RU2214582C1 - Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes - Google Patents

Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes Download PDF

Info

Publication number
RU2214582C1
RU2214582C1 RU2002101502A RU2002101502A RU2214582C1 RU 2214582 C1 RU2214582 C1 RU 2214582C1 RU 2002101502 A RU2002101502 A RU 2002101502A RU 2002101502 A RU2002101502 A RU 2002101502A RU 2214582 C1 RU2214582 C1 RU 2214582C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
full
aircraft
local
air pressure
corrections
Prior art date
Application number
RU2002101502A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2002101502A (en
Inventor
Л.Ф. Пономарев
И.Ф. Белов
В.И. Кобзев
Original Assignee
Государственное унитарное предприятие Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского
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 Государственное унитарное предприятие Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского filed Critical Государственное унитарное предприятие Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского
Priority to RU2002101502A priority Critical patent/RU2214582C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2214582C1 publication Critical patent/RU2214582C1/en
Publication of RU2002101502A publication Critical patent/RU2002101502A/en

Links

Images

Abstract

FIELD: experimental aerodynamics. SUBSTANCE: method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes consists in establishment of corrections relating readings of airborne pitot-static tubes to parameters of undisturbed flow and of dependencies for determination of angle of attack and effect of angle of sideslip by test results in wind tunnels. Method is realized by way of stage-by-stage multiple tests of models of aircraft with models of pitot-static tubes and transmitters of local angles of deviation of flow, tests of full- scale pitot-static tube and its models conducted in wind tunnel. Position of pitot-static tube on aircraft is determined by results of these tests and tests of ventilated model of aircraft. Local parameters of flow close to side of model of aircraft in point of location of pitot-static tube as well as difference in corrections of full-scale pitot-static tube and its models are found with use of corrections to readings of model of pitot-static tube in isolated form. In final form corrections to full-scale pitot-static tubes mounted on aircraft are established by summation of corrections of models of pitot-static tubes in mix of model of aircraft with difference between corrections of full- scale pitot-static tube and its model in isolated form with due account of local parameters of flow close to side of aircraft. Angular coefficients of full-scale pitot-static tube in mix of aircraft are determined by dependencies of angular coefficients of isolated full-scale pitot-static tube for local angles of attack with allowance for local parameters of flow. EFFECT: determination of corrections to readings of airborne pitot-static tubes by results of tests in wind tunnel when possibility for their establishment in flight does not exist. 8 dwg

Description

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для определения параметров полета летательных аппаратов (ЛА): скорости V (чисел М), высоты H, углов атаки α и скольжения β. The invention relates to the field of experimental aerodynamics and can be used to determine flight parameters of aircraft (LA): speed V (numbers M), height H, angle of attack α and slip β.

Для определения указанных параметров используются приемники воздушных давлений (ПВД), которые устанавливаются на ЛА. ПВД измеряют полное Р0м, статическое Рм давления, давления на нижней Р1м, и верхней Р2м поверхностях головной части ПВД. ПВД устанавливают в носке ЛА или у его борта. При этом на давления, измеряемые ПВД, оказывают влияние обтекание самого ЛА, место расположения ПВД, его конструкция, число М полета, углы атаки и скольжения. По этой причине величины давлений, измеряемые ПВД, отличаются от полного P0∞ и статического P∞ давлений невозмущенного потока, определив которые можно вычислить скорость и высоту полета ЛА. Соотношения между давлениями на нижней P1м и верхней Р2м поверхности головной части ПВД дают возможность определить углы атаки ЛА.To determine these parameters, air pressure receivers (LDPE) are used, which are installed on the aircraft. LDPE measures the total P 0m , static P m pressure, pressure on the lower P 1m , and upper P 2m surfaces of the head of the LDPE. LDPE is installed in the nose of the aircraft or on its side. In this case, the pressure measured by the LDPE is influenced by the flow around the aircraft itself, the location of the LDPE, its design, the number M of flight, the angles of attack and slip. For this reason, the pressure values measured by the LDPE differ from the total P 0∞ and static P ∞ unperturbed flow pressures, having determined which one can calculate the speed and altitude of the aircraft. The relationship between the pressures on the lower P 1m and upper P 2m surface of the head of the LDPE makes it possible to determine the angles of attack of the aircraft.

Для связи измеренных ПВД давлений с параметрами невозмущенного потока используются аэродинамические поправки в виде коэффициентов полного

Figure 00000002

и статического
Figure 00000003

давлений.Aerodynamic corrections in the form of coefficients of the total pressure are used to relate the measured LDPE pressures to the parameters of the unperturbed flow
Figure 00000002

and static
Figure 00000003

pressure.

Для определения угла атаки используется связь между давлениями на головной части ПВД в виде углового коэффициента

Figure 00000004

Определение поправок к бортовым ПВД является общим случаем. Бортовые ПВД находятся в поле местного полного и местного статического давлений, местных чисел Маха - Мместн и местных углов отклонения потока - αместн на всех режимах полета.To determine the angle of attack, the relationship between the pressures on the head of the LDPE is used in the form of an angular coefficient
Figure 00000004

The definition of amendments to airborne LDPE is a common case. Airborne LDPEs are in the field of local total and local static pressures, local Mach numbers - M local and local flow deviation angles - α local for all flight modes.

