RU2650331C1 - Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик - Google Patents

Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик Download PDF

Info

Publication number
RU2650331C1
RU2650331C1 RU2017118500A RU2017118500A RU2650331C1 RU 2650331 C1 RU2650331 C1 RU 2650331C1 RU 2017118500 A RU2017118500 A RU 2017118500A RU 2017118500 A RU2017118500 A RU 2017118500A RU 2650331 C1 RU2650331 C1 RU 2650331C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
model
flight
angle
calculated
aerodynamic
Prior art date
Application number
RU2017118500A
Other languages
English (en)
Inventor
Лаврентий Лаврентьевич Ловицкий
Владислав Диясович Садртдинов
Айгуль Булатовна Бадретдинова
Original Assignee
Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" filed Critical Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority to RU2017118500A priority Critical patent/RU2650331C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2650331C1 publication Critical patent/RU2650331C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Для формирования управляющего сигнала для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия ГЛА при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик измеряют высоту, скорость полета, углы атаки и крена, температуру, давление, плотность атмосферы, вычисляют скоростной расчетный угол крена определенным образом, корректируют вычисленное значение с учетом рассчитанного определенным образом опережающего сигнала, находят требуемое скорректированное значение угла крена, необходимое при реализации переходного процесса для выхода на траекторию модели. Обеспечивается повышение точности идентификации аэродинамических характеристик по результатам летных испытаний. 5 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к летным испытаниям (ЛИ) моделей летательных аппаратов (ЛА) и непосредственно самих гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) - натурных изделий, а именно к способу формирования управляющего сигнала по углу крена модели ГЛА для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик.
По результатам ЛИ проводят идентификацию и уточнение аэродинамических характеристик ЛА. Чем точнее выполнены критерии подобия, тем точнее могут быть идентифицированы аэродинамические характеристики натурного изделия. Одним из важных является критерий подобия по числам Рейнольдса. Для реализации его в реальном масштабе времени и с целью повышения точности выполнения критерия подобия можно использовать алгоритмические методы построения систем управления углом крена при заданном угле атаки, обеспечивающие полет по траектории, удовлетворяющей требуемому критерию подобия по числам Рейнольдса.
Путем вычисления угла крена, соответствующего требуемым числам Рейнольдса в текущий момент времени, и использования управления углом крена в скользящем режиме можно наиболее точно отследить методом автоматического управления требуемые числа Рейнольдса. Это позволяет реализовать траекторию движения модели, оптимальную для идентичности чисел Рейнольдса испытываемой модели и натурного (основного) изделия, т.е. для выполнения критерия подобия по числам Рейнольдса (Reмод ≈ Reизд) с низким уровнем погрешностей (~5%).
Изобретение относится к решению проблем идентификации аэродинамических характеристик крылатых гиперзвуковых летательных аппаратов в летном эксперименте и уточнения их в натурных условиях полета в диапазоне скоростей, соответствующих числам M=2÷10. При идентификации аэродинамических характеристик важно, помимо геометрического подобия модели и натурного (основного) изделия, соблюсти критерии подобия по числам М при равенстве углов атаки, числам Рейнольдса Re, и др. Выполнение этих критериев так же имеет большое значение для обеспечения условий работы гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД), интегрированного в конструкцию ЛА. Такие двигатели предполагается использовать для разгона ГЛА в диапазоне чисел М=3÷10.
В работе предлагается способ реализации критерия подобия по числам Re модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) и натурного изделия при снижении с заданным углом атаки и при управлении углом крена в скользящем режиме для проведения опережающих летных исследований аэродинамических характеристик при соблюдении критериев подобия по числам Re и М натурного изделия с испытуемой в полете моделью.
Уровень техники
В рамках аэродинамического эксперимента, проводимого в летных испытаниях (ЛИ) летательных аппаратов (ЛА) с применением их масштабных моделей, необходимо обеспечить соблюдение критериев подобия модели и натурного изделия. К этим условиям относится соблюдение критерия подобия по числу Рейнольдса и по числу М при заданном угле атаки. Суть задачи заключается в том, чтобы найти все значения угла крена, позволяющие выполнить полет модели по траектории с числами Рейнольдса, имеющими min рассогласование с числами Рейнольдса траектории натурного изделия. Решение этой задачи необходимо при уточнении аэродинамического облика гиперзвуковых ЛА (ГЛА), осуществляющих полет на скоростях, соответствующих числам М=3÷10.
