Метод раздельной идентификации эффективной силы тяги двигателя и аэродинамического сопротивления летательного аппарата в процессе лётных испытаний тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.11.15, кандидат наук Яцко Артём Анатольевич

• Яцко Артём Анатольевич
• кандидат наук
• 2022

Оглавление диссертации кандидат наук Яцко Артём Анатольевич

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ МЕТОДОВ ИЗМЕРЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ И ТЯГИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

1.1. Анализ методов измерения аэродинамического сопротивления летательных аппаратов

1.2. Анализ методов измерения тяги силовой установки летательных аппаратов

1.3._Анализ иностранных источников

1.4._Определение ключевых направлений в исследовании

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ОБЪЕКТА ИССЛЕДОВАНИЯ

2.1. Постановка измерительной задачи

2.2. Уточнение задачи и алгоритм совместного измерения

2.3. Исследовательский полунатурный пиотажный стенд

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ ИЗМЕРИТЕЛЬНОГО КАНАЛА НА РЕЗУЛЬТАТЫ СОВМЕСТНОГО ИЗМЕРЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОЙ ТЯГИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

3.1. Методика нахождения оптимальной длительности измерения при совместном измерении эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата

3.2. Влияние погрешностей измерительного канала на точность совместного измерения эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 4. МЕТОДИКИ УМЕНЬШЕНИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ РЕЗУЛЬТАТОВ СОВМЕСТНОГО ИЗМЕРЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОЙ ТЯГИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

4.1. Методика центрирования регрессоров, позволяющая уменьшить погрешности результатов совместного измерения эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата

4.2. Методика предварительного сглаживания данных в методе совместных измерений. эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 5. ВЕРИФИКАЦИЯ МЕТОДИК УМЕНЬШЕНИЯ ВЛИЯНИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ ИК НА РЕЗУЛЬТАТ СОВМЕСТНОГО ИЗМЕРЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОЙ ТЯГИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

5.1. Алгоритм обработки данных программой идентификации параметров

5.2. Верификация применения предложенных методик в методе совместных измерения эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата

5.3. Верификация применения предложенных методик в методе совместных измерения эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата при

изменении эффективной тяги на участке идентификации

5.3.1. Проверка работоспособности метода совместных измерений

при изменении эффективной тяги при проведении измерений

5.3.2. Верификация применения предложенных методик в методе совместных измерения при изменении эффективной тяги силовой установки при проведении измерений

5.3.3. Верификация применения предложенных методик в методе совместных измерения при изменении эффективной тяги на участке идентификации с использованием априорной информации об изменении эффективной тяги силовой установки при проведении измерений

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Приложение

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Метод раздельной идентификации эффективной силы тяги двигателя и аэродинамического сопротивления летательного аппарата в процессе лётных испытаний»

Актуальность темы исследования

Актуальность темы исследования основана на необходимости обеспечения требуемой точности измерения эффективной тяги СУ ЛА в полете [1]. В работе представлены результаты совершенствования метода раздельной идентификации эффективной силы тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА. В терминах государственной системы обеспечения единства измерений и общей теории измерений, предложенная в работе раздельная идентификация сил тяги и сопротивления является частным случаем универсального МСИ. Поэтому далее в работе используется термин «метод совместных измерений эффективной силы тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата».

Применяемые в настоящее время подходы к измерению сил тяги и аэродинамического сопротивления в летных испытаниях обеспечивают погрешности измерения эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА с ОП 5%. Столь высокий уровень обусловлен тем, что оценки тяги основаны на совместном использовании данных из различных источников, а именно, наземные стендовые испытания двигателей, расчет на основе газодинамических моделей турбореактивных двигателей, наземные эксперименты с моделями самолета в аэродинамических трубах для получения оценок силы аэродинамического сопротивления. Все эти источники имеют собственные погрешности, в первую очередь методические, обусловленные невозможностью воспроизведения в наземных испытаниях всех факторов, действующих в летном эксперименте, например, интерференцию между планером и СУ, которая определяет отличие внутренней тяги двигателя, измеряемой в стендовых экспериментах, от эффективной тяги, создаваемой в полете.

Проблема несоответствия условий наземных испытаний условиям полета в значительной степени преодолевается путем применения летающих

лабораторий, традиционно представляющих собой транспортный самолет с четырьмя двигателями, один из которых заменяется на испытываемый двигатель. Однако при этом требуется кардинальная доработка двигателя путем установки большого числа нештатных датчиков, что влияет на точность измерения и требует больших трудозатрат.

В общем случае это также не решает проблему точного воспроизведения явлений интерференции с планером.

Разработанный метод позволяет измерять эффективную тягу СУ и аэродинамическое сопротивление ЛА в полете с использованием только средств измерений системы бортовых измерений ЛА. Этим определяется актуальность темы исследования.

Использование МСИ эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА также возможно при контроле технического состояния СУ ЛА, а также для повышения уровня безопасности полетов [ 2].

Степень разработанности темы исследования

Основная идея выполнения раздельной идентификации эффективной силы тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА по данным лётных испытаний была предложена совместно научным руководителем данной работы и Заслуженным деятелем науки РФ д.т.н. профессором Б.К. Поплавским (ГНЦ РФ АО «ЛИИ им. М.М.Громова»). Принципиальным отличием данного подхода от существующих является то, что он позволяет получать численные значения тяги СУ в полете, используя штатные средства измерений [3]. Однако для выполнения идентификации сил тяги и сопротивления в ходе летных испытаний необходимо провести ряд исследований, связанных с выбором участка обработки, с влиянием погрешностей измерений, изменения тяги на участке обработки и др. Решению данных задач и посвящена настоящая диссертационная работа.

Ранее подобные подходы не применялись в силу очень слабой обусловленности задачи, которая относится к классу некорректных по А.Н. Тихонову.

Целью диссертационной работы является

Достижение требуемой точности МСИ эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА в полете при постоянном значении тяги СУ, а также при её изменении.

Задачи исследования

1. Провести анализ погрешностей результатов измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА, полученных с использованием существующих методов.

2. Провести анализ погрешностей результатов совместных измерений при различных значениях длительности временного интервала измерения с целью определения его оптимального значения.

3. Разработать методику, позволяющую снизить влияние погрешностей ИК на результат совместного измерения.

4. Разработать методику, позволяющую уменьшить погрешности результатов совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА при изменении значения эффективной тяги СУ.

5. Используя результаты моделирования параметров полета, полученные на полунатурном пилотажном стенде, провести апробацию разработанных методик в МСИ и определить погрешности результатов измерения.

6. Обосновать требования к точности газодинамической модели ГТД, а также к датчикам, устанавливаемым на ЛА, при выполнении которых значения погрешностей МСИ эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА не превышают допустимых значений.

Научная новизна результатов диссертационной работы

1. Реализован метод решения измерительной задачи совместного измерения эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА.

2. Разработана методика обоснования выбора оптимальной длительности временного интервала с целью минимизации погрешностей результатов совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА на основе анализа СКО результатов измерения при изменении длительности временного интервала измерений.

