Способ определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений в летных испытаниях самолета
Реферат
Изобретение предназначено для оценки погрешностей измерения высотно-скоростных параметров. Техническим результатом является повышение точности определения аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений (ПВД).
На высотах не более 500 м измеряют текущие значения восприятия статического давления, высоты, температуры воздуха, атмосферного давления при изменении геометрической высоты. Определяют истинное давление из уравнения статики атмосферы, атмосферных условий на уровне аэродрома и относительной высоты полета. Затем производят измерение параметров при выполнении квазистационарных режимов полета на различных высотах более 500 м и вариациях скорости полета и угла атаки. В послеполетной обработке погрешностей их аппроксимируют и определяют функции относительной аэродинамической погрешности ПВД в зависимости от числа М, угла атаки на высотах менее 500 м, более 500 м, на разных высотах с точностью до постоянной величины, а также при условии непрерывности и дифференцируемости во всем диапазоне числа М, угла атаки определяют приведенную функцию относительных погрешностей от различных высот полета к аэродинамической относительной погрешности для всего диапазона скоростей, числа М и угла атаки по формулам, приведенным в описании. 3 ил.
Изобретение относится к технической физике, измерительной технике и технике воздухоплавания, а именно к измерителям высотно-скоростных параметров (ВСП) полета, и может быть использовано в летных испытаниях летательной техники в части оценки погрешностей измерения ВСП.
Известен скоростной способ [1] определения аэродинамических погрешностей восприятия статического давления, заключающийся в измерении воздушной скорости на режимах горизонтального установившегося полета с выдерживанием высоты и скорости при движении со взаимно-противоположными курсовыми углами, определении истинного числа M, определении погрешности измерения числа М, оценке относительной погрешности измерения статического давления P/P(M,) в зависимости от числа M и угла атаки . Однако для реализации данного способа необходимо дополнительно знать значения температуры воздуха на высоте полета. Вторым условием является принятие гипотезы отсутствия потерь полного давления.Известен барометрический способ [2] определения аэродинамических погрешностей измерения ВСП (прототип), заключающийся в непосредственном сравнении измеряемого и истинного значений статического давления P
Полеты в условиях турбулентности воздуха
... очень быстрой потерей высоты. атмосферный турбулентность самолет метеорологический 2. Полеты в условиях турбулентности воздуха (болтанки) (согласно ФАПП) 170. В случае попадания в сильную болтанку командир воздушного ... этом самолет уменьшает угол атаки и быстро набирает скорость. Не превышая предельно допустимой скорости и перегрузки, перевести самолет в горизонтальный полет. Контроль за положением ...
а
= P
изм
- P
ист
- При этом истинное атмосферное давление на высотах полета h
г
- h
га га
аэродрома (значений статического давления P
а
и температуры T
а
и значений относительной геометрической высоты (h
г
- h
га
полета. На высотах h
г
- h
га
> 500 м для определения истинного статического давления из уравнения статики атмосферы необходимо знать фактическое изменение температуры в зависимости от высоты. Для чего проводят зондирование атмосферы с помощью шара-зонда. В некоторых случаях для определения истинного давления используют также самолет-зондировщик или самолет-эталон. Вместе с тем, даже использование шара-зонда часто по техническим или экономическим возможностям является затруднительным. Использование же данных зондирования, проводимых метеослужбами на больших расстояниях от места проведения летных испытаний, может давать большие погрешности в значениях истинного статического давления. К существенным погрешностям могут приводить и изменения состояния атмосферы за время от момента зондирования до выполнения режимов полета в летных испытаниях, что снижает точность измерения ВСП.
