Способ определения параметров набегающего потока летательного аппарата в полете на режимах планирования с гиперзвуковыми или дозвуковыми скоростями движения
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.
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(























- определяют значение несжимаемого скоростного напора по формуле
Q = ny




где ny - нормальная перегрузка в ВССК;
G - вес ЛА;
Cy(


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





1 - отношения Cy/Cx для ряда параметров конфигурации ЛА,
2 - шкала отношений Cy/Cx,
3 - шкала значений воздушного угла атаки. где Cx, Cy - коэффициенты аэродинамических сил по осям ВССК,

5 - истинная зависимость воздушного угла атаки

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

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 (Cy/Cx в продольной плоскости и Cz/Cx, либо Cz/Cy - 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(





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 (


Одну из них (



при известном




при известном


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:










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.
Формула изобретения
















где ny, nz, nx - 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(





где ny - нормальная перегрузка в выбранной связанной системе координат ЛА;
G - вес ЛА;
Cу(


S - площадь крыла ЛА.
РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7