3. Разработана методика, позволяющая уменьшить погрешности результатов совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА на основе применения метода центрирования регрессоров при обработке результатов совместных измерений;

4. Разработана методика, позволяющая уменьшить погрешности совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА на основе применения метода предварительного сглаживания результатов совместных измерений;

5. Разработана методика, позволяющая уменьшить погрешности совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА при изменении значений эффективной тяги СУ на основе использования априорной информации об изменении эффективной тяги СУ при изменении числа Маха

Теоретическая и практическая значимость диссертационной работы

Теоретическая значимость заключается в создании новых научных решений, обеспечивающих повышение точности совместных измерений эффективной силы тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА в летных испытаниях авиационной техники на основе применения метода

центрирования регрессоров, метода предварительного сглаживания данных, а также использовании априорной информации об изменении тяги по числу М.

Практическая значимость заключается в повышении точности и расширении области применения МСИ эффективной силы тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА в результате применения предложенных научных решений.

Объект исследования

ЛА самолетного типа с силовой установкой, включающей ГТД.

Предмет исследования

1. Методы измерения эффективной тяги ГТД.

2. Методы измерения аэродинамического сопротивления ЛА самолетного типа.

Методология и методы исследования

В исследовании использовалась методы теории идентификации систем, общей теории измерений, а также статистические методы.

Положения, выносимые на защиту

1. Методика обоснования выбора оптимальной длительности интервала измерений в целях минимизации ОП результатов совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА.

2. Методика, основанная на применении метода центрирования регрессоров, позволяющая уменьшить ОП результатов совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА.

3. Методика, основанная на применении метода предварительного сглаживания данных, позволяющая уменьшить ОП результатов совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА.

4. Методика, позволяющая уменьшить ОП результатов совместных измерений эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА при изменении эффективной тяги СУ.

Достоверность полученных научных положений, результатов и выводов, приведенных в работе

Для достижения достоверности научных положений, результатов и выводов, приведенных в работе, исследования проводились с использованием результатов моделирования, полученных на полунатурном пилотажном стенде. При этом обеспечивается получение действительных значений искомых параметров. Данные параметры идентифицировались с использованием предложенных МСИ эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА, что позволило оценить эффективность применения предлагаемых подходов.

Исследовательский полунатурный пилотажный стенд использует модель движения существующего ЛА, разработан для имитации параметров ЛА, учитывает погрешности существующих средств измерений системы бортовых измерений ЛА и апробирован в научно-исследовательских работах ФГУП «ГосНИИАС».

Апробация результатов

Результаты работы обсуждались на Международном авиационно -космическом научно-гуманитарном семинаре имени С.М. Белоцерковского (Москва 2014), XI Всероссийской научно-технической конференции «Научные чтения по авиации, посвящённые памяти профессора Н.Е.Жуковского» (Москва 2014), X Международной конференции «Идентификация систем и задачи управления» (Москва 2015), ХУШ Международном Аэрокосмическом Конгрессе Московского государственного авиационного технологического университета им. К.Э.Циолковского (Москва 2015), Всероссийской научно-технической конференции «Авиационные системы в XXI веке» (Москва 2016), XII межведомственной научно-теоретической конференции «Вооружение и экономика» ФГБУ «46 Центральный научно-исследовательский институт» Минобороны России (Москва 2019), XIII межведомственной научно -

теоретической конференции «Вооружение и экономика» ФГБУ «46 ЦНИИ» Минобороны России (Москва 2020).

Личный вклад автора

Основные результаты диссертации получены автором лично, либо при его определяющем участии. Автором проведен анализ научной литературы по тематике диссертационной работы, выдвинуты гипотезы об эффективности предлагаемых подходов, спланированы и проведены эксперименты, проведена обработка измерительной информации.

Основные результаты работы

По теме работы опубликовано 14 научных работ. Основное содержание диссертационного исследования отражено в 3 опубликованных статьях (из них 2 в рекомендованных ВАК РФ изданиях, 1 - в журналах, входящих в базу данных Scopus), а также 8 тезисах докладов общим объемом 7 п.л.

Степень внедрения

Результаты диссертационной работы использованы при проведении научно-исследовательской работы во ФГУП «ГосНИИАС».

Метод повышения точности измерения тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА на основе использования метода предварительного сглаживания данных, а также метод повышения точности измерения тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА на основе использования априорно известной информации о чувствительности тяги по числу М внедрены при разработке методического обеспечения испытаний ЛА.

Результаты внедрения подтверждается актом в/ч 18347 от 2020 г.

Область применения

Задачи идентификации сложных систем в условиях влияния погрешностей ИК, а также при изменении измеряемых параметров.

Структура и содержание работы. Диссертация изложена на 149 страницах и состоит из введения, пяти глав, с выводами по каждой из них, общих выводов по диссертационной работе, списка сокращений и условных

обозначений, списка литературы из 91 наименований и приложения, содержит 25 таблиц и 36 рисунков.

Во введении отражена актуальность темы работы, поставлены цели и задачи работы, определено её содержание, указаны основные научные результаты, выносимые на защиту.

В первом разделе проведен анализ существующих отечественных и иностранных источников в области измерения аэродинамического сопротивления ЛА и тяги СУ, а также теоретических подходов для их измерения, сформированы основные направления в исследовании.

Сформулированы выводы. Определены ключевые направления в исследовании. Обозначены границы исследования для решения поставленных задач.

Во втором разделе диссертационной работы описпана постановка измерительной задачи в соответствии с Р 50.2.004-2000, разработана математическая модель объекта с учетом разделения тяги на векторы входного и выходного импульсов.

Проведен анализ возможности использования полунатурного пилотажного стенда в качестве средства оценки ОП измерения методом совместного измерения эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА.

Выполнено моделирование и обработаны данные подтверждающие работоспособность предложенных методик совместного измерения эффективной силы тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА в полете.

В третьем разделе проведено исследование влияния длительности временного интервала (ширины скользящего окна) на погрешности результатов совместных измерений.

В четвертом разделе предложена методика уменьшения погрешностей ИК, основанный на применении идеи центрирования регрессоров для всех

сигналов, входящих в правую часть уравнения модели объекта. Проведено исследование и анализ результатов.

Представлена методика, основанная на применении метода предварительного сглаживания данных, позволяющая уменьшить погрешности результатов измерения методом совместного измерения эффективной тяги СУ и аэродинамического сопротивления ЛА.

В пятом разделе проведена верификация методики уменьшения влияния погрешностей ИК на погрешность результатов совместного измерения эффективной тяги СУ на основе предварительного сглаживания полетных данных в том числе, при изменении тяги силовой установки. Сформулированы выводы.

Проведена верификация при различных уровнях погрешностей ИК с использованием априорной информации об изменении эффективной тяги СУ на участке проведения измерений. Сформулированы выводы.

В заключении представлены выводы о результатах исследования, проведенного в диссертационной работе.

14

ГЛАВА 1.

АНАЛИЗ МЕТОДОВ ИЗМЕРЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ И ТЯГИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ

1.1. Анализ методов измерения аэродинамического сопротивления

летательных аппаратов

Измерение аэродинамического сопротивления ЛА главным образом производится с помощью экспериментов, проводимых в АДТ. Типовая структурная схема АДТ представлена на Рисунке 1.1.