Числа Рейнольдса отражают соотношение сил вязкости и инерционности, действующих на модель и натурное изделие. Обеспечение их подобия свидетельствует, прежде всего, о подобии сил лобового сопротивления, сил во вращательном движении относительно связанных осей. Поэтому при ошибках в выполнении критерия подобия возможны, прежде всего, ошибки в определении коэффициента лобового сопротивления, в продольной балансировке, в коэффициентах боковой устойчивости. Числа Рейнольдса определяются по формуле:
Figure 00000001
,
где V - скорость полета,
l - длина модели,
ν - коэффициент кинематической вязкости воздухаВ аэродинамических трубах проводятся эксперименты по определению аэродинамических характеристик, исследуются возможности обеспечения критериев подобия. В ЛИ организуются траектории полета, на которых выполняются критерии подобия.
На этапе проектирования информацию об аэродинамических характеристиках (АДХ) большинства ЛА получают в результате испытаний в аэродинамических трубах (АДТ) моделей ЛА, изготовленных в уменьшенном масштабе. Известен факт значительного нарушения подобия по числам Re, реализуемых в АДТ и в условиях летного эксперимента. В ряде случаев АДХ могут оказаться чувствительными к такому нарушению подобия. При испытаниях в трубах эти нарушения приводят к смещению критических чисел М обтекания, сравнительно мало влияют на коэффициент нормальной силы, но существенно увеличивают коэффициент сопротивления. В некоторых случаях испытания модели дают завышенный запас продольной статической устойчивости ЛА, что необходимо принимать во внимание при исследовании короткопериодического движения ЛА.
В статье «Экспериментальная аэродинамика Х-38», издательство AIAA 2000-2685; Томас Дж. Хорвард, Скотт А. Берри, Н. Рональд Мески; НАСА, Исследовательский Центр Лэнгли, Хэмптон, Виргиния приводятся некоторые результаты исследований в области экспериментальной аэродинамики опытного воздушно-космического самолета(ВКС)Х-38, предназначенного для возвращения астронавтов с орбиты. Авторы подробно описали методику исследований, используемый аппаратный комплекс и методы обработки результатов экспериментов по обдуву модели изделия Х-38 при числах Маха 6÷10.
В основе экспериментальных исследований [AIAA 2000-2685] лежит туннельный эффект, который подразумевает применение узких каналов на поверхности модели ГЛА для измерения поля давления. Для видеофиксации обтекания модели применяются видеокамеры высокоскоростной съемки с высоким разрешением. Процессы теплового нагрева визуализируются с помощью нанесения фосфорного слоя зеленоватого оттенка, который меняет свой цвет при различной температуре. С целью обеспечения необходимых условий для исследований чисел Рейнольдса с учетом физических и химических свойств газов авторы использовали в камере обдува модели потоки, состоящие из трех разных газов: тетрафлуорометана, очищенного воздуха и гелия.
Целью экспериментов было получение распределения давления, температуры и линий тока, измерение линейного отклонения вкраплений на поверхности испытуемой модели аэродинамики при различных углах атаки и отклонений элевонов. При этом проводилось исследование ударных волн, турбулентности и ламинарного потока вязкого течения с постоянным вычислением чисел Рейнольдса и определялось их влияние на эффективность элевонов. Затем методами компьютерного моделирования рассчитывалась картина поля обтекания и сравнивалась с результатами, полученными в экспериментах. По результатам сравнения данных эксперимента и моделирования уточнялись аэродинамические характеристики модели.
К недостаткам такого метода исследования можно отнести то, что эксперименты в гиперзвуковых камерах обдува могут давать серьезные погрешности при определении аэродинамических характеристик из-за влияния самой камеры на поток. К тому же получаемый в них диапазон чисел Рейнольдса весьма ограничен. Такие эксперименты могут проводиться в лабораторных условиях и не могут быть воспроизведены при проведении летных испытаний.
Наиболее близким, принятым за прототип, является «Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели ГЛА для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия при проведении опережающих летных исследований», авт. Ловицкий Л.Л., Садртдинов В.Д.. патент RU 2615220 С1, опубл. 04.04.2017.