При расположении ПВД в носке ЛА при скоростях полета, соответствующих числам М > 1 определяют истинные значения угла атаки α и угла скольжения β, и только при полете со скоростями, соответствующими числам М < 1, ПВД находятся в поле местного статического давления и местных чисел Маха (Мместн).When the LDPE is located in the aircraft nose at flight speeds corresponding to numbers M> 1, the true values of the angle of attack α and glide angle β are determined, and only when flying with speeds corresponding to numbers M <1, the LDPEs are in the field of local static pressure and local Mach numbers (M local ).

Обычно поправки к показаниям ПВД, установленным на ЛА, определяют в летных условиях. Typically, corrections to the LDPE readings installed in an aircraft are determined in flight.

Известен способ определения поправок к показаниям ПВД в летных условиях (Васильченко К.К., Леонов В.А., Пашковский И.М., Поплавский Б.К. Летные испытания самолетов. - М.: Машиностроение, 1996, с. 324-343). A known method of determining amendments to the readings of LDPE in flight conditions (Vasilchenko K.K., Leonov V.A., Pashkovsky I.M., Poplavsky B.K. Flight tests of aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1996, S. 324- 343).

Этот способ определения поправок к ПВД содержит три операции. This method of determining amendments to the LDPE contains three operations.

1. Определяют барометрическую высоту по зависимости изменения коэффициента статического давления от скорости V и угла атаки

Figure 00000005
.1. Determine the barometric height according to the dependence of the change in the coefficient of static pressure on speed V and angle of attack
Figure 00000005
.

2. Определяют поправки в виде коэффициентов полного

Figure 00000006

и статического
Figure 00000007
давлений.2. Determine the amendments in the form of coefficients of the full
Figure 00000006

and static
Figure 00000007
pressure.

3. Определяют истинный угол атаки. 3. Determine the true angle of attack.

Известный способ имеет следующие недостатки:
1) для летательных аппаратов (ЛА), осуществляющих посадку на аэродром при возвращении из космоса, невозможно в летных условиях заранее до первого полета определить поправки и ввести их в систему управления;
2) высокая стоимость летных испытаний.The known method has the following disadvantages:
1) for aircraft (LA) landing at the aerodrome upon returning from space, it is impossible to determine corrections in advance of the first flight in flight conditions and enter them into the control system;
2) the high cost of flight tests.

Задачей предлагаемого изобретения является определение поправок к показаниям бортовых ПВД для введения их в бортовую систему управления ЛА до полета. The task of the invention is to determine the amendments to the readings of the on-board LDPE for their introduction into the on-board control system of the aircraft before flight.

Технический результат заключается в определении поправок к показаниям бортовых ПВД по результатам испытаний в аэродинамических трубах (АДТ), когда исключена возможность их определения в летных условиях, а также в существенном уменьшении затрат на создание и доводку систем высотно-скоростных параметров летательных аппаратов за счет сокращения или даже исключения этапа летных испытаний. The technical result consists in determining amendments to the readings of on-board LDPE from the results of tests in wind tunnels (ADT), when the possibility of their determination in flight conditions is excluded, as well as in a significant reduction in the cost of creating and fine-tuning systems of altitude-speed parameters of aircraft by reducing or even the exceptions to the flight test phase.

Технический результат достигается тем, что в известном способе определения аэродинамических поправок к показаниям приемников воздушных давлений (ПВД), установленных у борта летательного аппарата (ЛА), заключающемся в том, что поправки в виде коэффициентов полного

Figure 00000008

и статического
Figure 00000009
давлений,
где P0∞, P∞ - полное и статическое давления невозмущенного потока;
Р0м, Pм - полное и статическое давления, измеряемые ПВД;
М - число Маха;
α - угол атаки;
определяют по результатам испытаний в аэродинамических трубах (АДТ).The technical result is achieved by the fact that in the known method for determining aerodynamic corrections to the readings of air pressure receivers (LDPE) installed on board the aircraft (LA), which consists in the fact that the corrections are in the form of full coefficients
Figure 00000008

and static
Figure 00000009
pressure
where P 0∞ , P ∞ is the total and static pressure of the unperturbed flow;
P 0m , P m - full and static pressure measured by LDPE;
M is the Mach number;
α is the angle of attack;
determined by the results of tests in wind tunnels (ADT).