5

Рисунок 1.1. Структурная схема АДТ

1 - сопло, создающее газовый поток с заданными параметрами;

2 - вентиляторы;

3 - испытательное помещение;

4 - форкамера;

5 - воздуховоды;

6 - испытательная измерительная установка (составная часть измерительно-регистрирующего комплекса);

7 - диффуззионная часть.

При подготовке эксперимента модель крепится неподвижно в рабочей части АДТ. Для реализации испытания необходимо технически обеспечить

создание потока газа с заданными параметрами. При этом важно достичь стабильности температуры и плотности в созданном газовом потоке.

Во время проведения испытаний создаётся воздушный поток, параметры которого контролируются. Из закона обращения движения, известно, что сила аэродинамического сопротивления, действующая на движущееся в потоке тело, равна силе аэродинамического сопротивления, действующей на неподвижное обдуваемое потоком тело, при условии, что скорости тела и обдуваемого потока в обоих случаях равны.

При моделировании движения в АДТ возникают факторы, вызывающие систематические и случайные погрешности измерений. Также существует ограничение данного вида испытаний, вызванное геометрическими размерами испытательного помещения. Число Рейнольдса в экспериментах с АДТ по сути используется как критерием подобия геометрических размеров модели и объекта, что возможно благодаря формуле его определения (1).

Я е = р V 1/д , где: (1)

р - коэффициент плотности среды; V - скорость газового потока; I - характерный для поставленной задачи размер; д - коэффициент аэродинамической вязкости.

В связи с ограничением габаритных размеров испытательного помещения, испытания полноразмерных моделей объектов испытаний зачастую не представляется возможным, в таком случае испытываются уменьшенные модели ЛА. Уменьшение размеров тела обычно компенсируется увеличением скорости газового потока так как компенсирование за счет использования более плотной среды технически сложнее реализовать.

Измерение сил, действующих на испытываемый объект осуществляется измерительной установкой, которая основывается на применении метода измерения с использованием аэродинамических весов либо методе измерений, основанном на измерении локальных давлений на поверхности модели с

использованием манометров. В целях повышения достоверности полученных результатов измерений, запись показаний средств измерений осуществляется измерительно-регистрирующим комплексом только при установившихся параметрах газового потока в испытательном помещении.

На силу аэродинамического сопротивления влияют любые элементы, находящиеся в испытательном помещении, не относящиеся к модели объекта. Например, погрешности вносят датчики, элементы монтажа модели объекта. В процессе проведения испытаний необходимо вносить соответствующие поправки, также важно грамотное планирование эксперимента. Скорость газового потока определяется соотношением(2):

Ра = кк - динамическое давление газового потока; р - плотность используемого газа.

Измерения коэффициентов аэродинамического сопротивления осуществляется косвенным методом с использованием соотношения (3)

F - сила сопротивления;

5 - площадь поперечного сечения испытываемой модели;

V - скорость газового потока.

В качестве примера в Таблице 1 представлены основные характеристики АДТ Т-101 [4, 82]

Для обеспечения эксперимента в целях измерения аэродинамического сопротивления ЛА широко применяются АДТ с различными характеристиками.

Исследования с использованием АДТ производятся как в области дозвуковых, так и сверхзвуковых скоростей. Принципиальные структурные схемы таких АДТ идентичны, отличительной особенностью сверхзвуковых АДТ заключается в сопле, создающим газовый поток. В данных АДТ используются сопла Лаваля. При этом для различных значений скорости

(2)

(3)

газового потока необходимы сопла различного контура. В сверхзвуковых АДТ применяют сопла изменяемой геометрии либо сменные сопла [4].

Таблица 1.

Основные параметры аэродинамической трубы Т-101

Параметр Значенне параметра

Скорость потока 5-52 м/с

Число Ие на 1 м до З.бхЮ6

Полное давление атмосферное

Скоростной напор до 1.7 кПа

Температура торможения окружающей среды

Диапазон углов атаки (а) =20°

Диапазон углов скольжения (|3) =180°

Размеры рабочей части:

Сечение сопла (эллипс) 24:14 м

Длина рабочей части 24 м

Размеры объектов испытаний:

Размах крыла: до 18 м

Длина фюзеляжа: до 30 м

Площадь крыла: до 35 м2

Помимо АДТ для исследования аэродинамических характеристик применяют специально оборудованные для данных целей самолёты-лаборатории [5]. Эксперименты, проводимые в них, отличаются высокой точностью результатов, так как они выполняются в реальных условиях полета.

С появлением спутниковых средств внешнетраекторных измерений стали активно разрабатываться методы определения систеиатических погрешностей приёмников воздушного давления и других средмств измерения воздушных параметров в летных испытаниях ЛА [6, 7]. Таким образом, уточнённые данные могут быть использованы для идентификации модели движения ЛА и дальнейшего использования в МСИ аэродинамического сопротивления ЛА и эффективной тяги СУ [8].

1.2. Анализ методов измерения тяги силовой установки летательных

аппаратов

Характеристики тяги СУ могут быть получены экспериментально в процессе проведения специальных испытаний, либо расчётным путём -с использованием характеристик отдельных элементов двигателя.

Существующие методики измерения тяги СУ предлагают измерять тягу на основе формул расчета газодинамических процессов, протекающих в ГТД [9, 10]. При этом значения давления и температуры, необходимые для расчетов, предлагается получать в результате измерения данных параметров непосредственно в основных сечениях ГТД. Однако, штатный технический облик ГТД далеко не всегда предусматривает достаточное количество датчиков. Таким образом, ГТД дорабатывается дополнительными элементами, что не может не повлиять на его характеристикаи, к тому же это весьма дорогостоящий процесс. Для примера, в методике, описанной в источнике [11], в схеме препарирования ГТД предусматриваются такие работы, как: монтаж приёмников полного и статического давлений на входе СУ; монтаж приёмников полного давления и термопар за компрессором; монтаж приёмников полного, статического давлений и термопар на выходе СУ.

Вместе с тем, данная группа методов не учитывает интерференцию СУ и планера, не учитываются параметры атмосферы реального полета, то есть фактически эффективная тяга СУ измеряется с неучтенными значениями систематических погрешностей [12].

Для измерения тяги СУ широко используются самолёты-лаборатории [13]. Методики испытаний включает замену одного из двигателя ЛА испытываемым, что позволяет получить достоверные данные в условиях полёта, а также исключить существенную доработку самого двигателя для проведения испытаний. Методы определения тяги ГТД на летающих лабораториях и в самолётной компановке подразделяются на: - газодинамический;

- аэродинамический;

- динамометрический.

Современные летающие лаборатории оборудованы телеметрической аппаратурой, позволяющей передавать полный объём измеряемых параметров в наземный центр для анализа в реальном масштабе времени. К недостаткам данных методов следует отнести ограниченность области полёта летающей лаборатории, а также влияние планера на характеристики ГТД, отличные от влияния планера ЛА, составной частью которого будет являться ГТД.

