ту-143, полученная посредством предложенной методики, представлены на рисунке 10 соответственно.
Коэффициент аэродинамической подъёмной силы при нулевом отклонении элевонов Су§=о, характеризующий прирост коэффициента Су при изменении угла атаки на 1о, определяется по параметрам траектории полёта БЛА при манёврах, связанных с изменением угла наклона траектории по
о
формуле: Су§=0 = С"(а-а0) = Суа ~СуВ5в.
C 2
Рис. 10. Зависимость коэффициента Cxy БЛА Ту-143 отМ
Коэффициент Сf для БЛА принимается равным расчётной величине, так как его определение в лётном эксперименте затруднено из-за незначительного влияния на параметры движения БЛА, соизмеримого с погрешностью измерений параметров полёта.
Список литературы
1. Методика определения неровностей и не моделируемых элементов: отчет. М.: П.я. В-2877, 1987. 40 с.
2. Гулевич С.П., Моисеенко С.В., Черепанов Е.Ю. Влияние технологических и эксплуатационных разбросов коэффициента лобового сопротивления беспилотного летательного аппарата на дальность и продолжительность полета // Проблемы безопасности полета. № 2. 2003. С. 3-6.
3. Гулевич С.П., Суворов А.П. Оценка влияния эксплуатационных неровностей внешней поверхности беспилотных летательных аппаратов на величину гарантийного технического запаса топлива // Современное состояние и перспективы развития системы испытаний авиационного вооружения и средств наземного обслуживания летательных аппаратов военного назначения, 2015.
Гулевич Сергей Петрович, д-р техн. наук, проф. заместитель главного конструктора, Sergey. Gulevich@,kronshtadt.ru, Россия, Москва, АО КТ - Беспилотные системы,
Дрягин Дмитрий Михайлович, канд. техн. наук, генеральный директор, Dmitry.Dryagin@,kronshtadt. ru, Россия, Москва, АО КТ - Беспилотные системы,
Суворов Алексей Павлович, ведущий инженер, Aleksei.Suvorovakronshtadt.ru, Россия, Москва, АО КТ - Беспилотные системы
CLARIFICATION OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF UNMANNED AERIAL VEHICLES AT THE STAGES OF FLIGHT TESTING
S.P. Gulevich, D.M. Dryagin, A.P. Suvorov
The article includes issues of clarification of aerodynamic characteristics of unmanned aerial vehicles at the stages of flight-testing.
Key words: unmanned aerial vehicle, coefficients of aerodynamic force and moments, coefficient of drag, lift coefficient.
Dryagin Dmitry Mikhailovich, candidate of technical sciences, general director, Dmi-try. Dryaginakronshtadt. ru, Russia, Moscow, JSC CT - Unmanned Systems,
Gulevich Sergey Petrovich, doctor of technical sciences, professor, deputy chief constructor, Sergey. Gule vicha kronshtadt. ru, Russia, Moscow, JSC CT - Unmanned Systems,
Suvorov Alexey Pavlovich, Lead Engineer, A leksei. Suvorovakronshtadt. ru, Russia, Moscow, JSC CT - Unmanned Systems
