Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований



Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований
Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований
Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований
Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований
Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований
Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований

 


Владельцы патента RU 2560244:

Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" (RU)

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик летательного аппарата при проведении летных исследований. Предлагаемый способ заключается в том, что идентификация производится на относительно простом тестовом сигнале и без каких-либо априорных предположений относительно характера нелинейности идентифицируемых однозначных аэродинамических характеристик. Исключение ошибок априорных предположений о характере нелинейностей идентифицируемых зависимостей обеспечивает повышение достоверности определения при летных испытаниях нелинейных аэродинамических характеристик. Технический результат заключается в повышении достоверности и технологичности определения по результатам летных испытаний нелинейных аэродинамических характеристик. 5 ил.

 

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик (АДХ) летательного аппарата при проведении летных исследований:

- зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла отклонения руля высоты,

- зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угловой скорости тангажа,

- зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки и зависимости коэффициента подъемной силы от угла отклонения руля высоты.

Отличительная особенность предлагаемого способа идентификации указанных аэродинамических характеристик заключается в том, что идентификация производится на относительно простом тестовом сигнале и без каких-либо априорных предположений относительно характера нелинейности идентифицируемых однозначных аэродинамических характеристик.

Исключение ошибок априорных предположений о характере нелинейностей идентифицируемых зависимостей обеспечивает повышение достоверности определения при летных испытаниях нелинейных аэродинамических характеристик предлагаемым способом, позволяет сократить сроки и повысить эффективность летных испытаний.

Область применения предлагаемого способа идентификации определяется условием, что каждая из идентифицируемых зависимостей в области определения является однозначной функцией своего аргумента (т.е. угла атаки или угла отклонения руля высоты, или угловой скорости тангажа), а сами эти зависимости являются аддитивными составляющими зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа, или зависимости коэффициента подъемной силы от указанных аргументов,

В практике летных испытаний широко применяются способы идентификации параметров математических моделей движения летательных аппаратов (см. метод наименьших квадратов, методы, основанные на использовании настраиваемых моделей, адаптивные алгоритмы идентификации в книге В.А. Касьянов, Е.П. Ударцев «Определение характеристик воздушных судов методами идентификации». М.: Машиностроение, 1988 г.) - методы параметрической идентификации. Применение этих методов основано на аппроксимации или постулировании структуры зависимостей коэффициентов аэродинамических сил или аэродинамического момента (далее - просто «коэффициентов») от параметров полета. При этом выбор структуры той или иной зависимости определяется или интуицией исследователя, или данными априорных трубных испытаний, что может приводить к значительным ошибкам результата идентификации, поскольку известно (см. монографию Е.З. Демиденко «Линейная и нелинейная регрессия». М.: Финансы и статистика, 1984), что даже в относительно простом случае идентификации параметров линейной регрессии, широко используемым на практике методом наименьших квадратов, «перебор» в структуре модели приводит к потере точности результата, а «недобор» -дополнительно еще и к систематическим ошибкам в результате.

Известен «Способ определения АДХ воздушных судов», пат. №2460982 от 28.03.2011.

В пат. №2460982 от 28.03.2011 предлагается при проведении послеполетной идентификации АДХ предположить, что структуры зависимостей коэффициентов от параметров полета в основном верно определены в априорных трубных исследованиях, и требуется по результатам летных исследований лишь уточнить методом наименьших квадратов «коэффициенты влияния» отдельных, или всех составляющих этой структуры. Данный подход является способом параметрической идентификации и основным его недостатком является предположение о том, что структуры зависимостей коэффициентов от параметров полета определены в наземных стендовых исследованиях качественно верны. Однако летный эксперимент проводится для проверки априорных трубных оценок, и хорошо известно, что результаты летных исследований - особенно при освоении новых режимов полета - могут качественно отличаться от априорного прогноза.

Известен «Способ идентификации АДХ летательного аппарата по результатам испытаний», пат. №2419775 от 28.12.2009.

В пат. №2419775 от 28.12.2009 способ идентификации АДХ на скользящем интервале переменной - настраиваемой - длины также является способом параметрической идентификации. При этом структура зависимости коэффициента задается априори, а использование скользящего интервала призвано учитывать возможное изменение параметров математической модели при изменении режимов полета. Основной недостаток данного подхода в постулировании структуры математической модели и использовании экспертных оценок при выборе длины скользящего интервала.