С увеличением вычислительных мощностей электронных вычислительных машин наряду с экспериментальными методами получили развитие расчётные методы получения характеристик авиационных ГТД. Они позволяют измерить тягу ГТД с меньшими затратами. Также позволяют получать тяговые характеристики двигателей, находящихся в процессе разработки. Однако существующие расчетные методы не полностью учитывают взаимное влияние элементов ЛА, также возникают сложности при идентификации модели объекта [14].

В настоящее время при измерении тяги двигателя ЛА используются математические модели СУ. Распространение получили функциональные математические модели, которые основываются на моделировании процессов элементов СУ. Такие модели СУ представляют собой систему нелинейных уравнений, описывающих работу элементов СУ и их дальнейшее согласование в модели СУ. Для решения данных систем уравнений используются численные методы [15, 16]. Уровень детализации может быть различным и зависит от поставленных целей. При этом более сложные модели СУ не всегда точнее описывают моделируемый процесс, что связано с методическими погрешностями, которые возрастают с увеличением детализации происходящих в СУ процессов.

Неизбежным фактором, усложняющим применение таких моделей, является необходимость применения многодисциплинарного подхода.

Известно, что под воздействием центробежных и газодинамических сил в полете происходят деформации деталей газовоздушного тракта, влияющие на аэродинамические и газодинамические характеристики. Эти деформации настолько существенны, что в практике трехмерных расчетов даже применяются такие понятия, как «холодная геометрия» и «горячая геометрия».

Существует метод измерения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя [17]. Представленный способ измерения тяги основывается на измерении термогазодинамических параметров. В предлагаемом способе определения тяги во всех ожидаемых условиях эксплуатации ГТД происходит с использованием только тех параметров, которые измеряются и используются в электронных системах автоматического управления двигателем и ЛА, без установки в СУ дополнительных приемников, передатчиков и датчиков.

Однако, данный метод использует сформированные индивидуально для каждого двигателя экспериментальные обобщенные тарировочные функциональные зависимости. Таким образом, в процессе эксплуатации, могут возникнуть погрешности измерений, связанные с изменением состояния двигателя [18].

В настоящее время ведутся работы по разработке для использования в летном эксперименте метода измерения локальных температур газового потока с помощью томографического подхода с применением пирометра спектрального отношения. Измерения температур газового потока позволяют получить информацию о тяге СУ косвенными методами, однако средства измерения, вмонтированные в рабочие камеры СУ влияют на достоверность измерений, а измерение температуры газового потока выше 2000 К зачастую невозможно либо экономически неэффективно. В настоящее время применяются методы оптической пирометрии. Переход от локальных измерений к полевым позволяет получить специалистам качественно новую картину, выявить особенности исследуемых процессов, использовать данные при усовершенствовании конструкции СУ.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Яцко Артём Анатольевич, 2022 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Справочник по теории автоматического управления / А.А. Красовский [и др]. М.: Наука, 1987. 711 с.

2. Левин С.Ф. Погрешности измерений и вычислений как причина «катастрофического феномена 1985-1986 годов» в авиационной и ракетно-космической технике // Контрольноизмерительные приборы и системы. -2000. № 3. С. 21.

3. Способ определения тяги двигателей самолета: пат. RU2579796C1 РФ / Н.А. Туткарев, О.П. Лысюк, В.С. Кулабухов, О.Н. Корсун, Б.К. Поплавский, В.Ф. Заец; заявл. 06.02.2015; опубл. 10.04.2016.

4. Катаева Л.Ю. Влияние числа Рейнольдса на аэродинамическое сопротивление моделей // Современные проблемы науки и образования. 2013. № 6. С. 20.

5. Цыплаков В.В., Горелова Т.А., Амирьянц В.А. Государственный научный центр Российской Федерации Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова. Хронология событий. Жуковский.: ЛИИ им. М.М. Громова, 2016. 447 с.

6. Пушков С.Г., Харин Е.Г., Кожурин В.Р., Захаров В.Г. Технология определения аэродинамических погрешностей ПВД и воздушных параметров в летных испытаниях ЛА с использованием спутниковых средств траекторных измерений // Проблемы безопасности полетов. 2006. № 7. С. 8-26.

7. Пушков С.Г. , Коpсун О.Н., Яцко А.А. Оценивание погрешностей определения индикаторной земной скорости в лётных испытаниях авиационной техники с применением спутниковых навигационных систем // Мехатроника, Автоматизация, Управление. Том 16. № 11 Москва. 2015. С. 771-776.

8. Аэродинамические трубы дозвуковых и сверхзвуковых скоростей: Методическое пособие / В.Т. Калугин, А.Ю. Луценко, Е.Г. Столярова, А.И. Хлупнов. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2004. 26 с.

9. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / Д.В. Хронин [и др.] М.: Машиностроение, 1989 г. 386 с.

10. Добрянский Г.В., Мартьянова Т.С. Динамика авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение. 1989. 380 с.

11. Руководство по испытаниям авиационной техники. Самолеты с турбореактивными двигателями. Комплексное определение аэродинамических и тяговых характеристик. Типовые методики. Раздел 6.2.1.4. Вып.6. Жуковский.: ЛИИ им. М.М. Громова. 2000. 150 с.

12. Зрелов В.А., Маслов В.Г. Основные данные отечественных авиационных газотурбинных двигателей и их применение при учебном проектировании. Самара.: СГАУ. 1999. 160 с.

13. Кулаков А.Д., Попов В.В. Методы определения тяговых характеристик газотурбинных двигателей на летающей лаборатории и основном самолёте // Авиационно-космическая техника и технология. 2007. № 9 (45). С. 37 - 43.

14. Васильченко К.К., Кочетков Ю.А., Леонов В.А., Поплавский Б.К. Структурная идентификация математической модели движения самолета. М.: Машиностроение. 1993 г. 352 с.

15. Корсун О.Н., Лещенко И.А., Немичев М.В. Математическое моделирование переходных процессов в авиационном газотурбинном двигателе. Мехатроника, автоматизация, управление. 2011. № 11. С. 50-54.

16. Корсун О.Н., Николаев С.В., Андреев С.П., Макаров В.Е. Уточнение параметров математической модели двигателя по данным летных испытаний // Идентификация систем и задачи управления. Труды X Международной конференции Института проблем управления им. B.A. Трапезникова. Москва. 2015. С. 1043-1055.

17. Корсун О.Н., Поплавский Б.К., Яцко А.А. Раздельная идентификация эффективной тяги двигателей и силы аэродина-мического сопротивления по данным летных испытаний при воздействии шумов измерений // Идентификация систем и задачи управления. Труды X Международной

конференции института проблем управления им. B.A. Трапезникова. 2015. С. 1032-1042.

18. Корсун О.Н., Поплавский Б.К. Метод оценивания систематических погрешностей бортовых измерений углов атаки и скольжения на основе данных спутниковой навигационной системы и идентификации скорости ветра // Теория и системы управления. 2011. № 1. C. 156-168.

19. Поройков А.Ю., Фланден В.С., Лапицкий К.М. Томографическая система измерения локальных температур пламени с помощью пирометра спектрального отношения // Приборы и техника эксперимента. № 1, 2019. С. 110-116.

