где TT - температура торможения, измеренная бортовым приемником.
N - коэффициент качества бортового приемника.
Зная величину воздушной скорости составляющие скорости ветра Ux и Uz в зондирующем режиме можно определить из соотношений:
где  - курсовой угол выполнения зондирующего режима;
Wx, Wz - проекции вектора путевой скорости.
При этом полагается, что вектор скорости ветра лежит в плоскости горизонта и не изменяется с течением времени.
Выполнение зондирующего режима без скольжения непосредственно перед испытательным режимом:
- обеспечивает определение основных параметров атмосферы (статического давления, температуры, вектора скорости ветра), необходимых для решения задачи, с небольшими погрешностями за счет коррекции ошибок восприятия давлений в условиях зондирующего режима;
- значительно снижает влияние случайных факторов (пространственно-временную изменчивость параметров атмосферы) на определение действительных значений воздушных параметров.
При прохождении сигнала через блок 5 в блоке 6 при известных ветровых характеристиках Ux, Uz, воздушная скорость Vв в испытательном режиме определяется из соотношения:
где Wy - составляющая скорости летательного аппарата, нормальная плоскости горизонта.
Температура наружного воздуха в испытательном режиме определяется по формуле:
где  h - разность между текущей геометрической высотой и высотой выполнения зондирующего режима;
 =0.0065 град/м.
После чего из соотношения (3) с использованием полученных значений температуры наружного воздуха и воздушной скорости в испытательном режиме определяется число М.
Истинное значение статического давления в испытательном режиме определяем пересчетом от зондирующего режима с использованием уравнений состояния газа и статики атмосферы:
Для определения истинных углов атаки и скольжения необходимо вычислить проекции воздушной скорости на связанные оси самолета Vx1, Vy1, V z1 по формулам:
где  - угол тангажа;
 - угол крена.
С учетом соотношений (11)-(13) получим выражения для истинных углов атаки  и скольжения  :
В блоке 7 значения скоростного напора q определяются из соотношения:
Тогда расчет аэродинамических коэффициентов выполняется по общеизвестным формулам, например:
где nx,y,z - перегрузки по соответствующим осям связанной с самолетом системы координат;
m - масса летательного аппарата,
g - ускорение свободного падения;
S - площадь крыла летательного аппарата;
После этого определяются градуировочные зависимости для приемников воздушных давлений, датчиков аэродинамических углов, зависимости cx,y,z =f[ , , M,  , ) и mx,y,z=f[ , , M, , ), скорости сваливания Vs, критические углы атаки s и другие летно-технические характеристики ЛА. Полученные с использованием представленной модели значения cy показаны на фиг.2.
При прохождении сигнала через блок 9 в блоке 10 в испытательном режиме дополнительно определяются составляющие вектора скорости ветра Ux , Uz на высотах H выполнения испытательного режима. Для этого в зондирующих режимах, выполненных на высотах начала H1 и конца H2 испытательного режима, определяются скорости ветра, после чего используются следующие соотношения:
В блоке 11 определение воздушной скорости без учета скорости ветра выполняется следующим образом. Пусть летательный аппарат перед неустановившимся режимом движения выполняет зондирующий режим с выдерживанием воздушной скорости V1 , высоты H1, курсового угла 1, при значениях проекций путевой скорости W x1, Wz1, и в некоторый момент времени t 2 неустановившегося движения имеет значения горизонтальной составляющей воздушной скорости V2, курсового угла 2, проекций путевой скорости Wx2, Wy2, Wz2.
Предполагается, что за время от начала зондирующего режима до конца неустановившегося режима движения вектор скорости ветра является неизменным и лежит в плоскости горизонта, движение совершается без скольжения. Тогда, на основании уравнения косинусов, текущее значение проекции воздушной скорости V2 в плоскости горизонта в момент времени t2 неустановившегося режима движения определится выражением:
Откуда:
где:
знак (+) берется на режиме разгона, знак (-) на режиме торможения;
( W)2=(Wx1-Wx2)2 +(Wz1-Wz2)2,
= 1- 2,
W - модуль вектора изменения путевой скорости в плоскости горизонта.