При практической идентификации АДХ по результатам летных испытаний широкое распространение получил непараметрический способ восстановления характеристик - «метод сечений», изложенный в книге Снешко Ю.И. Исследования в полете устойчивости и управляемости самолета. М.: Машиностроение, 1971, как способ восстановления аддитивных составляющих аэродинамического момента по измерениям (оценкам) суммарного момента, угла отклонения руля высоты и угла атаки методом сечений. При его применении исходят из того, что задача идентификации нередко может быть упрощена за счет привлечения априорных данных и редуцирована к задаче идентификации двух наиболее нелинейных характеристик.

В данном способе искомые характеристики получаются путем выделения из всей совокупности измерений тех измерений, которые соответствуют фиксированному значению одного из двух аргументов (сечению). Таким образом, в сечении зависимость коэффициента момента от другого аргумента представляет - с точностью до константы - искомую зависимость. Строя сечения по второму аргументу, получаем - с точностью до константы - искомую зависимость от первого аргумента.

Результат использования метода сечений - совокупность сечений, соответствующих разным фиксированным значениям аргументов, каждое сечение содержит несколько экспериментальных точек (в каждом сечении разных) - значений искомых составляющих с точностью до константы, зависящей от сечения.

Главный недостаток метода сечений - неполнота восстановления составляющих - каждое сечение может содержать слишком мало точек, чтобы по ним можно было судить о виде нелинейности. Например, если движение летательного аппарата удовлетворительно описывается линейной моделью короткопериодического продольного движения, то в случае гармонического входного воздействия (отклонения руля высоты по гармоническому закону) зависимость в установившемся движении представляет собой эллипс. Следовательно, каждое сечение будет содержать всего две точки, что, очевидно, недостаточно для описания нелинейной функции.

«О некоторых методах идентификации нелинейных объектов» авторами Самсоновым В.В., Сильвестровым A.M. (Aninternational jornal "Mathematics and Computer Science", Jornal of Qafqaz University. - 2011, №32 c 12-23) предложены несколько подходов к идентификации нелинейных объектов, в том числе к непараметрическому оцениванию нелинейного входного воздействия в модели Гаммерштейна и к восстановлению полной нелинейной модели по частным моделям.

Суть первого подхода состоит в параметрической идентификации коэффициентов дифференциальной модели динамики объекта с неизвестной нелинейной функцией от входного воздействия из условия гладкости указанной функции. Указанная функция находится в результате минимизации по искомым коэффициентам определенного функционала с параметром, характеризующим гладкость указанной функции, при дополнительном предположении о независимости некоторых производных выходного сигнала.

В отличие от данного подхода предлагаемый подход не предполагает параметризацию модели уравнения динамики объекта, в нем не делается предположений о независимости некоторых производных выходного сигнала, а восстановление нелинейных функций производится в результате относительно простого итерационного процесса, не связанного с минимизацией функционала.

В другом подходе, предложенном в статье «О некоторых методах идентификации нелинейных объектов» авторов Самсонова В.В., Сильвестрова A.M. (An International jornal "Mathematics and Computer Science", Jornal of Qafqaz University. - 2011, №32 с 12-23), для восстановления полной нелинейной модели, зависящей от нескольких переменных (приведены примеры моделей от двух и трех переменных), как и в предлагаемом способе, используется метод сечений. Однако данный метод используется для построения так называемых частных моделей, т.е моделей, зависящих только от одного переменного, каждая из которых описывает поведение полной модели в том или ином «сечении», т.е. при фиксированных значениях остальных переменных. При этом структура частной моделей постулируется (она одна и та же для всех сечений), а определение неизвестных коэффициентов частных моделей (для каждого сечения в отдельности) производится методом параметрической идентификации (методом наименьших квадратов). Далее сами найденные таким образом коэффициенты объявляются зависящими от другой переменной, причем структура этой зависимости также постулируется, а неизвестные коэффициенты снова находятся методом наименьших квадратов и т.д.

Как следует из описания, основным отличием данного подхода от предлагаемого является использование частных моделей заданной структуры с неизвестными коэффициентами, для определения которых используется способ параметрической идентификации. Существенное различие подходов наглядно проявляется в практически важном случае, когда полная модель представляет собой сумму двух нелинейных функций, каждая из которых однозначно зависит от своего переменного, и эти переменные изменяются по гармоническому закону так, что зависимость одной переменной от другой представляет собой эллипс (см. фиг. 1). В этом случае каждое из сечений содержит только две точки. Следовательно, и частная модель может содержать не более двух коэффициентов, что заведомо недостаточно для описания нелинейной функции в общем случае. При этих же условиях предлагаемый способ способен восстановить обе нелинейные функции любого вида.

