CC BY
2Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 37
www.mai.ru/science/trudy/
УДК 623.451.8.054.93
Методика идентификации характеристик аэродинамической интерференции при анализе материалов летных испытаний
М.Н. Правидло
Аннотация
В статье рассмотрена методика обработки результатов летных испытаний, позволяющая идентифицировать характеристики аэродинамической интерференции самолета-носителя и ракеты для корректировки математической модели аэродинамики ракеты при ее отделении. Ключевые слова
Система старта, авиационная управляемая ракета, самолет-носитель, аэродинамичекая интерференция, авиационное катапультное устройство, фильтрация телеметрических записей, решение «обратной» задачи.
Введение
При анализе и выработке оценки результатов летных испытаний систем старта авиационных управляемых ракет (АУР) чрезвычайно важно располагать методикой идентификации реальных характеристик аэродинамической интерференции самолета-носителя (СН) и АУР, а также методикой определения реально реализованных параметров отделения АУР от авиационных катапультных устройств (АКУ) и параметров траектории пространственного движения АУР в окрестности СН. Это позволяет проводить корректировку математических моделей с целью получения, при дальнейшем уточненном моделировании, адекватных результатов для обоснования принятия технических решений в процессе отработки системы старта, включая решение по АКУ. Например, в случае невыполнения потребного диапазона изменений параметров отделения, или при выявленной необходимости изменения этого диапазона.
Необходимость в такой корректировке вызвана тем, что вследствие различных сложностей проведения интерференционных исследований в аэродинамической трубе (АДТ) погрешности в
определении коэффициентов аэродинамической интерференции по сравнению с полученными по результатам анализа летных испытаний составляют 20%...50% - особенно при малых значениях угла ан атаки СН в диапазоне его скорости М = 0,8...2,35 и больших ан при М < 0,6. Сложности в получении по результатам трубного эксперимента достоверных интерференционных характеристик связаны со следующими обстоятельствами:
ограниченные размеры рабочей части АДТ, что вынуждает исследовать интерференционное влияние моделей СН и АУР малого 1:9 ... 1:12 масштаба изготовления;
наличие упругих составляющих перемещений моделей, вызванных деформацией модели СН и стенда задания положения модели АУР;
несоответствие между жесткостями СН и его модели; несоответствие между числами Яе в натурном и трубном процессах; отсутствие струи двигателя АУР при продувках в АДТ.
Решение задачи определения в летном эксперименте параметров отделения, а также координат относительной траектории АУР и ее углового положения в каждой точке этой траектории представляется тривиальной. Она сводится к замене значений абсолютных скоростей и перегрузок в функциональных блоках N00 (блок расчета пространственного движения СН) и ЯСИ (блок расчета пространственного движения АУР) разработанной комплексной математической модели сквозного движения АУР относительно СН [1], задаваемых (перегрузки в блоке N00) или получаемых в результате решения дифференциальных уравнений, на цифровые массивы значений перегрузок и скоростей, полученные в реальном масштабе времени путем регистрации измерений установленных на борту СН и АУР датчиков перегрузок и угловых скоростей.
Таким образом, комплексная модель сквозного движения АУР может быть использована для получения по результатам летных испытаний реальных значений параметров отделения АУР и параметров ее относительной траектории. Методика идентификации
Суммарные аэродинамические моменты можно определить, используя обычную систему уравнений вращательного движения АУР (имеющего две плоскости симметрии) относительно ее центра масс (Ц.М.) [2]:
3х ах = -Мххах + Мх
а г + (3Х - )ах ах =-М°Сг аг + Мт (9)
3 ах + (3г -3х)ахаг = -МХхах + Мх
При написании этой системы приняты обычные в литературе по динамике полета обозначения, а также принималось, что 1у=
В качестве суммарных аэродинамических моментов, подлежащих определению, будем рассматривать величины Мх, Му, М2.
Из телеметрических записей сигналов датчиков угловых скоростей (ДУС) имеем измерение угловых скоростей корпуса шхТ, шуТ, шхТ. В диапазоне частот, достаточном для исследования динамики АУР как твердого тела, можно пренебрегать инерционностью ДУСов, а более высокочастотные составляющие сигналов будем, как показано ниже, подавлять при фильтрации. После численного дифференцирования фильтрованных сигналов шхФ, шуФ, шхФ получим соответствующие производные. Далее величины шхФ, шуФ, шхФ и их производные подставим вместо соответствующих величин в уравнения (9), разрешенные относительно искомых величин Мх, Му, Мх. С учетом того, что моменты инерции 1х(1), 12(1) известны, а также известны все величины, необходимые для определения производных демпфирующих моментов Мхшх, Мушу, Мхшх (скоростной напор берется из телеметрии, а производные шхгах, тутоу, тхто по результатам аэродинамических расчетов), определяются Мх, Му, Мх.
Описанную методику часто называют решением «обратной» задачи, имея в виду, что обычное прямое использование системы дифференциальных уравнений (9) заключается в отыскании неизвестных шх, шу, шх при заданных правых частях, тогда как в данном случае по полученным в результате измерений значениям неизвестных определяются правые части.