В общем случае, когда неустановившийся режим выполняется с набором, потерей высоты, необходимо учесть вертикальную составляющую воздушной скорости:
В остальном, в системе по п.3 используются те же соотношения, что и для системы по п.1 и присутствуют блоки 12 и 13, аналогичные блокам 6 и 7.
На фигуре 2 приведены значения коэффициента подъемной силы для различных углов атаки. На фигуре представлены: 14 - значения угла атаки, 15 - значения коэффициента подъемной силы, 16 - результаты расчета.
Таким образом, предлагаемая модель позволяет определить: значения параметров атмосферы - температуры, давления, вектора скорости ветра, воздушные параметры в испытательных режимах, градуировочные зависимости для приемников воздушных давлений и датчиков аэродинамических углов, летно-технические характеристики летательного аппарата; снизить влияние случайных факторов изменчивости параметров атмосферы на погрешность определения рассматриваемых характеристик в испытательном режиме полета; повысить надежность и точность результатов летных испытаний.
Формула полезной модели
1. Система определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний, состоящая из последовательно связанных блоков:
блока регистрации данных угловых параметров положения летательного аппарата (ЛА) в пространстве, массы ЛА, составляющих ускорения, траекторных параметров полета, воздушных параметров от бортовых систем в зондирующих, в виде горизонтальной площадки (ГП) без скольжения, и испытательных режимах полета;
блока коррекции полного и статического давлений в зондирующих режимах, второй вход которого подключен к блоку характеристик
где Pc изм, Pn изм - измеренные значения статического и полного давлений, M;
- измеренные значения числа Маха и углов атаки;
- конфигурация самолета,
блока определения истинных значений воздушной скорости  и параметров атмосферы - давления, температуры, вектора скорости ветра на высоте зондирующего режима по значениям температуры, полному и статическому давлению и траекторным параметрам в зондирующем режиме;
блока сравнения H Hзад, где H - изменение высоты полета в испытательном режиме, Hзад - заданное значение изменения высоты, выход которого соединен с нормально разомкнутым реле, соединяющем выход блока определения истинных значений воздушной скорости и параметров атмосферы с входом блока расчета. истинных значений воздушных параметров - воздушной скорости V, числа М, статического давления, углов атаки и скольжения в испытательном режиме по условиям состояния атмосферы, полученным в зондирующем режиме, текущим траекторным измерениям, угловым параметрам положения ЛА в пространстве, отличающаяся тем, что в систему введен блок расчета градуировочных зависимостей для бортовых приемников воздушных давлений характеристик
датчиков аэродинамических углов, летно-технических характеристик ЛА, связанных с аэродинамикой и динамикой самолета - cx,y,z, mx,y,z критических значений скорости Vs, угла атаки s на основе истинных значений воздушных параметров, траекторных измерений по ряду подобных режимов в зависимости от параметров набегающего потока, конфигурации ЛА, динамических параметров, вход которого соединен с выходом блока расчета истинных значений воздушных параметров.
2. Система определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний по п.1, отличающаяся тем, что введен соединенный с блоком определения истинных значений воздушной скорости и параметров атмосферы второй блок сравнения H> Hзад, выход которого соединен со вторым нормально разомкнутым реле, соединяющем выход блока определения истинных значений воздушной скорости и параметров атмосферы с входом блока вычисления значений составляющих вектора скорости ветра Ux(H) и U z(H) на высотах выполнения испытательного режима, выход которого соединен с входом блока расчета истинных значений воздушных параметров в испытательном режиме.
3. Система определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний по п.1, отличающаяся тем, что в случае выполнения испытательного режима без скольжения дополнительно вводится подключенная к выходу блока коррекции цепь последовательно соединенных блоков:
определения параметров атмосферы на высоте зондирующего режима, за исключением скорости ветра;
расчета истинных значений воздушных параметров - воздушной скорости V, числа М, статического давления, угла атаки испытательном режиме по условиям состояния атмосферы, полученным в зондирующем режиме, текущим траекторным измерениям, угловым параметрам положения ЛА в пространстве;
расчета градуировочных зависимостей для бортовых приемников воздушных давлений, датчиков угла атаки, летно-технических характеристик ЛА в продольном канале, связанных с аэродинамикой и динамикой самолета - сy, mz, Vs, s по ряду подобных режимов.  |