20. Поройков А.Ю., Евтихиева О.А., Павлов И.Н. Алгоритм компенсации влияния деформаций при использовании теневого фонового метода // Измерительная техника. 2017. №10. С. 37-41.

21. Бакулев В.И., Голубев В.А., Нечаев Ю.Н. и др. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок / под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. М.: МАИ, 2003. 688 с.

22. Pogany A., Klein A., Ebert V. Measurement of water vapor line strengths in the 1.4-2.7 цт range by tunable diode laser absorption spectroscopy //Journal of Quantitative Spectroscopy and Radiative Transfer. 2015. Vol. 165. Pp. 108-122.

23. Goldenstein C. S. et al. Infrared laser-absorption sensing for combustion gases // Progress in Energy and Combustion Science. 2017. Vol. 60. Pp. 132-176.

24. Поройков А.Ю., Сахаров В.Б. Пирометр спектрального отношения для измерения высоких температур в газовых потоках // Приборы и техника эксперимента. №6, 2016. С. 131-132.

25. Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков. пат. RU26497150 РФ / Эзрохи Ю.А., Хорева Е.А., Кизеев И.С. заявл. 06.12.2016, опубл. 04.04.2018.

26. Корсун О.Н., Бурлак Е.А., Набатчиков А.М. Исследовательский полунатурный стенд для анализа задач пилотирования и алгоритмов

обработки полетных данных // Седьмой международный аэрокосмический конгресс IAC'2012. Сб. научн. тр. М.: 2013. С. 279-285.

27. Ronald J. Evaluating the Dynamic Response of In-Flight Thrust Calculation Techniques During Throttle Transients. // NASA Dryden Flight Research Center 1994. Pp. 273.

28. Rosenberg R.E., Schuch G. The MCA method of determining thrust of jet aircraft in fligh // Journal of Aircraft. 1985. Vol. 22, №. 10. Pp. 888-895.

29. Herrington, R. М., Shoemacher P. E., Bartlett E. P. USAF Flight Test Engineering Handbook AFFTCTRN. Air Force Flight Test Center. 1966. 527 p.

30. Godwin, O. D., Frazier, F. D., Dumin R.E. USAF Performance Flight Test Theory. USAF Test Pilot School. 1965. 352 p.

31. Hamlin, Benson. Flight Testing. The MacMillan Company. New York. 1946. 235 с.

32. Приходько С.Ю. Методика оценивания эффективной тяги газотурбинных двигателей в летных испытаниях. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Москва. 2018. 165 с.

33. Wehofer S. Flight Engine Performance Evaluation for the Air-Launched Cruise Missile. // AIAA Aircraft Systems and Technology Meeting. 1977. Pp. 77-120. Federal aviation regulations. Airworthiness standards: Normal, Utility, Acrobatic and Commuter Category. Airplanes. Part 23. U.S. Government Printing Office, Washington D.C. 1998. 5 p.

34. Bridges P. D., Cross E. X. Flight Test Evaluation of a Method to Determine the Level Flight Performance of a Propeller Driven Aircraft // Report Society of Automotive Engineers. 1977. Pp. 32.

35. Covert E. Thrust and Drag. Prediction and Verification. AIAA. New York. 1985. Vol. 98. Pp. 135

36. Приходько С.Ю., Моунг Хтанг Ом, Чжо Зин Латтё Разработка алгоритма повышения точности идентификации аэродинамических коэффициентов на основе гармонических входных сигналов // Труды МАИ. 2018. № 99. С 30-35.

37. Способ определения тяги при изменении режима работы двигателей самолета и устройство для его осуществления: пат. RU26013670 РФ / Н.А. Туткарев, О.П. Лысюк, В.С. Кулабухов, О.Н. Корсун, Б.К. Поплавский, В.Ф. Заец; заявл. 18.06.2015; опубл. 17.11.2016.

38. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М. Издательство стандартов. 1982. 181 с.

39. Корсун О.Н., Поплавский Б.К., Мотлич П.А., Яцко А.А. Оценивание точностных характеристик алгоритма раздельной идентификации сил тяги и аэродинамического сопротивления по результатам стендового моделирования // Научные чтения по авиации, посвященные памяти Н.Е. Жуковского. 2014. № 2. С. 94-98.

40. Корсун О.Н., Яцко А.А., Мотлич П.А. Методика обработки полетных данных при раздельной идентификации сил тяги и аэродинамического сопротивления // Материалы Всероссийской научно-практической конференции «Моделирование авиационных систем», Москва, ГосНИИАС. 2013. С. 116-117.

41. Яцко А.А. Анализ методов оценивания тяги двигателей // Всероссийская научно-техническая конференция «Авиационные системы в XXI веке».: Тезисы докладов. Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем. 2016. С. 175.

42. Р 50.2.004-2000. Определение характеристик математических моделей зависимостей между физическими величинами при решении измерительных задач. Государственная система обеспечения единства измерений. - М. Стандартинформ. 2000. 12 с.

43. Корсун О.Н. Принципы параметрической идентификации математических моделей самолетов по данным летных испытаний // Мехатроника, автоматизация, управление № 56. 2008. С. 2-7.

44. ГОСТ 22837-77 Оборудование самолетов и вертолетов пилотажно-навигационное бортовое. Термины и определения. М., 1978. 8 с.

45. Корсун О.Н., Поплавский Б.К., Яцко А.А. Раздельная идентификация эффективной тяги двигателей и силы аэродинамического сопротивления по данным летных испытаний при воздействии шумов измерений // Труды X Международной конференции «Идентификация систем и задачи управления». Институт проблем управления им. B.A.Tрапезникова. 2015. С. 1032-1042.

46. Корсун О.Н., Мотлич П.А., Яцко А.А. Алгоритмы раздельной идентификации тяги и сопротивления, устойчивые к воздействию погрешностей бортовых измерений // Материалы Международного авиационно-космического научно-гуманитарного семинара им. С.М. Белоцерковского. Москва. 2014. С 8-14.

47. Корсун О.Н., Мотлич П.А., Яцко А.А. Алгоритм идентификации систематических погрешностей измерений воздушной скорости и аэродинамических углов по данным летного эксперимента // Восьмой Международный Аэрокосмический Конгресс.: Тезисы докладов. Международный Фонд Попечителей Московского государственного авиационного технологического университета им. К. Э. Циолковского. 2015. С. 97-99.

48. Бурлак Е.А., Набатчиков А.М. Практические проблемы моделирования интерактивных систем в масштабе реального времени в операционной системе Windows // Вестник компьютерных и информационных технологий, 2015. № 7. С. 47-51.

49. Корсун О.Н., Набатчиков А.М., Бурлак Е.А. Синхронизация информационных потоков при полунатурном моделировании движения летательных аппаратов // Электронный научно-технический журнал Инженерный вестник. 2013. №10. С. 1-16.

50. Корсун О.Н., Поплавский Б.К., Яцко А.А., Мотлич П.А. Методика оценивания эффективной тяги двигателя в лётных испытаниях авиационной техники // Восьмой Международный Аэрокосмический Конгресс.: Тезисы докладов. 2015. С. 108-109.