При этом:
- проводят многократные испытания модели ЛА с установленными на ней моделями ПВД и датчиком местных углов отклонения потока и определяют средние арифметические значения поправок к показаниям моделей ПВД в виде коэффициентов полного

Figure 00000010

и статического
Figure 00000011

давлений, а также местный угол отклонения потока αмест(M,α,β),
где Р0м,мод, Рм,мод - полное и статическое давления, измеряемые моделью ПВД, установленной на модели ЛА,
β - угол скольжения;
- проводят испытания натурного ПВД в изолированном виде и определяют поправки к его показаниям в виде коэффициентов полного
Figure 00000012

и статического
Figure 00000013

давлений и угловой коэффициент
Figure 00000014

где P0м,н,из, Pм,н,из - полное и статическое давления, измеряемые натурным ПВД в изолированном виде,
P1м,н,из, P2м,н,из - давления на нижней и верхней поверхностях головной части натурного ПВД в изолированном виде;
- проводят испытания моделей ПВД в изолированном виде и определяют поправки к их показаниям в виде коэффициентов полного
Figure 00000015

и статического
Figure 00000016

где P0м,мод,из, Pм,мод,из полное и статическое давления, измеряемые моделью ПВД в изолированном виде;
- определяют местные коэффициенты полного
Figure 00000017

и статического
Figure 00000018

давлений и по ним местное число Мместн, для чего используют результаты определения поправок к показаниям модели изолированного ПВД и модели ЛА с моделями ПВД и показания датчика местных углов отклонения потока αместн по формуле
Figure 00000019

где С - коэффициенты полного
Figure 00000020
или статического
Figure 00000021
давлений;
индексы:
местн - относится к местным условиям у борта ЛА,
м, мод - к моделям ПВД, установленным у борта модели ЛА,
м, мод, из - к моделям изолированного ПВД;
- определяют поправки к показаниям натурных ПВД, установленных у борта ЛА, в виде коэффициентов полного
Figure 00000022
и статического
Figure 00000023
давлений, для чего используют поправки к показаниям моделей ПВД, установленных на модели ЛА, и разность между поправками к показаниям изолированного натурного ПВД и его модели в местных условиях у борта модели ЛА по числу Мместн и углу отклонения потока αместн по формуле
Figure 00000024

где
Figure 00000025

индексы мн - относятся к натурным ПВД, установленным у борта ЛА;
- определяют угловой коэффициент натурных ПВД, установленных у борта ЛА
Figure 00000026

по зависимостям изолированных ПВД κм,н,из(M,α) для всех αместн с учетом местных чисел Мместн и угла скольжения β.
На фиг. 1-8 приведены схемы и результаты исследований по определению поправок к показаниям ПВД предлагаемым способом:
на фиг.1 - схема дренированной модели ЛА,
на фиг. 2 - зависимость коэффициента
Figure 00000027
при М=1,78 для сечения Х= 0,0845,
на фиг.3 - приемник воздушных давлений ПВД-28,
на фиг.4 - модель приемника ПВД-28,
на фиг. 5 - зависимость местного угла отклонения потока, под которым находится ПВД, от угла атаки модели,
на фиг.6 - последовательность получения и введения поправок в результаты трубного эксперимента,
на фиг.7 - зависимости коэффициента
Figure 00000028

на фиг.8 - результаты сравнения летных испытаний с трубными.Wherein:
- conduct repeated tests of the aircraft model with the LDPE models installed on it and a sensor of local flow deflection angles and determine the arithmetic mean values of the corrections to the readings of the LDPE models in the form of full coefficients
Figure 00000010

and static
Figure 00000011

pressure, as well as the local flow deflection angle α places (M, α, β),
where R 0m, mod , R m, mod - total and static pressure measured by the LDPE model installed on the aircraft model,
β is the slip angle;
- conduct tests of full-scale LDPE in an isolated form and determine the amendments to its readings in the form of full coefficients
Figure 00000012

and static
Figure 00000013

pressure and slope
Figure 00000014

where P 0m, n, out , P m, n, out - total and static pressure measured by full-scale LDPE in an isolated form,
P 1m, n, out , P 2m, n, out - pressure on the lower and upper surfaces of the head part of full-scale LDPE in isolated form;
- conduct tests of LDPE models in an isolated form and determine the corrections to their readings in the form of full coefficients
Figure 00000015

and static
Figure 00000016

where P 0m, mod, of , P m, mod, of the total and static pressure measured by the LDPE model in an isolated form;
- determine the local coefficients of the full
Figure 00000017

and static
Figure 00000018

pressure and according to them the local number M local , for which the results of determining amendments to the readings of the model of isolated LDPE and the model of aircraft with LDPE models and the readings of the sensor of local flow deviation angles α local using the formula
Figure 00000019

where C are the coefficients of the total
Figure 00000020
or static
Figure 00000021
pressure;
indices:
Mestn - refers to local conditions at the side of the aircraft,
m, mod - to the LDPE models installed on board the aircraft model,
m, mod, from - to models of isolated LDPE;
- determine the amendments to the readings of full-scale LDPE installed at the side of the aircraft, in the form of full coefficients
Figure 00000022
and static
Figure 00000023
pressure, for which they use corrections to the readings of the LDPE models installed on the aircraft model, and the difference between the corrections to the readings of the isolated full-scale LDPE and its model in local conditions at the side of the aircraft model according to the number M local and the angle of deviation of the flow α local according to the formula
Figure 00000024