Наиболее близким к предлагаемому способу является «Способ идентификации аэродинамических характеристик автоматически управляемых летательных аппаратов по результатам испытаний», пат. №2124711 от 05.09.1994 г., который предназначен для последовательной идентификации аэродинамических характеристик произвольного вида. Применительно к задаче идентификации составляющих момента тангажа от угла атаки и угла отклонения руля высоты способ заключается:

- в воздействии на привод руля высоты низко- и высокочастотными гармоническими составляющими одновременно. В подаче на руль высоты двухчастотного тест-сигнала. Высокая частота и амплитуда гармоники подбираются таким образом, чтобы амплитуда колебаний угла атаки на данной частоте была много меньше амплитуды колебания угловой скорости на этой же частоте. Низкая частота и амплитуда соответствующей гармоники подбираются исходя из желаемого диапазона изменения угла атаки (и, соответственно, диапазона определения АДХ по углу атаки);

- по результатам измерения в полете угловой скорости, оценок скоростного напора и моментов инерции определяется коэффициент момента тангажа. Предполагается, что величина коэффициента момента тангажа определяется в основном двумя составляющими: составляющей от угла атаки и составляющей от угла отклонения руля высоты, вклад демпфирующей составляющей невелик и поэтому с незначительной относительной погрешностью может быть учтен по данным продувок. Таким образом, задача идентификации сводится к задаче оценки только двух составляющих: от угла атаки и от угла отклонения руля высоты, которые идентифицируются последовательно;

- на каждом периоде высокочастотного движения незначительное изменение коэффициента момента от угла атаки учитывают - с небольшой относительной погрешностью - по данным продувок. Оставшееся изменение коэффициента момента на данном периоде есть только составляющая от угла отклонения руля высоты, что позволяет оценить эффективность руля высоты - при текущем на периоде угле атаки - как отношение диапазона изменения коэффициента момента к диапазону изменения руля высоты;

- оценка составляющей от угла атаки определяется на периоде низкочастотного движения по коэффициенту момента тангажа и полученной в п. 3 оценке эффективности руля высоты.

Недостатками данного способа являются априорная потребность в достаточно подробной математической модели аэродинамики летательного аппарата, позволяющей выбрать необходимые частоты и амплитуды тестового сигнала, и необходимость в наличии привода руля высоты с высокими характеристиками быстродействия, необходимыми для формирования настолько высокой частоты изменения угла отклонения руля высоты, что она не отражается на изменении угла атаки. Сложная форма тест-сигнала требует для его реализации на борту ЛА наличия БЦВМ или специального устройства…

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении достоверности и технологичности определения по результатам летных испытаний нелинейных аэродинамических характеристик, так как при использовании предлагаемого способа идентификации, в отличие от методов параметрической идентификации:

- не требуются дополнительные априорные предположения о характере нелинейностей и априорной аппроксимации этих нелинейностей;

- каждая из искомых зависимостей восстанавливается в виде единой совокупности точек, которая отображает - с точностью до константы - соответствующую составляющую во всем диапазоне изменения ее аргумента;

- не требуется применение тестового сигнала сложной формы и соответствующей аппаратуры на борту ЛА для его воспроизведения, позволяет определить момент демпфирования ЛА, не предъявляет повышенных требований к быстродействию привода руля высоты ЛА, необходимого для формирования настолько высокой частоты изменения угла отклонения руля высоты, что она не отражается на изменении угла атаки.

Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе непараметрической идентификации по результатам летных исследований двух нелинейных аэродинамических характеристик: зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла отклонения руля высоты или зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угловой скорости тангажа, или зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки и зависимости коэффициента подъемной силы от угла отклонения руля высоты, включающего подачу на привод руля высоты летательного аппарата тестового сигнала, возмущение движения летательного аппарата, измерение параметров движения летательного аппарата, обработку измерений (с привлечением при необходимости априорных данных об иных аэродинамических характеристиках, кроме идентифицируемых) для получения аргументов идентифицируемых зависимостей (угла атаки и угла отклонения руля высоты или угла атаки и угловой скорости тангажа), а также зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа, или зависимости коэффициента подъемной силы от указанных аргументов,

- подают на привод руля высоты летательного аппарата тестовый сигнал, обеспечивающий колебательный характер изменения по времени аргументов идентифицируемых зависимостей на исследовательском режиме полета летательного аппарата таким образом, чтобы диапазоны изменений аргументов идентифицируемых зависимостей были не менее диапазонов, для которых требуется идентифицировать зависимости, а фазовая траектория (то есть зависимость одного аргумента от другого аргумента) была бы замкнутой;