Согласно способу, описанному в прототипе, на борту модели ГЛА производится непрерывно определение управляющего сигнала модели по углу крена
Figure 00000002
, который удовлетворяет условиям подобия по числам Рейнольдса в текущий момент времени, без учета динамических характеристик при развороте по крену. Такой способ не может обеспечить повышение точности выполнения критерия подобия при недостаточном быстродействии системы или ограниченном запасе управления в динамическом переходном процессе управляемого движения при быстром изменении числа Re, что характерно для конечного участка траектории. В этом способе алгоритм построен по принципу разомкнутого управления: нет обратной связи и контроля в реальном масштабе времени числа
На фиг. 5 показаны результаты использования этого способа управления углом крена моделью. Ошибки полученных чисел Рейнольдса достигают 10-15%.
Однако приведенный в прототипе способ не может обеспечить повышение точности выполнения критерия подобия при недостаточном быстродействии системы или ограниченном запасе управления в динамическом переходном процессе управляемого движения при быстром изменении числа Re, что характерно, в частности, для конечного участка траектории. Быстрое изменение числа Рейнольдса обусловлено уменьшением коэффициента кинематической вязкости ν практически по exp закону, причем темп уменьшения его опережает темп уменьшения скорости полета. Алгоритм управления, построенный по принципу разомкнутого управления, не позволяет формировать в системе автоматического управления сигнал угла крена по реальному рассогласованию числа Рейнольдса модели и изделия с учетом динамики переходных процессов и тем самым корректировать его.
Способ определения управляющего сигнала модели по углу крена, изложенный в прототипе, при котором непрерывно вычисляются на борту расчетные значения
Figure 00000002
, удовлетворяющие условиям подобия по числам Рейнольдса в текущий момент времени, практически жестко фиксированный по величине вычисленного угла крена, не может обеспечить повышение точности выполнения критерия подобия при недостаточном быстродействии системы или ограниченном запасе управления в динамическом переходном процессе управляемого движения при быстром изменении числа Re, что характерно для конечного участка траектории.
В предлагаемом способе реализована главная обратная связь по числам Рейнольдса, которая позволяет осуществлять коррекцию угла крена в соответствии с отклонением достигнутого числа Рейнольдса от заданного.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении точности выполнения критерия подобия по числу Рейнольдса модели и натурного изделия ГЛА на всей траектории полета, в том числе на конечном участке в плотных слоях атмосферы при быстром изменении чисел Рейнольдса, что достигается за счет непрерывного вычисления с упреждением и высокой точностью требуемого угла крена и организации при достижении
Figure 00000003
скользящего релейного режима, который обеспечивает уменьшение ошибки по числам Рейнольдса («скольжение» к нулевому рассогласованию ΔRe).
Раскрытие изобретения
Для достижения указанного технического результата в способе формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик, включающем измерения высоты, скорости полета, углов атаки и крена, необходимых для контроля требования аэродинамической идентичности чисел Рейнольдса на траектории полета модели при тех же углах атаки в зависимости от чисел Маха, что и для натурного изделия, бортовые измерения температуры, давления, плотности атмосферы, значение скоростного расчетного угла крена модели вычисляют по формуле:
Figure 00000004
,
где:
γс - угол крена в скоростной системе координат (угол вращения),
θ - угол наклона траектории к плоскости местного горизонта,
V - скорость полета,
r = Rзем+Н,
Rзем - средний радиус Земли,
Н - высота полета,
g(H) - ускорение свободного падения на высоте Н,
Y = су (α, М)⋅q⋅S - подъемная сила,
су(α,М) - коэффициент подъемной силы,
α - угол атаки,
М - число Маха,
Figure 00000005
- скоростной напор,
S - характерная площадь модели,
m - масса модели,
l - длина модели,
ν - коэффициент кинематической вязкости воздуха, по которой непрерывно в процессе полета модели проводят вычисление углов крена
Figure 00000006
, соответствующих числам Рейнольдса натурного изделия в каждый фиксированный момент времени, а по результатам траекторных измерений скорости полета, высоты и бортовых измерений температуры, давления, плотности атмосферы, вычисление параметров набегающего потока и по ним - значения коэффициента кинематической вязкости воздуха ν, вычисление значения производной
Figure 00000007
, по формуле
Figure 00000008
вычисление текущего значения числа Reмод вычисление рассогласования ΔRe=Reмод-Reизд между текущим (экспериментальным) значением чисел Re, получаемым в полете модели, и заданным, вычисленное расчетное значение угла крена модели
Figure 00000009
корректируют с учетом сигнала упреждения, рассчитанного по формуле
Figure 00000010
с постоянной величиной TRe, для этого создают опережение в формировании требуемого угла крена, вычисленный на борту ЛА в реальном масштабе времени, вычисляют значение производной,
Figure 00000011
или
Figure 00000012
и умножают на постоянную величину TRe, в результате выполнения указанных процедур находят требуемое скорректированное значение угла крена по формуле:
Figure 00000013
необходимое при реализации переходного процесса для выхода на траекторию модели, на которой с большей точностью выполняется условие Reмод ≈ Reизд; при увеличении требуемого угла крена за пределы первой четверти в алгоритме управления организуется скользящий режим переключения относительно значения
Figure 00000014
в диапазоне
Figure 00000015
, что позволяет в релейном режиме с наибольшим быстродействием охватить весь диапазон управления и за счет этого повысить точность выполнения критерия подобия по числам Рейнольдса, что дает возможность повысить точность идентификации аэродинамических характеристик по результатам летных испытаний.