Where
Figure 00000025

indices mn - refer to full-scale LDPE installed at the aircraft side;
- determine the angular coefficient of full-scale LDPE installed at the side of the aircraft
Figure 00000026

according to the dependences of isolated LDPE κ m, n, from (M, α) for all α local , taking into account local numbers M local and slip angle β.
In FIG. 1-8 shows the schemes and results of studies to determine the amendments to the readings of the LDPE in the proposed way:
figure 1 - diagram of a trained model of an aircraft,
in FIG. 2 - dependence of the coefficient
Figure 00000027
at M = 1.78 for the cross section X = 0.0845,
figure 3 - receiver of air pressure PVD-28,
figure 4 - model receiver PVD-28,
in FIG. 5 - dependence of the local deviation angle of the flow, under which the LDPE is located, on the angle of attack of the model,
figure 6 is a sequence of obtaining and introducing amendments to the results of a pipe experiment,
figure 7 - dependence of the coefficient
Figure 00000028

on Fig - comparison results of flight tests with tube.

Предложенный способ определения поправок к показаниям бортовых ПВД осуществляют следующим образом:
1. Проводят испытания дренированной модели (фиг.1) и определяют распределение давления по ее поверхности в ряде сечений, перпендикулярных оси модели ЛА (фиг.2).The proposed method for determining amendments to the readings of airborne LDPE is as follows:
1. Carry out tests of the drained model (Fig. 1) and determine the pressure distribution over its surface in a number of sections perpendicular to the axis of the aircraft model (Fig. 2).

2. Выбирают оптимальное место расположения ПВД по зависимостям коэффициента статического давления

Figure 00000029
от угловой координаты дренажной точки θ и угла атаки α, в сечении, где величина коэффициента
Figure 00000030
при изменении угла атаки α и числа М практически не зависит от угла атаки (фиг.2).2. Choose the optimal location of the LDPE according to the dependences of the static pressure coefficient
Figure 00000029
from the angular coordinate of the drainage point θ and the angle of attack α, in the section, where the coefficient
Figure 00000030
when changing the angle of attack α and the number M is practically independent of the angle of attack (figure 2).

3. Проводят многократные испытания модели ЛА с моделями ПВД и датчиком местных углов отклонения потока в большой сверхзвуковой АДТ при изменении числа М, угла атаки α, угла скольжения β и определяют среднеарифметические значения поправок

Figure 00000031

Известно, что погрешность определения среднего арифметического значения
Figure 00000032
меньше в
Figure 00000033
раз, чем погрешность самого эксперимента S в АДТ, где n - количество испытаний. Количество испытаний выбирают в зависимости от допустимого уровня погрешности на данном режиме полета ЛА и погрешности определения поля статического давления S в АДТ.3. Conduct multiple tests of the aircraft model with LDPE models and a sensor of local flow deflection angles in a large supersonic ADT with a change in the number M, the angle of attack α, the slip angle β, and the arithmetic mean values of the corrections are determined
Figure 00000031

It is known that the error in determining the arithmetic mean value
Figure 00000032
less in
Figure 00000033
times than the error of experiment S itself in ADT, where n is the number of tests. The number of tests is selected depending on the permissible level of error in a given flight mode of the aircraft and the error in determining the static pressure field S in the ADT.

Зависимость местного угла отклонения потока αместн, под которым находится ПВД, от угла атаки α приведена на фиг.5.The dependence of the local angle of deviation of the flow α local under which the LDPE is located, on the angle of attack α is shown in Fig. 5.

Зависимость

Figure 00000034

приведена на фиг.6г.Dependence
Figure 00000034

shown in Fig.6g.

4. Проводят испытания натурного ПВД (фиг.3) в изолированном виде по углу атаки α и числу М и определяют по измерениям угловой коэффициент

Figure 00000035

На фиг.6а для иллюстрации приведена только поправка
Figure 00000036

так как поправки
Figure 00000037
и
Figure 00000038
определяются по одним и тем же формулам. Поправка приведена для местных чисел Маха Мместн=0,722... 0,752 у борта ЛА при числе М=0,8.4. Conduct tests of full-scale LDPE (figure 3) in an isolated form by the angle of attack α and the number M and determine the angular coefficient from measurements
Figure 00000035

On figa for illustration only correction
Figure 00000036

since the amendments
Figure 00000037
and
Figure 00000038
are determined by the same formulas. The correction is given for local Mach numbers M local = 0.722 ... 0.752 at the aircraft side with the number M = 0.8.

5. Проводят испытания модели ПВД (фиг.4) в изолированном виде по углу атаки α и числу М и определяют по измерениям поправки в виде коэффициентов

Figure 00000039
и
Figure 00000040
Поправка
Figure 00000041
(фиг.6а) приведена для тех же местных чисел Мместн при значении числа М=0,8.5. Test the model of the LDPE (Fig. 4) in an isolated form by the angle of attack α and the number M and determine by measuring the corrections in the form of coefficients
Figure 00000039
and
Figure 00000040
Amendment
Figure 00000041
(figa) is shown for the same local numbers M local when the value of the number M = 0.8.