- проводят измерение параметров возмущенного движения летательного аппарата,

- проводят обработку измерений (с привлечением при необходимости априорных данных об иных аэродинамических характеристиках, кроме идентифицируемых) для получения трех функций времени: двух аргументов идентифицируемых зависимостей и суммы идентифицируемых зависимостей;

- строят последовательность сечений фазовой траектории поочередно по каждому из аргументов таким образом, чтобы в двух последовательных сечениях содержалась как минимум одна и та же точка фазовой траектории, последовательно объединяют - используя общие точки в последовательных сечениях - все точки всех построенных сечений в две совокупности, каждая из которых представляет собой - с точностью до константы - поточечное представление искомой идентифицируемой зависимости от своего аргумента, например зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки, или зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла отклонения руля высоты.

Таким образом, искомые аэродинамические характеристики идентифицируются с использованием относительно простого тестового сигнала, без предположений о характере нелинейностей и априорной аппроксимации этих нелинейностей, чем и достигается повышение достоверности и технологичности определения по результатам летных испытаний нелинейных аэродинамических характеристик.

Предлагаемый способ поясняется на фиг. 1 -5:

на фиг. 1 изображена схема фазовой траектории и способа построения сечений;

на фиг. 2 изображена схема зависимости коэффициента момента тангажа ЛА от угла атаки в двух сечениях по углу отклонения руля высоты, соответствующих фиг. 1;

на фиг. 3 показана зависимость коэффициента момента тангажа ЛА от угла атаки и результаты ее идентификации после нулевой (метод сечений), второй, четвертой и пятой итераций;

на фиг. 4 показана зависимость коэффициента момента тангажа ЛА от угла отклонения руля высоты и результаты ее идентификации после нулевой (метод сечений), второй и четвертой итераций;

на фиг. 5 приведена фазовая траектория - зависимость угла атаки от угла отклонения руля высоты.

Способ осуществляется следующим образом.

1. Для идентификации зависимости коэффициента момента тангажа ЛА от угла отклонения руля высоты mzв) и зависимости коэффициента момента тангажа ЛА от угла атаки mz(α) способ реализуется следующим образом.

На привод руля высоты подается тестовый сигнал, удовлетворяющий двум требованиям: диапазоны изменения аргументов угла атаки α и угла отклонения руля высоты δв не меньше диапазонов, в которых требуется восстановить зависимости mz(α) и mzв), каждое сечение зависимости α(δв) прямой δ в = δ в 0 = c o n s t (прямой α=α0=const), где значение δ в 0 (значение α0), принадлежит требуемому диапазону определения зависимости mzв)(mz(α)), содержит не менее двух точек (см. Фиг. 1), позиция 1 - зависимость α(δв), моделирующая наихудший для идентификации методом сечений случай, когда зависимость α(δв) при колебательном режиме полета ЛА представляет собой эллипс, а каждое сечение содержит, соответственно, всего две точки. Пунктиром указаны сечения данной зависимости, соответствующие трем фиксированным значениям α (позиция 2) и двум фиксированным значениям δв (позиция 3). Цифрами обозначены номера точек, содержащихся в указанных сечениях. Данным требованиям к тестовому сигналу удовлетворяет, например, гармонический сигнал необходимой амплитуды.

На данном режиме полета производятся измерения параметров полета ЛА в соответствующем канале: угловой скорости, угла атаки, угла отклонения руля высоты, скоростного напора. Выполняется цифровое сглаживание измерений и дифференцирование угловой скорости.

По данным измерениям определяется коэффициент момента тангажа mz(t) как функция времени полета t.

Влияние на коэффициент mz(t) всех параметров полета - за исключением параметров α и δв - учитывается по априорным данным. Таким образом, по известному коэффициенту момента тангажа и априорным данным определяется сумма двух наиболее значимых составляющих

mz∑(t)=mz(α(t))+mzв(t)) как функция времени полета.

По трем известным временным зависимостям: углу атаки α(t), углу отклонения руля высоты δв(t) и сумме составляющих коэффициента момента тангажа m(t)=mz(α(t))+mzв(t)) производится идентификация зависимостей mz(α) и mzв):

- Проводится сечение δв1, где δ1 - произвольное значение угла отклонения руля высоты на режиме обработки. Это сечение состоит (см. Фиг. 1) из точек 1(α11), 2(α22). При построении сечений используется интерполяция временных зависимостей α(t), δв(t), (t) между точками измерений.

- Значение δв2, определяющее второе сечение, находится следующим образом. Возьмем одну из точек 1-го сечения, например точку 2, и проведем вспомогательное сечение по α, которое, помимо точки 2, содержит новую точку 3(α2, δ2). Проведем сечение δв2. Этому сечению помимо точки 3 принадлежит точка 4(α3, δ2).