51. Моунг Хтанг Ом Разработка алгоритмов идентификации для решения задач испытаний и эксплуатации летательного аппарата: диссертация кандидата технических наук. Москва 2018. 133 с.

52. Корсун О.Н., Веселов Ю.Г., Гульевич С.П. Прогнозирование параметров движения самолета на основе идентификации упрощенной линейной модели // Наука и образование. № 12. 2011. С. 48-53.

53. Корсун О.Н.. Мотлич П.А. Комплексный контроль бортовых измерений основных параметров полета летательного аппарата // Наука и образование: научное издание МГТУ им. Н.Э. Баумана. № 1. 2013. С. 135-148.

54. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / В.М. Акимов, [и др.] М.: Машиностроение. 1987. 540 с.

55. Васильченко К.К., Кочетков Ю.А., Леонов В.А., Поплавский Б.К. Летные испытания самолетов. М.: Машиностроение. 1996. 720 с.

56. Левицкий С.В., Свиридов Н.А. Динамика полета. М: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2008. 574 с.

57. М.Г. Котик, А.В. Павлов, И.М. Пашковский, Н.Г. Щитаев. Летные испытания самолетов. М: Машиностроение. 1968. 694 с.

58. Приходько С.Ю., Корсун О.Н., Поплавский Б.К. Алгоритм раздельной идентификации сил тяги и аэродинамического сопротивления устойчивый к шумам бортовых измерений // Полет. 2018. № 5. С. 8-14.

59. Способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя: пат. ЯШ346173С2 ИЛ / Иванов А.А., Круглов М.И., Куликова В.Л.; заявл. 10.06.2008; опубл. 10.02.2009.

60. Способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя: пат. ЯШ346173С2 ИЛ / Иванов А.А., Круглов М.И., Куликова В.Л.; заявл. 10.06.2008; опубл. 10.02.2009.

61. ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения, обозначения. М. 1981. 52 с.

62. Устройство для измерения температуры в газовом потоке: пат. RU26597230 РФ, / А.Ю. Поройков, Д.А. Голенцов, В.С. Фланден, К.А. Аникин; заявл. 02.06.2017; опубл. 03.07.2018.

63. Разработка методов цифровой обработки полетных данных при испытаниях комплексных систем управления полетом: Отчет о НИР, шифр «Междуречье-303» / Корсун О.Н., Семенов А.В. и др. Ахтубинск, в/ч 15650. 2001. 238 с.

64. Разработка методики испытаний самолетов палубного базирования на оценку пилотажных характеристик с применением методов моделирования и идентификации коэффициентов аэродинамических сил и моментов по результатам летного эксперимента: отчет о НИР шифр «Линия» / Николаев С.В., Мутовин О.Е., Власов Д.В. и др. Ахтубинск, в/ч 15650. 2014. 112 с.

65. ГОСТ 20058-80 Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. М. Издательство стандартов. 1981. 52 с.

66. Мотлич П.А., Яцко А.А. Анализ методов комплексирования информации о параметрах движения летательных аппаратов // Научные чтения по авиации, посвященные памяти Н.Е. Жуковского. 2016. № 4. С. 213-220.

67. ГОСТ Р 50779.60-2017. Статистические методы. Применение при проверке квалификации посредством межлабораторных испытаний. М. 2017. 83 с.

68. Васильченко К.К., Кочетков Ю.А., Леонов В.А., Поплавский Б.К. Летные испытания самолетов. М.: Машиностроение. 1996. 719 с.

69.Корсун О.Н., Яцко А.А., Финаев И.М., Чучупал В.Я. Экспериментальное исследование влияния акустических помех разных видов на результаты автоматического распознавания речевых команд // Наука и образование: Научное издание МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2013. № 1. С. 103-114.

70. Корсун О.Н., Яцко А.А. Методика подтверждения тактико-технических характеритик летательного аппарата // Сборник трудов XII Межведомственной научно-теоретической конференции «Вооружение и экономика».: ФГБУ «46 ЦНИИ» Минобороны России. 2019. С. 332 - 341.

71. Influence of atmospheric parameters on aircraft characteristics / Яцко А.А. [et al.] // IOP Conference Series. Materials Science and Engineering. 2019. Moscow. Vol. 476, Issue 1. P. 1 - 5.

72.Яцко А.А. Оценка эффективности алгоритма сглаживания данных в решении задачи повышения точности метода совместных измерений // Вестник метролога. 2022. № 1. С. 18 - 21.

73. Канышев А.В., Стуловский А.В., Яцко А.А. Методический подход для совершенствования методик оценивания тактико-технических характеристик современных истребителей на режимах сверхманевренностb // Сборник трудов XIII Межведомственной научно-теоретической конференции «Вооружение и экономика» ФГБУ «46 ЦНИИ» Минобороны России. 2020 . С. 140 - 147.

74. Kim R.V.1, Yakimenko V.A.1, Burlak E.A., Nabatchikov A.M., Jatsko А.А. The development of individually-adapted neural network model of «pilot-aircraft» system using modern aircraft simulation facility // Abstracts of the report XII International Symposium «Intelligent Systems - 2016», INTELS'2016.: RUDN University. Moscow. 2016. P. 28.

75.Kim R.V., Yakimenko V.A., Burlak E.A., Nabatchikov A.M., Jatsko A.A. The development of individually-adapted neural network model of «pilot-aircraft» system using modern aircraft simulation facility // Procedia Computer Science. 2017. Т. 103. P. 148-154.

76. Брянский А.Н., Дойников А.С. Краткий справочник метролога: Справочник. М.: Издательство стандартов. 1991. 79 с.

77. Бурдун Г.Д., Марков Б.Н. Основы метрологии: Учебное пособие для вузов. М.: Машиностроение. 1985. 256 с.

78. Воронин Ю.В., Рубцов А.А. Контроль измерительных приборов и специального инструмента.: М. Машиностроение. 1981. 200 с.

79.Коротков В.П. Тайц Б.А. Основы метрологии и теории точности измерительных устройств.: М. Издательство стандартов. 1978. 352 с.

80.Крылова Г.Д. Основы стандартизации, сертификации и метрологии: Учебник для вузов. М.: ЮНИТИ-ДАНА.1999. 711 с.

81. Лифиц И.М. Основы стандартизации, метрологии, сертификации: Учебник. М.: Юрайт. 2000. 285 с.

82. Аэродинамическая труба Т-100 // https://tsagi.ru: Сайт Центрального аэрогидродинамического института им. профессора Н.Е.Жуковского URL: https://tsagi.ru/experimental base (дата обращения 20.01.2021).

83. Савченко В.Т. Измерительная техника. М.: Высшая школа. 1974. 180 с.

84. Хофман Д. Техника измерений и обеспечение качества. М.: Энергоатомиздат. 1983. 472 с.

85. Шишкин И.Ф. Метрология, стандартизация и управление качеством. М.: РИЦ «Татьянин день». 1993. 150 с.

86. Якушев А.И., Воронцов Л.Н., Федотов Н.М. Взаимозаменяемость, стандартизация и технические измерения М.: Машиностроение. 1986. 352 с.

87. Димов Ю.В. Метрология, стандартизация и сертификация. Учебник для вузов. 2-е изд. СПб.: Питер. 2004. 432 с.