Система дополнена корректирующим звеном для повышения качества переходных процессов, в частности, дифференцирующим звеном по сигналу рассогласования ΔRec целью опережения подачи сигнала. Для переключения в скользящем режиме выбран уровень относительно оси
Figure 00000016
в диапазоне
Figure 00000017
, что позволяет в релейном режиме с наибольшим быстродействием охватить весь диапазон управления для выполнения критерия подобия по числам Рейнольдса, что дает возможность повысить точность идентификации аэродинамических характеристик по результатам летных испытаний.
Такой подход может быть использован при построении алгоритмов по другим критериям подобия, требуемым при определении в летных испытаниях модели ЛА. Он позволяет использовать принципы построения замкнутых систем управления для нахождения траекторий полета моделей, удовлетворяющих критериям подобия с натурными изделиями, не прибегая к решению оптимальных задач. Система может быть дополнена другими корректирующими звеньями с целью повышения качества переходных процессов и повышения точности исполнения поступающей на вход команды.
Предлагаемый способ поясняется следующими графиками и чертежом.
На фиг. 1 приведены изменения параметров траектории модели, угла атаки и числа Рейнольдса по числу Маха при управлении в скользящем режиме по сигналу с дифференцирующего звена, которое обеспечивает коррекцию расчетного значения угла крена:
1 - требуемое скорректированное значение скоростного угла крена
Figure 00000018
,
2 - углы атаки α модели и натурного изделия,
3 - высота полета Н,
4 - угол наклона траектории θ к плоскости местного горизонта,
5 - числа Рейнольдса Reизд натурного изделия (заданные),
6 - числа Рейнольдса Reмод (скорректированные).
Из представленных материалов следует, что при использовании предложенного способа определения управляющего сигнала
Figure 00000019
, полученного в результате коррекции
Figure 00000020
, можно за счет изменения угла крена в пределах допустимого диапазона управления в скользящем режиме совершить полет по траектории, обеспечивающей достаточно высокую точность выполнения критерия подобия по числам Рейнольдса; отклонения по числам Рейнольдса не превышают 5%.
На фиг. 2 - изменения угла наклона траектории, косинуса угла крена с коррекцией и опережающей частью управляющего сигнала по числу Маха для случая управления в скользящем режиме:
7 - угол наклона траектории к плоскости местного горизонтаθ,
8 - косинус скоростного расчетного угла крена
Figure 00000021
,
9 - дифференциальная часть (опережающая часть)
Figure 00000022
управляющего сигнала
Figure 00000023
Результат достигается тем, что к значению
Figure 00000024
при достижении
Figure 00000025
добавляется корректирующее импульсное приращение
Figure 00000026
, одновременно указывающее, вследствие инерционности, в какую сторону должен изменяться угол крена, чтобы устранить рассогласование по числу Рейнольдса: увеличение до
Figure 00000027
или уменьшение до
Figure 00000028
.
При таком подходе формируется опережение по времени переключения угла крена, которое позволяет уменьшить запаздывание при развороте ЛА по крену и за счет этого повысить точность отработки заданного сигнала, т.е., уменьшить ошибку ΔRe= Reмод-Reизд. Такой способ практически открывает путь к реализации в летных испытаниях траекторий моделей, удовлетворяющих заданным критериям подобия, и эффективен при быстром изменении чисел Рейнольдса. Процесс переключения иллюстрируется практически пилообразными изменениями величин траекторного угла θ, что свидетельствует об эффективном воздействии угла крена при изменении его на величину до 90°.