Целью изобретения является повышение точности измерения высотно-скоростных параметров полета летательного аппарата за счет повышения точности определения аэродинамических поправок, погрешностей, восприятия статического давления приемника воздушных давлений.Поставленная цель достигается тем, что в летных испытаниях самолета определяют зависимость погрешностей восприятия статического давления от числа Маха полета на заданных скоростях и углах атаки на высотах менее 500 м барометрическим методом. Производят определение истинного давления P
ист
из уравнения статики атмосферы и атмосферных условий на уровне аэродрома h
га
и относительной высоты полета h
г
= h
г
- h
га
- При этом измеряют текущие значения восприятия статического давления P
изм
, геометрическую высоту h
г
, температуру воздуха T, определяют аэродинамическую погрешность P
H1
= P
изм
- P
ист
- Согласно изобретению, на высотах более 500 м выполняют квазистационарные режимы полета с выдерживаем высоты H
i
в диапазоне H
i
500 м при вариациях скорости полета и угла атаки, из условия постоянства атмосферного давления за время выполнения режимов на высоте H
Безопасность полетов
... Высота плохо сказывается на организме в таком состоянии. Перед высотным полетом не принимай таких лекарств, как сульфонамидные препараты, аспирин, антигистаминные средства, производные каменноугольного дегтя, средства против воздушной ... герметического костюма (военные пилоты). Этот способ обеспечивает сравнительно высокое давление воздуха как внутри, так и вне организма. Другой способ основан ...
i
производят измерение параметров, при этом значения истинного статического давления P
iист
(H
i
определяют с погрешностью не более 0.01P
i
- Затем при наземной обработке измерений аппроксимируют и определяют функции аэродинамической относительной погрешности ПВД в зависимости от числа М и угла атаки на высотах менее 500 м — P
H1
/P
H1
(M, ), на высотах H
i
более 500 м с точностью до постоянной величины const
i
- P
Hi
/P
Hi
(M, ), а при условии непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, (M
H
/P
H
(M, ) по следующим формулам: P
H1
/P
H1
(M,) = P
H
/P
H
(M,) — для высоты менее 500 м, (1) P
Hi
/P
Hi
(M,) = P
H
/P
H
(M,)+const
i
- для высот более 500 м, (2) — для всего диапазона M, (M
1
(),f
2
() — полиномы от с коэффициентами, определяемыми из условия минимума ср. кв. отклонения от математического ожидания экспериментальных значений погрешностей восприятия статического давления.При |P/P(M,)|
i
/P
i
(M,) с точностью до константы в эксплутационном на высоте h
гi
диапазоне значений чисел M истинное статическое давление на высоте выполнения режимов h
гi
определяют с точностью ~ 0,01P
i
, где P
i
- истинное давление на высоте h
гi
, тогда искомая функция P
i
/P
i
(M,) будет иметь вид: P
i
/P
i
(M,) = P/P(M,)+const+(M,), где переменная составляющая (M,) будет пренебрежимо малой величиной 10
-4
- В данном случае при определении функции P
i
/P
i
в качестве истинного может быть, например, взято значение измеряемого статического давления на режимах горизонтального установившегося полета с наименьшими значениями числа M, приведенное к средней геометрической высоте h
гi ср.
полета по всем режимам, выполненным на данной высоте. При этом измеряемые в каждом режиме значения статического давления должны быть также приведены к средней высоте h
гi ср.
— Приведение осуществляется на основании уравнения статики атмосферы.Следует отметить, что для уменьшения погрешности определения функции P/P (M, ) в эксплутационном диапазоне значений M, в летных испытаниях необходимо предусмотреть режимы, обеспечивающие полноту вариаций угла атаки при фиксированных значениях числа M. Варьирование значений при фиксированных M может быть осуществлено путем проведения летных испытаний с различными весами самолета (G
Регулятор давления
... работы, регуляторы давления бывают астатические, статические и изодромные. В системах газораспределения два первых типа регуляторов получили наибольшее распространение. 2. Астатический регулятор В астатических регуляторах ... способность и работают в узких границах выходного давления, обусловленного диапазонами их настроечных пружин. Пилотные регуляторы, наоборот, имеют большую (до нескольких десятков ...
min
- .. G
max
, выполнения специальных режимов с перегрузкой: в виде виражей, движения по кругу в горизонтальной плоскости; горок, синусоидального движения в вертикальной плоскости и т.д.