- Осуществим приведение точек второго сечения к первому сечению. Выпишем значения моментов в соответствующих точках (см. Фиг. 2) - два сечения суммы идентифицируемых зависимостей m=mz(α)+mzвi) при i=1 (позиция 4) и i=2(позиция 5 как функций аргумента α. Номера точек на фиг. 2 те же, что и на фиг. 1.

Для первого сечения: точка 1. m11)=mz1)+mz1);
точка 2. m21)=mz2)+mz1).
Для второго сечения: точка 3. m22)=mz2)+mz2);
точка 4. m32)=mz3)+mz2).

- Из этих соотношений определяется искомое значение m31):

m31)=m32)+m21)-m22).

- На этом итерационный шаг заканчивается. Результат шага: три точки mz1), mz2), mz3), принадлежащие одному сечению δв1, причем две точки: (α11), (α33), как и после проведения 1-го сечения, пригодны для продолжения итераций (проведения сечений по α).

- После к-й итерации алгоритма будет определена совокупность точек mzi)+mzi), i=1, k+1, т.е. составляющая mz(α) исходной суммы, восстановленная с точностью до константы. Итерации прекращают, если достигнута необходимая полнота восстановления составляющей (т.е. в каждом достаточно малом под интервале изменения аргумента восстановлено, хотя бы одно значение функции).

Составляющая mzв) восстанавливается аналогичным образом: строятся сечения по α и точки всех сечений приводятся к одному сечению.

2. Для идентификации зависимости коэффициента подъемной силы от угла отклонения руля высоты сув) и зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки су(α) способ реализуется следующим образом.

Коэффициент подъемной силы ЛА определяется по измеренным на режиме исследования в связанной системе координат перегрузкам nx1 и ny1 и углу атаки:

cy(α,δв)=G(nx1sin(α)+ny1cos(α))/Sq,

где

q - скоростной напор;

S - характерная площадь ЛА;

G - вес ЛА.

Далее составляющие коэффициента подъемной силы су(α) и сув) восстанавливаются по той же схеме, что и составляющие момента тангажа.

3. Для идентификации зависимости коэффициента момента тангажа ЛА от угловой скорости тангажа mzz) и зависимости коэффициента момента тангажа ЛА от угла атаки mz(α) способ реализуется следующим образом.

На привод руля высоты подается импульсный сигнал, удовлетворяющий двум требованиям на участке постоянного значения руля высоты (после выполнения импульса): 1) диапазоны изменения параметров ωz, α не меньше диапазонов, в которых требуется восстановить зависимости mz(α) и mzz); 2) каждое сечение зависимости α(ωz) прямой ω z = ω z 0 = c o n s t (прямой α=α0=const), где значение ω z 0 (значение α0), принадлежит требуемому диапазону определения зависимости mzz), (mz(α), содержит не менее двух точек. Импульсное отклонение рулевых поверхностей ЛА широко используется в практике летных испытаний.

Дальнейшая схема определения зависимостей mzz), mz(α) на участке постоянного значения руля высоты не отличается от ранее приведенной схемы определения mz(α) и mzв) при формальной замене параметра δв на параметр ωz.

Таким образом, предложенный способ обеспечивает идентификацию двух составляющих коэффициента подъемной силы или аэродинамического момента тангажа по известной сумме составляющих и известным аргументам составляющих без каких-либо предположений о нелинейности составляющих, за исключением их однозначной зависимости от своих аргументов.

Для уменьшения накапливающихся при итерациях погрешностей следует минимизировать необходимое количество итераций за счет: выбора начального сечения; использования для последующей итерации не одной, а всех точек, пригодных для продолжения на текущей итерации; отбора - после окончания итераций - точек, полученных после наименьшего числа итераций среди точек, равномерно покрывающих диапазон изменения аргумента.

Пример

Для идентификации зависимости коэффициента продольного момента ЛА от угла отклонения руля высоты mzв) и зависимости коэффициента продольного момента ЛА от угла атаки mz(α) способ реализуется следующим образом.

Для обеспечения колебательного характера изменения параметров α и δв в короткопериодическом продольном движении ЛА выбирают тест-сигнал, равным:

δтест(t)=8°, при t∈[0,0.5] с;

δтест(t)=20°sin(2*(t-0.5))+8°, при t∈[0.5,4] c.