Суммарные аэродинамические силы определяются непосредственно из телеметрических записей перегрузок:
УЕ = пуфО, ХЕ = пхфО, где пуф, пхф - телеметрические записи сигналов ДЛУ после фильтрации, выделившей составляющие в диапазоне частот колебаний АУР как твердого тела; О - вес изделия.
Сила ХЕ не определяется, т. к. обычно интерференционной добавкой Схинт пренебрегают. Общая блок-схема задачи для определения сил и моментов интерференции по результатам натурных работ представлена на рис. 1. Здесь функциональный блок ЯСМ (блок расчета аэродинамических характеристик изолированной АУР) идентичен блоку ЯСМ комплексной модели сквозного движения АУР [1].
Важнейшей процедурой при использовании вышеприведенной методики является процедура фильтрации телеметрической записи сигналов шхТ, шуТ, шхТ, пуТ, пхТ. Указанные сигналы могут содержать высокочастотные составляющие неаэродинамической природы, вызванные упругими свойствами АУР. Так в процессе катапультирования АУР испытывает
практически удар, вызывающий изгибные упругие колебания 1-го тона, которые затухают в течение ~0,5 сек после отделения. Поэтому графики сигналов шуТ, Ш2Т, пуТ, П2Т содержат высокочастотную составляющую на частоте 1-го тона изгиба (~40 Гц). Этим обстоятельством вызвана необходимость пропустить эти сигналы через фильтр низких частот. В процессе решения рассматриваемой задачи был разработан алгоритм такого фильтра, особенно удобный, когда в высокочастотной помехе преобладает какая-то одна частота.
Преимуществом разработанного алгоритма является то, что при фильтрации исходной записи исключается ее искажение в области низких частот.
Рис. 1. Общая блок-схема программы идентификации сил и моментов аэродинамической интерференции
Следует отметить, что идентифицированные по настоящей методике характеристики аэродинамической интерференции представляются в табличном или графическом виде в реальном
X
масштабе времени. При определении по данной методике координат вектора рот положения Ц.М. АУР относительно СН искомые интерференционные характеристики представляются в виде их зависимостей от координат хрот, урот, 2рот этого вектора.
Разработанные методики обработки экспериментально полученных массивов параметров движения СН и АУР позволяют получать достоверную оценку безопасности отделения.
Отмеченное особенно важно в случае получения нерасчетных результатов испытания для понимания причины явления с целью принятия обоснованных технических решений.
На рис. 2 (кривая 1) представлен график (1) расходящегося переходного процесса движения АУР по крену, имевший место в летном испытании с момента отделения АУР при ее старте с АКУс подкрыльевой точки подвески СН типа Су-27 на сверхзвуковом режиме его полета.
Результат обработки телеметрической информации датчиков движения СН и АУР по методике идентификации характеристик интерференции представлен на рис. 3 (кривая 1) в виде зависимости коэффициента интерференционного момента крена тхинт от координаты урот относительного движения АУР. Кривая 2 на рис. 2 представляет результат послепускового моделирования, уточненного по полученной реальной характеристике тхинт. Из хорошего совпадения экспериментальной и расчетной кривых следует вывод как о достоверности результатов обработки летного эксперимента, так и об адекватности модели системы старта реальному процессу.
Рис. 2. Переходные процессы движения АУР по крену
-0.2
-0.3
1ПЛх ИНТ
1 /— 2 —
л---
--- Летное испытание 2 Испытаннее -*— аэродинамической трубе
Рис. 3. Коэффициент момента аэродинамической интерференции Следует отметить, что предпусковое моделирование, проведенное с использованием полученного из трубного эксперимента графика (кривая 2 на рис. 3) зависимости тхинт (урот), показало иной, нежели полученный в летном эксперименте результат, - хорошую сходимость переходного процесса по скорости крена АУР (кривая 3 на рис. 2).
Хорошее совпадение результатов анализа летных испытаний с послепусковым моделированием обосновывают достоверность результатов исследования динамики систем старта
АУР, проводимых с использованием разработанных и представленных в настоящей работе комплексной математической модели сквозного движения АУР и методик обработки результатов летных испытаний. Выводы
Разработаны методики и реализованы на ЭВМ программы восстановления по результатам натурных испытаний:
линейных и угловых координат положения АУР в процессе ее движения относительно СН; коэффициентов интерференционных аэродинамических сил и моментов (задача идентификации или «обратная» задача).
Достоверность результатов обработки материалов летных испытаний с использованием разработанных методик подтверждается их хорошим согласием с результатами летных испытаний.
Библиографический список
1. Правидло М. Н. Методы теоретической оценки безопасности самолета-носителя при пуске авиационной управляемой ракеты // Проблемы безопасности полетов, 2002. - №12. - С.18-22.
2. Островский И.В., Стражева И.В. Динамика полетов. - М.: Машиностроение, 1969,
499с.
Сведения об авторах
Правидло Михаил Натанович, профессор, доктор технических наук Московский авиационный институт (Государственный технический университет). телефон: 8(499) 740-85-96