Структура функциональной зависимости (3): где f
1
(), f
2
() определяют в летном эксперименте, получаются на основании решения аэродинамической задачи оценки малых возмущений, вызываемых движением тонкого тела в установившемся потоке газа, и определяют физический характер зависимости относительной погрешности P/P (M, ) от числа M и угла атаки. Использование структуры зависимости (3) повышает точность определения искомой относительной погрешности P/P (M, ), в особенности при ограниченном объеме экспериментальных данных.На фиг. 1 показана относительная погрешность P
1
/P
1
(M, ), определенная барометрическим методом в виде экспериментальных точек и аппроксимаций при углах атаки = 1, 4, 7 градусов соответственно.На фиг. 2 показаны куски функций P
i
/P
i
(M, ), определенные с точностью до констант.На фиг. 3 показана полная функциональная зависимость P/P (M, ), определенная путем сращивания полученных кусков с функцией P
1
/P
1
(M, ) из условия непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, (M
г
= 200 м, h
г
= 6000 м, h
г
= 9000 м, h
г
= 12000 м, с различными фиксированными значениями скорости в эксплутационном диапазоне для каждой высоты.
В эксперименте измерялись воспринимаемые значения давления плитами статического давления, установленными на боковой поверхности фюзеляжа самолета.На фиг. 1 показана функциональная зависимость P
1
/P
1
(M, ), определенная барометрическим методом по данным выполненных режимов на высоте h
г
= 200 м в виде экспериментальных точек и аппроксимаций при углах атаки = 1, 4, 7 градусов соответственно.На фиг. 2 показаны куски функций P
i
/P
i
(M, ), определенные с точностью до констант C
i
из условия постоянства статического давления на высотах h
гi
= 6000 м, 8500 м, 9000 м, 12000 м во время выполнения режимов полета с различными скоростями на данных высотах соответственно.На фиг. 3 показана полная функциональная зависимость P/P (M, ) во всем эксплуатационном диапазоне чисел M, , определенная путем сращивания полученных кусков с функцией P
1
/P
1
(M, ) из условия непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне M, (M
Формула изобретения
Способ определения аэродинамических погрешностей приемника воздушных давлений в летных испытаниях самолета, включающий выполнение полетов на высотах не более 500 м на заданных скоростях (числах Маха) и углах атаки , измерение текущих значений восприятия статического давления Р
Ы методы и средства измерений давления
... определяется диапазоном измеряемого давления, условиями эксплуатации и требуемой точностью измерений. В настоящее время номенклатура жидкостных средств измерений давления с ... давлением грузов с другой стороны. Электрические средства измерений давления. К электрическим средствам измерения давления относятся выпускаемые в настоящее время измерительные преобразователи давления, основанные на методе ...
изм
, геометрической высоты Н, температуры воздуха Т, определение изменения атмосферного давления при изменении геометрической высоты полета из уравнения статики атмосферы, определение истинного давления Р
ист
из уравнения статики атмосферы, атмосферных условий на уровне аэродрома и относительной высоты полета, определение аэродинамических погрешностей ПВД Р
н
на заданных скоростях (числах М) и углах атаки: Р
н1
=Р
изм
- Р
ист
, отличающийся тем, что выполняют квазистационарные режимы полетов на различных высотах более 500 м с выдерживанием высоты Н
i
в диапазоне Н
i
500 м при вариациях скорости полета и угла атаки, из условия постоянства атмосферного давления за время выполнения полетов на высоте H
i
производят измерения параметров, при этом значения истинного статического давления Р
iист
(Н
i
определяют с погрешностью не более 0,01Р
iист
, после чего при наземной обработке измерений, аппроксимируют и определяют функции относительной аэродинамической погрешности ПВД в зависимости от числа Маха и угла атаки на высотах менее 500 м — Р
н1
/Р
н1
(М, ), на высотах более 500 м с точностью до постоянной величины const
i
- Р
нi
/Р
нi
(М, ), при условии непрерывности и дифференцируемости функции во всем диапазоне М, (М
н
/Р
н
(М, ) по следующим формулам: P
н1
/P
н1
(M,) = P
н
/P
н
(M,) — для высоты менее 500 м, P
нi
/P
нi
(M,) = P
н
/P
н
(M,)+const
i
- для высот более 500 м, для всего диапазона М, (М
2
() — полиномы от с коэффициентами, определяемыми из условия минимума ср. кв. отклонения от математического ожидания экспериментальных значений погрешностей восприятия статического давления.
РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3