На фиг. 3. - изменения чисел Рейнольдса по числу М: для натурного изделия и при управлении в скользящем режиме по
Figure 00000029
:
10 - Reизд для натурного изделия;
11 - Reмод при управлении моделью в скользящем режиме,
Графики отражают то, что полет модели с управлением в скользящем режиме по углу крена обеспечивает уменьшение ошибки по числам Рейнольдса («скольжение» к нулевому значению).
На фиг. 4. - структурная схема формирования угла крена согласно предложенному способу.
На схеме показаны последовательно связанные блоки:
12 - опережающее звено с постоянным коэффициентом TRe,
13 - привод в канале угла крена,
14 - объект управления (модель ГЛА),
15 - система измерений (внешнетраекторных и бортовых),
16 - БЦВМ.
Структурная схема имеет главную обратную связь по текущему числу Reмод (вых. 1, связан с вх. 23), вычисленного при обработке алгоритма управления угла крена модели, которое должно удовлетворять критерию подобия, и обратную связь по расчетному углу крена модели
Figure 00000030
(вых. 2, связан с вх. 24). На вх. 23 системы сигнал обратной связи сравнивается с заданным сигналом натурного изделия Reизд. Схема содержит дифференцирующее звено (опережающее с коэффициентомTRe), блоки системы измерений 15, БЦВМ 16 для обработки результатов измерений в реальном масштабе времени. Предложенный способ обеспечивает выполнение критерия подобия путем устранения ошибки ΔRe= Reмод-Reизд при управлении по сигналу
Figure 00000031
.
При условии, что программа изменения угла атаки реализуется в зависимости от скорости или числа М, то заявляемое решение позволяет проводить эксперименты с соблюдением критериев подобия по числам М и Re. Это позволит выполнить с большей точностью идентификацию аэродинамических характеристик, причем как силовых, так и моментных.
Подобие по числу Рейнольдса характеризует отношение сил вязкости и инерционных сил. Поэтому соблюдение подобия по числу Рейнольдса важно, в первую очередь, при идентификации моментных характеристик летательных аппаратов.
На фиг. 5 - изменения параметров траектории, угла атаки и числа Рейнольдса по числу М при управлении по вычисленному значению угла крена в прототипе:
17 - высота полета Н,
18 - угол наклона траектории в к плоскости местного горизонта,
19 - углы атаки а модели и натурного изделия,
20 - вычисленное значение угла крена
Figure 00000032
,
21 - числа Рейнольдса Reизд натурного изделия (заданные),
22 - числа Рейнольдса Reмод (вычисленные).
Из представленных материалов следует, что при использовании в САУ управляющего вычисленного сигнала по углу крена модели
Figure 00000033
можно за счет изменения угла крена в пределах допустимого диапазона управления совершить полет по траектории, обеспечивающей достаточно высокую точность выполнения критерия подобия по числам Рейнольдса. Однако, при быстром изменении числа Рейнольдса (в частности, на конечном участке) точность уступает точности, которую можно получить в скользящем режиме управления, использующем корректирующий сигнал
Figure 00000034
.
Предлагаемый способ осуществляют в следующей последовательности. По результатам предварительного математического моделирования системы управления ЛА формируется блок памяти БЦВМ (фиг. 4 поз. 16), в который заносятся все необходимые аналитические зависимости и значения всех необходимых параметров испытуемой модели: плотность атмосферы, кинематическая вязкость, угол наклона траектории, банк аэродинамических характеристик модели в зависимости от числа Маха и угла атаки, параметры модели - характерная площадь и длина, начальная масса и секундный расход топлива, числа Рейнольдса натурного изделия, закон изменения управляющего сигнала по углу крена согласно формулам (1 и 2),в привод элеронов(13)в канале угла крена в полете пересылают сигнал
Figure 00000035
.
В процессе ЛИ модели производят измерения текущих значений высоты, скорости полета, углов атаки и крена, температуры, давления (фиг. 4 поз. 15), по которым определяют параметры набегающего потока и по ним - значения коэффициента кинематической вязкости воздуха ν и числа М (фиг. 4 поз. 16). По формуле
Figure 00000036
вычисляют текущее значение числа Рейнольдса Reмод модели, сравнивают его с заданным программным значением Reизд, вычисляют значения производной
Figure 00000037
от угла наклона траектории по времени (фиг. 4 поз. 16). В результате выполнения указанных процедур находят требуемые расчетные значения угла крена по формуле (1). На следующем такте БЦВМ вычисляют значение производной
Figure 00000038
и корректирующий сигнал
Figure 00000039
(фиг. 4 поз. 12). Далее вычисляют суммарный управляющий сигнал
Figure 00000040
, который поступает на электрогидравлический привод в канале управления креном (фиг. 4 поз. 13). При этом получается необходимая реализация траектории модели, для которой выполняется условие Reмод ≈ Reизд.