Продольное короткопериодическое движение ЛА в окрестности балансировочных значений α=24°, δв=8° с учетом работы автопилота описывается следующими уравнениями:

;

;

ωz(0)=0°/c; α(0)=24°; δв(0)=8°; t∈[0,4] c,

где

ωz - угловая скорость тангажа;

- производная (по времени t) угловой скорости тангажа;

L - характерная длина ЛА;

q - скоростной напор;

mzz), mz(α), mzв) - составляющие продольного аэродинамического момента от угловой скорости тангажа, угла атаки, угла отклонения руля высоты соответственно

Jz- момент инерции ЛА относительно оси ОZ связанной системы координат;

- производная (по времени t) угла атаки ЛА;

Y - подъемная сила ЛА;

υ - угол тангажа ЛА;

m - масса ЛА;

V - скорость полета ЛА;

- производная (по времени t) угла отклонения руля высоты

k, iω, iα - коэффициенты контура автопилота.

Проводят измерения параметров полета ЛА (угла атаки, угловой скорости, угла отклонения руля высоты, скоростного напора) на интервале времени t∈[0,4] с под воздействием данного тест-сигнала. Фазовая траектория - зависимость α(δв) (позиция 15) представлена на фиг. 5.

Определяют по этим измерениям сумму (t) идентифицируемых зависимостей mz(α), mzв) с привлечением априорных данных о зависимости mzz) и использовании операции цифрового дифференцирования зависимости ωz(t) для получения ω z ( t ) следующим образом:

Строят последовательность сечений фазовой траектории поочередно по каждому из аргументов α и δв таким образом, чтобы в двух последовательных сечениях содержалась как минимум одна и та же точка фазовой траектории.

На фиг. 3 и фиг. 4 показаны результаты нескольких итераций восстановления зависимостей mz(α), mzв).

Каждая i-я итерация восстановления зависимости mz(α) состоит из проведения очередного сечения δвi фазовой траектории по δв (после проведения вспомогательного сечения по α, удовлетворяющего изложенному выше условию наличия общей точки) и объединения точек зависимости mz(α,δi)=m(α,δi), содержащихся в сечении, с совокупностью точек зависимости mz(α)+const=mz(α,δ1), полученных на предыдущих итерациях.

Каждая i-я итерация восстановления зависимости mzв) состоит из проведения очередного сечения α=αi фазовой траектории по α (после проведения вспомогательного сечения по δв, удовлетворяющего изложенному выше условию наличия общей точки) и объединения точек зависимости mz(αiв)=miв), содержащихся в сечении, с совокупностью точек зависимости mzв)+const=mziв), полученных на предыдущих итерациях.

Цифры на графиках соответствуют номеру итерации, каждой итерации соответствует своя шкала слева от графика: позиция 7 - экспериментальные точки восстановленной - с точностью до константы - зависимости mz(α) на итерации №0 (метод сечений), позиция 8 - экспериментальные точки восстановленной - с точностью до константы - зависимости mz(α) на итерации №2, позиция 9 - экспериментальные точки восстановленной - с точностью до константы - зависимости mz(α) на итерации №4, позиция 10 - экспериментальные точки восстановленной - с точностью до константы - зависимости mz(α) на итерации №5, позиция 11 - экспериментальные точки восстановленной - с точностью до константы - зависимости mzв) на итерации №0 (метод сечений), позиция 12 - экспериментальные точки восстановленной - с точностью до константы - зависимости mzв) на итерации №2, позиция 13 - экспериментальные точки восстановленной - с точностью до константы - зависимости mzв) на итерации №4. Для сравнения на этих же фигурах сплошными линиями приведены истинные зависимости mz(α) (позиция 6) и mzв) (позиция 14).

Таким образом, предложенный способ позволил идентифицировать с точностью до констант нелинейные зависимости mz(α), mzв) при плохой обусловленности задачи идентификации (зависимость α(δв) близка к линейной), обусловленной обратной связью по α в контуре автопилота.

