Исследования по разработке системы определения высотно-скоростных параметров воздушно-космического самолёта Текст научной статьи по специальности «Физика»

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

: *> Ь > 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

< -п 1 МгМ 3-1,54

"^■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

5с

Ар, і

< 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 Р^0 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<*>,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 0,00785 0,0243 0,00528 0,0382

S^ tP CAPm Fm

k 10 5 5 Т аблица 2

' ——Число М Параметры "—— 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^- < 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> ■ ■л I r\zr 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 % ——> /пруЗнімі ~

і и

f СЛВЛ 1

I

(7 — 1

t),i q* ще о,г 4,a <+ <.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.