Результаты исследования отражены на фиг. 1, где показаны изменения по числу М основных параметров модели и натурного изделия при использовании предложенного способа:
1 - требуемое скорректированное значение скоростного угла крена
Figure 00000041
,
2 - углы атаки α модели и натурного изделия,
3 - высота полета Н,
4 - угол наклона траектории θ к плоскости местного горизонта,
5 - числа Рейнольдса Reизд натурного изделия (заданные),
6 - числа Рейнольдса Reмод модели, полученные в летных испытаниях, (скорректированные).
Полученные рассогласования по числам Рейнольдса ΔRe=Reмод-Reизд между экспериментальными и заданными значениями сравнивают с допустимыми для оценки погрешности. Систему управления дополняют корректирующим звеном для повышения качества переходных процессов, в частности, дифференцирующим звеном по сигналу рассогласования ΔRe с целью упреждения подачи сигнала. Такой подход может быть использован при построении алгоритмов по другим критериям подобия, требуемым при определении в летных испытаниях модели ЛА. Он позволяет использовать принципы построения замкнутых систем управления для нахождения траекторий полета моделей, удовлетворяющих критериям подобия с натурными изделиями, не прибегая к решению оптимальных задач. Система может быть дополнена другими корректирующими звеньями с целью повышения качества переходных процессов и повышения точности исполнения поступающей на вход команды, для этого вычисленное значение
Figure 00000042
корректируют с учетом сигнала упреждения, рассчитанного по формуле
Figure 00000043
с постоянной величиной ТRе.

Claims (21)

  1. Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик, включающий измерения высоты, скорости полета, углов атаки и крена, необходимые для контроля требования аэродинамической идентичности чисел Рейнольдса на траектории полета модели при тех же углах атаки в зависимости от чисел Маха, что и для натурного изделия, бортовые измерения температуры, давления, плотности атмосферы, вычисление скоростного расчетного угла крена по формуле
  2. Figure 00000044
    ,
  3. где γс - угол крена в скоростной системе координат (угол вращения),
  4. θ - угол наклона траектории к плоскости местного горизонта,
  5. V - скорость полета,
  6. r=Rзем+Н,
  7. Rзем - средний радиус Земли,
  8. Н - высота полета,
  9. g(H) - ускорение свободного падения на высоте Н,
  10. Y=cy(α, М)⋅q⋅S - подъемная сила,
  11. cy(α, М) - коэффициент подъемной силы,
  12. α - угол атаки,
  13. М - число Маха,
  14. Figure 00000045
     - скоростной напор,
  15. S - характерная площадь модели,
  16. m - масса модели,
  17. l - длина модели,
  18. ν - коэффициент кинематической вязкости воздуха,
  19. по которой непрерывно в процессе полета модели вычисляют углы крена
    Figure 00000046
    , соответствующие числам Рейнольдса натурного изделия в каждый фиксированный момент времени, для этого по результатам траекторных измерений скорости полета, высоты и бортовых измерений температуры, давления, плотности атмосферы вычисляют параметры набегающего потока и по ним - значения коэффициента кинематической вязкости воздуха ν, вычисляют значение производной
    Figure 00000047
    , по формуле
    Figure 00000048
     вычисляют текущее значение числа Reмод, вычисляют рассогласование ΔRe=Reмод-Reизд между текущим (экспериментальным) значением чисел Re, получаемым в полете модели, и заданным, отличающийся тем, что вычисленное значение скоростного угла модели
    Figure 00000049
     корректируют с учетом опережающего сигнала, рассчитанного по формуле
    Figure 00000050
     с постоянной величиной TRe, для этого вычисляют значение производной
    Figure 00000051
     или
    Figure 00000052
     и умножают на постоянную величину TRe, в результате выполнения указанных процедур находят требуемое скорректированное значение угла крена
  20. Figure 00000053
  21. необходимое при реализации переходного процесса для выхода на траекторию модели, на которой с большей точностью выполняется условие Reмод≈Reизд; при увеличении требуемого угла крена за пределы первой четверти в алгоритме управления организуется скользящий режим переключения относительно значения
    Figure 00000054
     в диапазоне
    Figure 00000055
    , что позволяет в релейном режиме с наибольшим быстродействием охватить весь диапазон управления и за счет этого повысить точность выполнения критерия подобия по числам Рейнольдса, что дает возможность повысить точность идентификации аэродинамических характеристик по результатам летных испытаний.