Способ непараметрической идентификации по результатам летных исследований двух нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата: зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла отклонения руля высоты, или зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угловой скорости тангажа, или зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки и зависимости коэффициента подъемной силы от угла отклонения руля высоты, включающий подачу на привод руля высоты летательного аппарата тестового сигнала, возмущение движения летательного аппарата, измерение параметров движения летательного аппарата, обработку измерений для получения аргументов идентифицируемых зависимостей: угла атаки и угла отклонения руля высоты, или угла атаки и угловой скорости тангажа, а также зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа, или зависимости коэффициента подъемной силы, от указанных аргументов, отличающийся тем, что при условии, что идентифицируемые зависимости в области определения являются однозначными функциями своих аргументов и аддитивными составляющими зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа, либо коэффициента подъемной силы, от указанных аргументов, идентифицируемые зависимости определяются следующим образом: на привод руля высоты летательного аппарата осуществляют подачу тестового сигнала, обеспечивающего колебательный характер изменения по времени аргументов идентифицируемых зависимостей на исследовательском режиме полета летательного аппарата таким образом, чтобы диапазоны изменений аргументов идентифицируемых зависимостей были не менее диапазонов, для которых требуется идентифицировать зависимости, а фазовая траектория (то есть зависимость одного аргумента от другого аргумента) была бы замкнутой; затем после получения из обработки измерений параметров полета трех функций времени: двух аргументов идентифицируемых зависимостей и суммы идентифицируемых зависимостей, строят последовательность сечений фазовой траектории поочередно по каждому из аргументов таким образом, чтобы в двух последовательных сечениях содержалась как минимум одна и та же точка фазовой траектории, что позволяет объединить все точки всех построенных сечений в две совокупности, каждая из которых представляет собой - с точностью до константы - поточечное отображение идентифицируемых зависимостей: зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла отклонения руля высоты, или зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угла атаки и зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа от угловой скорости тангажа, или зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки и зависимости коэффициента подъемной силы от угла отклонения руля высоты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей сечений лопастей несущего винта вертолета.

Заявленное изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к способу определения аэродинамических характеристик (АДХ) моделей летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано в аэродинамических трубах (АДТ) при определении параметров потока на выходе из протоков модели, имитирующих каналы силовой установки.

Заявленное изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, и может быть использовано для определения их аэродинамических статических и динамических характеристик.

Изобретение относится к области швейного материаловедения, в частности к способу исследования процессов деформации защитных конструкций одежды под действием аэродинамической нагрузки.

Изобретение относится к судостроению и касается проектирования экранопланов. При определении аэродинамических характеристик горизонтального оперения экраноплана с установленными на нем работающими маршевыми двигателями изготавливают геометрически подобную модель горизонтального оперения и двигателей силовой установки.