Проведение испытаний натурного ПВД и его моделей вызвано тем, что модели ПВД из-за малых размеров невозможно выполнить конструктивно и по точности подобными натурному ПВД. Масштаб модели в рассматриваемом случае 1:10 (фиг. 4). Испытания натурного ПВД и его моделей проводят в малых АДТ, где поле статических давлений по сравнению с большими АДТ значительно равномернее. Testing of full-scale LDPE and its models is caused by the fact that LDPE models, due to their small size, cannot be performed constructively and in accuracy similar to full-scale LDPE. The scale of the model in the case under consideration is 1:10 (Fig. 4). Tests of full-scale LDPE and its models are carried out in small ADT, where the field of static pressures is much more uniform compared to large ADT.

6. По результатам определения поправок модели ПВД в составе модели ЛА и поправок модели изолированного ПВД и результатам определения местных углов атаки αместн по формуле

Figure 00000042

методом итераций вычисляют местные коэффициенты полного и статического давлений и по ним местное число Мместн.6. According to the results of determining the corrections of the LDPE model as part of the aircraft model and the corrections of the isolated LDPE model and the results of determining the local angles of attack α local by the formula
Figure 00000042

using iterations, the local coefficients of total and static pressures are calculated and the local number M loc .

Метод итераций применяют в связи с тем, что неизвестно местное значение числа Мместн во втором члене правой части формулы. Для его определения необходимо знать местный коэффициент статического давления, вычисляемый по приведенной формуле. Известен коэффициент статического давления на поверхности модели ЛА без модели ПВД

Figure 00000043
(фиг.2). Коэффициент полного давления
Figure 00000044
моделью ПВД, установленной у борта ЛА, как показывает опыт, в диапазоне αм = ±10° измеряют без искажений. В первой итерации для определения Мместн используют коэффициент статического давления
Figure 00000045
на поверхности модели ЛА в месте установки ПВД при α=0 (фиг.2). По его значению при значении угла атаки α= 0 определяют Мместн. Во второй итерации полученные значения
Figure 00000046
и Мместн принимают постоянными для всех α. В последующих итерациях уточняются Cместн(M,α) и Cм,мод,из(Mместн, αместн). Вычисления заканчиваются, когда приращение местного коэффициента статического давления в последующей итерации k+1 по сравнению с предыдущей k не превышает погрешность определения среднего арифметического коэффициента давления в АДТ в разных сериях испытаний.The iteration method is used due to the fact that the local value of the number M local in the second term of the right-hand side of the formula is unknown. To determine it, you need to know the local coefficient of static pressure calculated by the above formula. The known coefficient of static pressure on the surface of the aircraft model without the LDPE model
Figure 00000043
(figure 2). Total pressure coefficient
Figure 00000044
as the experience shows, in the range of α m = ± 10 ° it is measured without distortion by the model of LDPE installed near the aircraft. In the first iteration, the static pressure coefficient is used to determine M local
Figure 00000045
on the surface of the model aircraft in the place of installation of the LDPE at α = 0 (figure 2). By its value, with the value of the angle of attack α = 0, M local is determined. In the second iteration, the obtained values
Figure 00000046
and M locally is assumed constant for all α. In subsequent iterations, C local (M, α) and C m, mod, from (M local , α local ) are specified. The calculations end when the increment of the local static pressure coefficient in the subsequent iteration k + 1 as compared with the previous k does not exceed the error in determining the arithmetic mean pressure coefficient in the ADT in different test series.

Figure 00000047

Практически требуется выполнение не более 4-х итераций.
Figure 00000047

Practically requires no more than 4 iterations.

7. Определяют приращение поправок к показаниям изолированного натурного ПВД по сравнению с моделью ПВД при местных числах Мместн по углу атаки α

Figure 00000048

8. Определяют приращение поправок к показаниям изолированного натурного ПВД по сравнению с моделью ПВД с учетом местных чисел Мместн и углов отклонения потока αместн.
Figure 00000049

9. Определяют поправки к показаниям натурного ПВД, расположенного у борта ЛА, по формуле
Figure 00000050

Последующие операции обеспечивают выполнение всего способа.7. The increment of corrections to the readings of an isolated full-scale LDPE is determined in comparison with the LDPE model with local numbers M local by angle of attack α
Figure 00000048

8. The increment of corrections to the readings of an isolated full-scale LDPE is determined in comparison with the LDPE model taking into account local numbers M local and flow deviation angles α local .
Figure 00000049

9. Determine the amendments to the testimony of full-scale LDPE located at the side of the aircraft, according to the formula
Figure 00000050

Subsequent operations ensure the implementation of the entire method.