RU2017118500A 2017-05-29 2017-05-29 Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик RU2650331C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017118500A RU2650331C1 (ru) 2017-05-29 2017-05-29 Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017118500A RU2650331C1 (ru) 2017-05-29 2017-05-29 Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2650331C1 true RU2650331C1 (ru) 2018-04-11

Family

ID=61976545

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017118500A RU2650331C1 (ru) 2017-05-29 2017-05-29 Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2650331C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2347193C1 (ru) * 2007-07-20 2009-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ определения углов атаки и скольжения при летных испытаниях гиперзвукового летательного аппарата
US20100256962A1 (en) * 2009-04-03 2010-10-07 Airbus Operations (S.A.S.) Aerodynamic model identification process for aircraft simulation process
RU2460982C1 (ru) * 2011-03-28 2012-09-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Способ определения аэродинамических характеристик воздушных судов
EP2466288A3 (en) * 2010-12-14 2013-08-28 Japan Aerospace Exploration Agency Method of designing natural laminar flow wing for reynolds numbers equivalent to actual supersonic aircraft
RU2615220C1 (ru) * 2016-02-19 2017-04-04 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М.Громова" Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2347193C1 (ru) * 2007-07-20 2009-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ определения углов атаки и скольжения при летных испытаниях гиперзвукового летательного аппарата
US20100256962A1 (en) * 2009-04-03 2010-10-07 Airbus Operations (S.A.S.) Aerodynamic model identification process for aircraft simulation process
EP2466288A3 (en) * 2010-12-14 2013-08-28 Japan Aerospace Exploration Agency Method of designing natural laminar flow wing for reynolds numbers equivalent to actual supersonic aircraft
RU2460982C1 (ru) * 2011-03-28 2012-09-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Способ определения аэродинамических характеристик воздушных судов
RU2615220C1 (ru) * 2016-02-19 2017-04-04 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М.Громова" Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2615220C1 (ru) Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований
US10520389B2 (en) Aerodynamic modeling using flight data
Sun et al. Quadrotor gray-box model identification from high-speed flight data
CN108490788B (zh) 一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法
CN108090302B (zh) 一种直升机飞行力学模拟方法及系统
Cummings et al. The NATO STO Task Group AVT-201 on ‘Extended Assessment of Stability and Control Prediction Methods for NATO Air Vehicles’
Kaya et al. Aerodynamic modeling and parameter estimation of a quadrotor helicopter
CN105759609B (zh) 一种基于显式非线性模型预测控制的舰载机自主着舰方法
CN111290278B (zh) 一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法
Holtsov et al. Comparison of the UAV adaptive control with the robust control based on mu-synthesis
CN104155986B (zh) 基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法
Halaas et al. Formation flight for aerodynamic benefit simulation development and validation
Tondji et al. CRJ 700 aerodynamic coefficients identification in dynamic stall conditions using neural networks
Aykan et al. Kalman filter and neural network‐based icing identification applied to A340 aircraft dynamics
RU2650331C1 (ru) Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик
Grauer et al. Aeroelastic modeling of X-56A stiff-wing configuration flight test data
Brauckmann et al. Experimental and computational analysis of shuttle orbiter hypersonic trim anomaly
Schweikhard A method for in-flight measurement of ground effect on fixed-wing aircraft.
Bouadi et al. Flight path tracking based-on direct adaptive sliding mode control
Polivanov et al. Comparison of a quadcopter and an airplane as a means of measuring atmospheric parameters
Loubimov et al. Measuring Atmospheric Boundary Layer Profiles Using UAV Control Data
Abdulhamitbilal Robust flight sliding modes control system design for nonlinear aircraft with parameter uncertainties
Liu et al. Influence of linear and nonlinear aerodynamic models on parameter identification for aircraft
Kumar et al. Estimation of aerodynamic derivatives using neural network based method
Siu et al. Flight test results of an angle of attack and angle of sideslip calibration method using Output-Error optimization