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов и могут быть использованы для определения статических и нестационарных аэродинамических производных моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов, преимущественно к разработке методов воспроизведения в аэродинамических трубах условий обтекания летательных аппаратов и разработке методов повышения аэродинамического качества летательных аппаратов.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей. В способе по одному из вариантов определения угла атаки начала отрыва потока и выявления зоны отрыва потока по характеру изменения безразмерного коэффициента давления Ср по длине рассматриваемого сечения (хорде крыла) с целью повышения точности оценок помимо самого коэффициента давления Ср определяют вначале среднеквадратичное отклонение безразмерного коэффициента давления (СКО Ср), угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста СКО Ср, а место отрыва уточняют по месту ускоренного роста СКО Ср. В другом варианте пульсации давления и угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста пульсаций давления. В еще одном варианте определение угла атаки вначале определяют спектры пульсаций коэффициента давления, а угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста амплитуд спектра пульсаций коэффициента давления и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста амплитуд спектра коэффициента давления. Технический результат заключается в повышении точности определения угла атаки начала отрыва потока и выявлении зоны отрыва потока в реальных условиях эксперимента в аэродинамической трубе. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах. Пограничный слой на обтекаемых аэродинамических поверхностях может иметь ламинарное или турбулентное состояние. Способ включает освещение исследуемого течения над обтекаемой поверхностью поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, при этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя. Технический результат заключается в повышении точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное. 4 ил.
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к проведению исследований в аэродинамической трубе аэродинамических характеристик экранопланов, и может быть использовано для совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов. Способ заключается в моделировании различных режимов движения экраноплана в аэродинамической трубе при использовании модели экраноплана, оснащенной встроенным движительным комплексом и деформируемыми элементами конструкции, находящимися ниже ватерлинии. Использование деформируемых элементов в конструкции модели экраноплана позволяет варьировать величину осадки модели при моделировании границы раздела сред жестким экраном. Испытания модели экраноплана с деформируемыми элементами в аэродинамической трубе проводят на шестикомпонентных аэродинамических весах с жестким закреплением модели, при этом методику проведения испытаний изменяют в части последовательности съема данных при заданных параметрах движения, выполняют варьирование угла атаки при фиксированных высотах центра тяжести (точки поворота модели). По результатам испытаний выявляют геометрические параметры движительного комплекса и режимы его работы, а также положение органов механизации крыла, обеспечивающих наилучшее аэродинамическое качество (отношение подъемной силы к аэродинамической силе сопротивления). Технический результат заключается в сокращении времени проведения исследований, исключении масштабного эффекта и необходимости учета поправок при сопоставлении результатов испытаний нескольких разномасштабных моделей на различных экспериментальных установках.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана. Стенд содержит аэродинамическую трубу с установленными на поворотной платформе аэродинамическими весами с проволочной подвеской модели. Поворот платформы обеспечивает изменение угла тангажа (атаки) модели, изменение угла установки модели в вертикальной плоскости обеспечивает изменение угла скольжения модели. Экран, установленный между вертикальными тягами проволочной подвески и выполненный с возможностью поступательного перемещения и наклона, обеспечивает изменение высоты и угла крена модели над экраном. Таким образом, обеспечивается одновременная установка модели с заданными углами крена, тангажа (атаки), скольжения (рыскания) и расстояния до экрана, что повышает точность исследований и позволяет определять комплексы перекрестных связей аэродинамических сил и моментов, действующие на модель 4 в потоке воздуха в присутствии экрана. Технический результат заключается в обеспечении одновременного изменения углов тангажа (атаки), крена и скольжения (рыскания) на разных удалениях модели от экрана и повышении точности испытаний. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в лабораторных условиях. Аэродинамическая труба содержит установленные симметрично с образованием общей форкамеры два дифференциальных мультипликатора давления, поршни которых выполнены ступенчатыми и установлены с возможностью перемещения навстречу друг другу. К корпусу второго мультипликатора по оси присоединен малый мультипликатор давления, содержащий двухступенчатый поршень, малая ступень которого находится в контакте с большой ступенью поршня второго мультипликатора, а надпоршневое пространство малого мультипликатора связано через быстродействующий пневмоклапан с ресивером. Технический результат заключается в расширении экспериментальных возможностей аэродинамической трубы кратковременного действия. 1 ил.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Сущность: осуществляют воспроизведение аэродинамического силового и теплового воздействия и измерение температуры. Силовое воздействие от нагружающих элементов до наружной поверхности обтекателя передается n-ым количеством стержней (равномерно распределенных по поверхности конструкции), проходящих через стенки токопроводящей и теплоизолирующей оболочки, причем сумма площадей поперечного сечения стержней много меньше нагреваемой поверхности, а плотность распределения стержней по поверхности конструкции выбирают таким образом, чтобы исключить концентраторы механических напряжений при взаимодействии стержней с наружной поверхностью конструкции. Технический результат: полное воспроизведение аэродинамического воздействия (теплового и силового) на наружной поверхности обтекателя из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относятся к области экспериментальной аэрогазодинамики. Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки содержит рабочую камеру, источник модельного газа на ее входе, а на выходе камеры - диффузор. В рабочей камере установлена перегородка, образующая вспомогательную камеру. В перегородке выполнены отверстия. Одно отверстие имеет диаметр в 1,1÷1,3 раза больше выходного диаметра сопла и выполнено соосно с соплом. Отверстия на периферии перегородки снабжены заглушками. Технический результат изобретения позволяет проводить испытания как моделей кормовых частей ракет с соплами ракетных двигателей, так и различных моделей летательных аппаратов при минимальных затратах на перекомпоновку и перенастройку элементов рабочей части установки. При испытаниях моделей летательных аппаратов в отверстия на периферии перегородки устанавливают заглушки. Узел крепления державки испытываемых моделей установлен во вспомогательной камере. При испытаниях кормовой части ракеты заглушки в отверстия на периферии перегородки не устанавливают. 4 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления. Регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных блока сравнения заданного и измеренного значений давления и параллельно соединенных форсирующего и цифрового регулирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высоким быстродействием, высокой точностью в автоматическом режиме. 4 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости. Сущность изобретения состоит в том, что во внутренней полости аэроупругой модели с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) сердечнике размещены датчики перемещений и датчики системы защиты АДТ. Малый зазор между сердечником и внутренней поверхностью модели и отсутствие влияния колебаний державки или ленточной подвески на результаты измерений относительных перемещений позволяют проводить с высокой точностью измерения упругих перемещений модели (амплитуд, форм и частот колебаний модели), повышая точность и информативность эксперимента. Технический результат заключается в повышении информативности испытаний, повышении безопасности их проведения. 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, а также регулятор давления. Регулятор давления состоит из сумматора отрицательной обратной связи по давлению, последовательно соединенных фильтра нижних частот и обращенной модели объекта управления, замкнутых положительной обратной связью через сумматор моделью объекта управления. Входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления и температуры воздуха в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высокой точностью в автоматическом режиме без корректирующих устройств. 4 ил.
Наверх