10. Определяют изменение коэффициентов давления в зависимости от угла скольжения по формуле
Cм,н(M,α,β) = Cм,н,β=0(M,α)+δCм,мод(M,α,β).
Изменение углов атаки ЛА в рассматриваемом случае может происходить в диапазоне углов α = -10...+30°, а углов скольжения в диапазоне β = ±6°. Как показывает опыт, приращения δCм,мод(M,α,β) при изменении угла β в указанном диапазоне не зависят от формы отверстия полного давления и расположения отверстий статического давления в сечении на корпусе ПВД и его конструкции, а зависят от изменения коэффициентов давления у борта модели ЛА. Поэтому часть коэффициента давления в виде приращения δCм,мод(M,α,β) может быть перенесена на натурный ПВД. Поправки на влияние угла скольжения на показания бортового ПВД приведены на фиг.7.10. Determine the change in pressure coefficients depending on the angle of slip according to the formula
C m, n (M, α, β) = C m, n, β = 0 (M, α) + δC m, mode (M, α, β).
In this case, the angle of attack of the aircraft can change in the range of angles α = -10 ... + 30 ° , and the slip angles in the range β = ± 6 ° . As experience shows, the increments δC m, mode (M, α, β) with a change in the angle β in the indicated range do not depend on the shape of the full pressure hole and the location of the static pressure holes in the cross section on the LDPE case and its design, but depend on the change in pressure coefficients on board the aircraft model. Therefore, part of the pressure coefficient in the form of an increment δC m, the mode (M, α, β) can be transferred to full-scale LDPE. Corrections for the influence of the slip angle on the readings of the on-board LDPE are shown in Fig.7.

11. Определяют угловой коэффициент натурных ПВД, установленных у борта ЛА

Figure 00000051

используя зависимость изолированного ПВД κм,н,из(α,M) и зависимости αместн(M,α,β) и числа Mместн(M,α,β).
12. Исключают влияние углов скольжения на коэффициент давления и угловой коэффициент осреднением коэффициентов См,н и κм,н ПВД правого и левого бортов ЛА
Figure 00000052

Figure 00000053

Как показывает опыт, при изменении углов скольжения β = ±6° с одной стороны борта происходит увеличение коэффициента давления (углового коэффициента), а с другой - пропорциональное уменьшение. Указанную особенность можно использовать для определения угла скольжения. Для исключения влияния углов скольжения при определении поправок к коэффициентам полного и статического давлениям и угловому коэффициенту их осредняют.11. Determine the angular coefficient of full-scale LDPE installed at the side of the aircraft
Figure 00000051

using the dependence of the isolated LDPE κ m, n, from (α, M) and the dependence of α local (M, α, β) and the number M local (M, α, β).
12. Eliminate the influence of glancing angles on the pressure coefficient and angular coefficient by averaging the coefficients C m, n and κ m, n LDPE of the aircraft's right and left sides
Figure 00000052

Figure 00000053

As experience shows, when the sliding angles β = ± 6 ° change, an increase in the pressure coefficient (angular coefficient) occurs on one side of the side, and a proportional decrease on the other. The specified feature can be used to determine the slip angle. To exclude the influence of sliding angles when determining corrections to the coefficients of the total and static pressures and the angular coefficient, they are averaged.

Сравнения величины поправок, определенных по предложенному способу, с поправками, полученными на основании результатов измерения бортовыми ПВД-28 при полете воздушно-космического самолета, совпадают (фиг.8). Доверительный интервал трубных испытаний с вероятностью Р=0,95 перекрывает результаты летных испытаний. Предложенный способ до полета ВКС был успешно опробован на высотно-скоростной летающей лаборатории. Таким образом, предложен способ, позволяющий по результатам испытаний в аэродинамических трубах с заданной точностью определить поправки к полному и статическому давлениям и углам атаки, измеряемым при помощи ПВД, установленных на ЛА, а также сократить число и, соответственно, стоимость летных испытаний. Comparison of the magnitude of the corrections determined by the proposed method with the corrections obtained on the basis of the measurement results of the airborne LDPE-28 during the flight of an aerospace plane are the same (Fig. 8). The confidence interval of pipe tests with a probability of P = 0.95 overlaps the results of flight tests. The proposed method before the flight of the VKS was successfully tested at a high-speed flying laboratory. Thus, a method is proposed that allows, based on the results of tests in wind tunnels, to determine the corrections to the full and static pressures and angles of attack, measured with the help of LDPE installed on aircraft, and also to reduce the number and, accordingly, the cost of flight tests.