88. Справочник по теории автоматического управления / Под ред. А.А.Красовского. М.: Наука, 1987. 711 с.

89. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Бюшгенса Г.С. М.: Наука, 1998. 816 с.

90. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / В.М. Акимов, [и др.]. М.: Машиностроение, 1987. 540 с.

91. Беляков В.С. Расчет параметров и характеристик авиационных газотурбинных двигателей. Учебное пособие. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского. 1987. 723 с.

Приложение

П.1. Результаты верификациии методики обоснования выбора оптимальной длительности временного интервала совместного измерения эффективной тяги силовой устновки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата с целью минимизации погрешностей результатов на основе анализа среднего квадратического отклонения результатов измерения

Рисунок П. 1. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 1 с

Рисунок П.2. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 20 с

Рисунок П.3. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 39 с

Рисунок П.4. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 1 с

Рисунок П. 5. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 20 с

Рисунок П.6. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 39 с

Рисунок П.7. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 1 с

Рисунок П. 8. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 20 с

Рисунок П.9 Результаты измерений и СКО при длительности измерений 39 с

Рисунок П. 10. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 1 с

Рисунок П. 11. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 20 с

Рисунок П. 12. Результаты измерений и СКО при длительности измерений 39 с

П.2. Результаты рализации метода решения измерительной задачи совместного измерения эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата

ю

№ участка ГягаР. Н ОЙ PlA

О В IB л Оценка t: нЧ п f- S - с Е 1 В 5 £ & < g % # 3 л 5 о и 2 6 Е 2 £ н & О С D & Оценка S — rt — о - с Й 1 о ® » £ < g 1 # S Д § о и I С? — 2 3 н & О С □ [rt Оценка - А П С £ - С £ 1 § а? £ & < g % # нЧ Д 5 Й и 2 6 Е 2 £ н & О С □ i) Оценка t: нЧ п - а - с Е 1 с 5 ^ £ < g % # 3 л 5 о и 2 6 Е 2 £ Н & О С

1 59S4J0 5963,50 15,30 0,26 0.02 0,0193500 0,0001500 0,75000 0,06000 0,00600000 0,05400000 90,00000 0,00030 0,0007990 0,0000010 0,1250000

2 5934,30 5945.40 33,90 0,65 0,02 0,0195300 0,0004200 2,10000 0,06000 0,00593300 0,05401200 90,02000 0,00030 0,000301-1- -0,0000014- 0:1750000

3 5934,30 5957.90 2(5.40 0,44 0,02 0,0192300 0,0007200 3,60000 0,06000 0,00615000 0,05335000 39,75000 0,00030 0,0007337 0,0000113 1,4125000

4 5934,30 5947.50 36,30 0,61 0,02 0,0195600 0,0004400 2ДОООО 0,06000 0,00602000 0,05393000 39,96667 0,00030 0,0007970 0,0000030 0J 750000

5 5934,30 5959,20 25.10 0,42 0,02 0,0197000 0,0003000 1,50000 0,06000 0,00604200 0,05395300 39,93000 0,00030 0,0007942 0,0000053 0,7250000

6 5934,30 5909.50 74,30 1.25 0.02 0,0194200 0,0005300 2,90000 0,06000 0,00531500 0,05410500 90,30333 0,00030 0,00051 S3 -0,0000133 2375000

га(Х) 5984,3000 5948,0000 36,3000 0,6066 0,0200 0,019565 0,000 435 2,1750 0,0600 0,0060025 0,0539975 89,9958 0,000800 0,000800 0,000000 0,850000

Оценка дисперсии 426,5920 0,0000000404 0,0000000118 0,0000000001

Оценка СЕО 20,6541 0,0002005726 0,0001086237 0,0000100782

Оценка нижней границы ДИ 5326,3213 0,0193540578 0,0058884879 0,0007891885

Оценка верхней границы ДИ 5969,6787 0,0197759422 0,0061165121 0,0008103448

Оценка величины ДИ 43,3 5 74 0,0004218843 0,0002280242 0,0000211563

№ участка ГжаР. H Од QIA QiA2

о 5 а> il Оценка К Л Tj h S S н с g 1 о as » £ < g S £ S я g s s § CJ s s H & О g & S n> S il Оценка нЧ СЗ = S - о к Ë с S £ & < g D * нЧ A g Ë U s 3 Ë £ S - & О с о s IS S il Оценка t= ^ [d w S - о S Ë о ® £ $ < g а * g î y s S Ë E S h e- О С m ± ID & Îi Оценка te л Tj H й s H о £ S о о £ Е-< g 1 £ g E Ë 1 и ¡d s s H Ë- O g

1 59&4JO 5903,40 50,90 1.35 0,02 0,0197400 0,0002600 1,30000 0,06000 0,00575700 0,05424300 90,40500 0,00030 0,0005194 -0,0000194 2,4250000

2 59&4JO 5532,00 152,30 2.54 0,02 0,0156100 0,0013900 6,95000 0,06000 0,00591400 0,05405600 90,14333 0,00030 0,0005013 -0,0000013 0:1625000

3 59&4JO 5969,00 15,30 0,26 0,02 0,0153900 0,0016100 5,05000 0,06000 0,00657500 0,05342200 59,03667 0,00030 0,0007459 0,000054-1 6,7625000

4 59&4JO 5 510,10 174,20 2,91 0,02 0,0152500 0,0017200 5,60000 0,06000 0,00592000 0,05405000 90,13333 0,00030 0,0005061 -0,0000061 0,7625000

59&4JO 5917 JO 66,50 1,12 0,02 0,0192600 0,0007400 3,70000 0,06000 0,00605600 0,05394400 59,90667 0,00030 0,0007394 0,0000106 1,3225000

6 59&4JO 5905,50 75,50 1,26 0,02 0,0194100 0,0005900 2,95000 0,06000 0,00550900 0,05419100 90,31333 0,00030 0,0005159 -0,0000159 2,3625000

ш<Х) 5984,3000 5SP0,1333 94,1667 1,5736 0,0200 0,018948 0,001052 5,2583 0,0600 0,0060057 0,0539943 89,9906 o,ooosoo 0,000 797 0,000003 2,299583

Оценка дисперсии 3455,6307 0,0000003620 0,0000000893 0,0000000008

Оценка СЕО 58,7846 0,0006016450 0,0002987520 0,0000273904

Оценка нижней границы ДИ 5828,4326 0,0 1 83 1 68430 0,0056920632 0,0007680875

Оценка верхней границы ДИ 5951,8340 0,019579823 7 0,00 63192701 0,0008255858

Оценка величины ДИ 123,4014 0,001262 9 808 0,00 0 6272 0 69 0,0000574983

а 1 £ 3 II1 Оценка нижней границы ДИ £ ^ г> я с I 9 И К II Е а 5 3 о* >-Л 4- и» - 1

гд 'О со 4- ъ о о о 45 со £ о "-Л 45 СО £ о "_л со о со +- О и1 сл £ ф ■■Г:. со £ Значение £ № Ш