Claims (1)

Способ определения аэродинамических поправок к показаниям приемников воздушных давлений, установленных у борта летательного аппарата, заключающийся в том, что поправки определяют в виде коэффициентов полного
Figure 00000054

и статического
Figure 00000055

давлений,
где P0∞, P∞ - полное и статическое давления невозмущенного потока;
Р0м, Рм - полное и статическое давления, измеряемые приемником воздушного давления;
М - число М;
α - угол атаки,
отличающийся тем, что поправки определяют по результатам испытаний в аэродинамических трубах, при этом проводят многократные испытания модели летательного аппарата с установленными на ней моделями приемников воздушного давления и датчиком местных углов отклонения потока и определяют средние арифметические значения поправок к показаниям моделей приемников воздушного давления в виде коэффициентов полного
Figure 00000056

и статического
Figure 00000057

давлений, а также местный угол отклонения потока
αмест(M,α,β),
где Р0м,мод, Рм,мод - полное и статическое давления, измеряемые моделью приемника воздушного давления, установленного на модели летательного аппарата;
β - угол скольжения;
проводят испытания натурного приемника воздушного давления в изолированном виде и определяют поправки к его показаниям в виде коэффициентов полного
Figure 00000058

и статического
Figure 00000059

давлений и угловой коэффициент
Figure 00000060

где P0м,н,из, Pм,н,из - полное и статическое давления, измеряемые натурным приемником воздушного давления в изолированном виде;
Р1м,н,из, Р2м,н,из - давления на нижней и верхней поверхностях головной части натурного приемника воздушного давления в изолированном виде,
проводят испытания моделей приемника воздушного давления в изолированном виде и определяют поправки к их показаниям в виде коэффициентов полного
Figure 00000061

и статического
Figure 00000062

давлений,
где Р0м,мод,из, Рм,мод,из - полное и статическое давления, измеряемые моделью приемника воздушного давления в изолированном виде;
определяют местные коэффициенты полного
Figure 00000063

и статического
Figure 00000064

давлений и по ним местное число Мместн, для чего используют результаты определения поправок к показаниям модели изолированного приемника воздушного давления и модели летательного аппарата с моделями приемника воздушного давления и показания датчика местных углов отклонения потока αместн по формуле
Figure 00000065

где С - коэффициенты полного
Figure 00000066

или статического
Figure 00000067

давлений;
индексы:
местн - относится к местным условиям у борта летательного аппарата;
м, мод - к моделям приемника воздушного давления, установленным у борта модели летательного аппарата;
м, мод, из - к моделям изолированного приемника воздушного давления;
определяют поправки к показаниям натурных приемников воздушного давления, установленных у борта летательного аппарата, в виде коэффициентов полного
Figure 00000068

и статического
Figure 00000069

давлений, для чего используют поправки к показаниям моделей приемников воздушного давления, установленных на модели летательного аппарата и разность между поправками к показаниям изолированного натурного приемника воздушного давления и его модели в местных условиях у борта модели летательного аппарата по числу Мместн и αместн по формуле
Figure 00000070

где
Figure 00000071

индексы м н - относятся к натурным приемникам воздушного давления, установленным у борта летательного аппарата;
определяют угловой коэффициент натурных приемников воздушного давления, установленных у борта летательного аппарата
Figure 00000072

по зависимостям изолированных приемников воздушного давления κм,н,из(M,α) для всех αместн с учетом местных чисел Mместн и угла скольжения β.The method for determining aerodynamic corrections to the readings of air pressure receivers installed on board the aircraft, which consists in the fact that the amendments are determined in the form of coefficients of the full
Figure 00000054

and static
Figure 00000055

pressure
where P 0∞ , P ∞ is the total and static pressure of the unperturbed flow;
R 0m , R m - full and static pressure measured by the air pressure receiver;
M is the number M;
α is the angle of attack,
characterized in that the amendments are determined by the results of tests in wind tunnels, while conducting multiple tests of the model of the aircraft with models of air pressure receivers installed on it and a sensor of local flow deviation angles and determining the arithmetic mean values of the corrections to the readings of the models of air pressure receivers in the form of coefficients full
Figure 00000056

and static
Figure 00000057

pressure as well as local flow deflection angle
α places (M, α, β),
where R 0m, mod , R m, mod is the total and static pressure measured by the model of the air pressure receiver installed on the model of the aircraft;
β is the slip angle;
conduct tests of the full-scale air pressure receiver in an isolated form and determine the amendments to its readings in the form of full coefficients
Figure 00000058

and static
Figure 00000059

pressure and slope
Figure 00000060

where P 0m, n, out , P m, n, out - full and static pressure measured by the full-scale receiver of air pressure in an isolated form;
R 1m, n, out , R 2m, n, out - pressure on the lower and upper surfaces of the head part of the full-scale air pressure receiver in an isolated form,
test the models of the air pressure receiver in an isolated form and determine the corrections to their readings in the form of full coefficients
Figure 00000061

and static
Figure 00000062

pressure
where R 0m, mod, of , R m, mod, of are the total and static pressures measured by the model of the air pressure receiver in an isolated form;
determine the local coefficients of the full
Figure 00000063

and static
Figure 00000064

pressure and according to them the local number M local , for which they use the results of determining amendments to the readings of the model of the isolated air pressure receiver and the model of the aircraft with models of the air pressure receiver and the readings of the sensor of local flow deviation angles α local according to the formula
Figure 00000065

where C are the coefficients of the total
Figure 00000066

or static
Figure 00000067

pressure;
indices:
mestn - refers to local conditions near the aircraft;
m, mod - to models of the air pressure receiver installed on board the aircraft model;
m, mod, from - to models of an isolated air pressure receiver;
corrections to the readings of full-scale air pressure receivers installed at the side of the aircraft are determined in the form of full coefficients
Figure 00000068

and static
Figure 00000069

pressure, for which they use corrections to the readings of the models of air pressure receivers installed on the model of the aircraft and the difference between the corrections to the readings of the isolated full-scale air pressure receiver and its model in local conditions at the side of the model of the aircraft according to the number of M local and α local according to the formula
Figure 00000070

Where
Figure 00000071

indices m n - refer to full-scale air pressure receivers installed at the side of the aircraft;
determine the angular coefficient of full-scale air pressure receivers installed at the side of the aircraft
Figure 00000072

according to the dependences of isolated air pressure receivers κ m, n, from (M, α) for all α local , taking into account local numbers M local and slip angle β.
RU2002101502A 2002-01-23 2002-01-23 Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes RU2214582C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002101502A RU2214582C1 (en) 2002-01-23 2002-01-23 Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002101502A RU2214582C1 (en) 2002-01-23 2002-01-23 Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2214582C1 true RU2214582C1 (en) 2003-10-20
RU2002101502A RU2002101502A (en) 2004-03-20

Family

ID=31988717

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002101502A RU2214582C1 (en) 2002-01-23 2002-01-23 Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2214582C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109883644A (en) * 2019-03-08 2019-06-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 A kind of test method and its application obtaining hole wall Darcy coefficient
CN110514385A (en) * 2019-08-05 2019-11-29 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 A kind of undercarriage aerodynamic noise test support device
CN115265999A (en) * 2022-09-28 2022-11-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 Horizontal double-engine layout air inlet duct wind tunnel test device
CN115290289A (en) * 2022-10-08 2022-11-04 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Optimization method for improving control precision of large-attack-angle tail support test system

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ВАСИЛЬЧЕНКО К.К. и др. Летные испытания самолетов. - М.: Машиностроение, 1996, с. 324-343. *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109883644A (en) * 2019-03-08 2019-06-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 A kind of test method and its application obtaining hole wall Darcy coefficient
CN110514385A (en) * 2019-08-05 2019-11-29 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 A kind of undercarriage aerodynamic noise test support device
CN115265999A (en) * 2022-09-28 2022-11-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 Horizontal double-engine layout air inlet duct wind tunnel test device
CN115265999B (en) * 2022-09-28 2022-12-06 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 Horizontal double-engine layout air inlet duct wind tunnel test device
CN115290289A (en) * 2022-10-08 2022-11-04 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Optimization method for improving control precision of large-attack-angle tail support test system
CN115290289B (en) * 2022-10-08 2022-12-09 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Optimization method for improving control precision of large-incidence-angle tail support test system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2002101502A (en) 2004-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4100515B2 (en) High-speed, wide-range flight speed vector measurement probe and measurement system
CN105675901B (en) Method and apparatus for estimating airspeed of an aircraft
US6679112B2 (en) Total pressure determination with multifunction probe for aircraft
US9285387B2 (en) In-flight pitot-static calibration
EP3211433A1 (en) Method and device for determining enhanced lidar air data using supplementary sensor outputs
US20120298801A1 (en) Aircraft wing and sensor
US20070130096A1 (en) Fault detection in artificial intelligence based air data systems
CN109211468B (en) System and method for correcting acoustic errors in a pressure sensor
US20070220967A1 (en) Methods and systems for determining air data parameters
JP2884502B2 (en) Wide-velocity range flight velocity vector measurement system using quadrangular pyramid-shaped 5-hole probe
RU2214582C1 (en) Method establishing aerodynamic corrections to readings of pitot-static tubes
CN112046761B (en) Airplane icing on-line detection method based on statistical test and filtering
Raab et al. In-flight testing of MEMS pressure sensors for flight loads determination
RU2396569C1 (en) Method of determining aerial parametres in flight tests of aircraft flying at high angle of attack
Laurence et al. Development of wind sensing from small UAS with distributed pressure sensors
EP3919869B1 (en) Method for determining a position error correction on a static pressure measurement at an aircraft
CN114778887A (en) Unmanned aerial vehicle wind measurement method and device based on improved triangular vector model
RU2375690C1 (en) Method for determination of pitot probe aerodynamic errors in flight tests of flying vehicle
Winternitz Probe Measurements in Three‐Dimensional Flow: A Comparative Survey of Different Types of Instrument
RU2331892C2 (en) Method of aircraft velocity component defining
Shevchenko et al. Multi-hole pressure probes to air data system for subsonic small-scale air vehicles
Colgren et al. Flight Test validation of sideslip estimation using inertial accelerations
Efremova et al. Study of Procedure Errors of the Vortex Air Data System of a Subsonic Aircraft
RU2192015C1 (en) Procedure of determination of component of speed of aircraft
RU2187821C1 (en) Device for measuring velocity head on helicopter main rotor blade

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20100124