I—1 и № О '•О <Л >1 -4 О со 1—1 (л ^ ГЦ и Ь, ГЦ № г "ЧВ 1л чэ 00 СЛ й р® ЕЛ (л 4 г/1 со 1—' гл [—1 (л ■л о Л о 5 ■ со ил 1_л а ■Л СО ил 1 >-Л со ■■о - | г § р

ет щ ь-1 СП £ со со о 9 1 э к; и1 о со СЛ ^ Лбоолю'п 1:ая погрешности

м Й Ол 5 ил 3 и» и? ил ил Ъ» ы оо V ()[тюситвлы1ая погрешность, %

о о и о о с £ 5 5 с £ 3 О ■с 5 3 3 о Э Зиаче1ше Г

о о о (—' о •■■о г. Л |=! о о 1—" 00 М1 1—1 М Г/1 4 О о 1—1 о-. ь-1 (Л (В -1 & о о о о (д м гл I—1 о о о о о о о о ы а 4 о о 1—1 со 1—' а\ Г/1 о о р о со ил г "с -1 с ь г 0 о о □о Е. 3 Ф Ф со ■■о 1 § §

о о о I—1 с 5 5 с 5 1 -1 Ё .С 1 0 1 5 | л о '3 Лбсолютнал погрешности

[—' о г 1. -1 л с.-э 'чО 1-Л (Относительная погрешность, %

о о а\ о о р р О С 3 Ф ф Значение £

о о о о \£Э О Й № О О о 1—' •м-о о ЧЭ о о о Ц) ■М- \в р. О ■й о о о о 00 й ЧО ■м- се о о о о о о о о а 4 о о о (л чэ 4-Г/1 и «_ с г £ л Л о Л О О 3 и ■С- сл 3 Ф 3 >л 'С1 ил со 3 ^ и.. 3 § (Р р №

о о г/1 4-о гл со 0 ф £ 1 о ф ил со 3 ф 0 '■С-со 1 о ф '.VI » 3 0 ф 1 Ф Ф ил Ж ё Лбсолю'п 1:ая погрешности

чэ о о 'О 1—1 3 г о > 5 N о л 5 со .ЧО ч со со со ^ со и? и ■ г? Ф ■_ са и? .3 § со ЧО г 1_л 3 Относит елытая 1 югрвщность, %

о о о о со о о р оо о м о О м .с; с с; 5 > .р р 1 Значение

О О о о о £ о ■Ь о и О О О О ™ Г|| щ О Ь-1 * О О о о 00 Сп ■Ь мэ со <Э\ о о о о о I—1 чо и •и о о о о о о о о о о ■р. о о о о со о ск с э о со ш .р Ч? со р со ф с < 1 о р 1 § §

о о о о о о я. Л О Ь 1 5. 1 р ■у. Абсолютная погрешности

I—1 'Л гл о о о о г Г 1 Л Л и) Л 1 о Л Л ■е '-Л с г л л л с 1 о ф. Относительная погрешности, %

н р

о\ й К

а р

ю

№ участка Тяга Р: Н СхА

О § (и Й (Я Оценка И йЧ га £-1 Я £ н с й § с а » £ < к | £ 5 а Ь 2 3 Е а § - В* О С □ го Й Оценка 5 ич га £-1 Н £ н с й § о ® » £ < к 1 # 1 & а е о = 2 О с ю ю й П Оценка и йЧ га £-1 н £ Н с й § о о » £ < § | # 3 Л 5 а и 3 6 Е ° т - & О С □ В го [Й Оценка К нЧ га н Е £ Н с 2 § о © » & < £ 1 ё5 1 Ё Ь 2 3 Е а в - В* О С

1 5691,30 29150 439 0,02 0,0133900 0,0016100 3,05000 0,06000 0,00535300 0,05464700 91,07333 0,00030 0,0003515 -0,0000515 6,4375000

2 5934,30 5541.50 44180 7,40 0.02 0.0161200 0,0033300 19,40000 0,06000 0,00565900 0,054-34100 90,56333 0,00030 0,0003171 -0,0000171 2,1375000

3 593430 573250 20130 3,37 0,02 0,0163300 0,0036200 13,10000 0,06000 0,00656400 0,05343600 39,06000 0,00030 0,0007443 0,0000552 6,9000000

4 593430 5452.70 53160 3,33 0,02 0.0146300 0,0053200 26,60000 0,06000 0,00576700 0,054-23300 90,33333 0,00030 0,0003135 -0,0000135 2,3125000

593430 572920 255,10 4,26 0.02 0,0133600 0,0016400 ЗДОООО 0,06000 0,00567000 0,05433000 90,55000 0,00030 0,0003175 -0,0000175 2,1375000

6 593430 5745.50 235,30 3,99 0.02 0,0177600 0,00(22400 11,20000 0,06000 0,00553900 0,05441100 90,63500 0,00030 0,00034-17 -0,0000417 5Д125000

га(Х) 5984,3000 5657,2000 327,1000 5,4650 0,0200 0,016948 0,003052 15,2583 0,0600 0,0057670 0,0542330 90,3883 0,00 0 800 0,000815 -0,000015 4,197917

Оценка 17016,9760 0,0000021769 0,0000001719 0,0000000014

дисперсии

Оценка СКО 130,4491 0,0014754310 0,0004145750 0,0000374056

Оценка 5520,2758 0,0153997116 0,0053318595 0,0007755222

нижней

границы ДИ

Оценка 5754,1202 0,0184969551 0,0062021405 0,0008544445

е ершей границы ДИ

Оценка 273,8405 0,0030972435 0,0008702810 0,0000785223

е елкчины ДИ

П.3. Результаты верификации методики, позволяющей уменьшить погрешности результатов измерения методом совместного измерения эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного

аппарата на основе применения метода центрирования регрессоров

3 2.5 2 1.5 1

£ 0-5

-1 -1.5

*

* ♦

* • 9

♦ ■

■ ■ ♦

о оТи ■ 0 0° ■ 0 03 о

■

♦ Р_з ■ Р 111

Э4

Эу

Рисунок П.15. Зависимость ОП измерения эффективной тяги от СКО выходного сигнала ИК (продольной перегрузки)

00

» 2 о.

ф О

-2

-4

♦

1 ♦ ♦ *

♦ ♦ * ♦

• 1*1

0 оТи 0.02 0.03 0.

•

►Сх0_э >Сх 0 т

04

Эу

Рисунок П.17. Зависимость ОП измерения эффективной тяги СУ от СКО выходного сигнала ИК (скоростной напор) при 8у=0,01, 8x2=0

3 2.5 2 1.5

5-! 1

о

-0.5 -1 -1.5

*

♦ ♦

♦ Ф

9 ♦ ♦

• * »

t г

#

0 0.01 0.02 О.оЗ 0.(

• •

♦ Сх0_э

• СхО т

34

Эх1

Рисунок П.19. Зависимость ОП измерения эффективной тяги СУ от СКО выходного сигнала ИК уровня 2 (угол атаки) при 8у=0,01, 8x2=0; 0,01; 0,02

0

П.3. Результаты верификации методики, основанной на применении метода предварительного сглаживания данных, позволяющей уменьшить погрешности результатов измерения методом совместного измерения эффективной тяги

силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата

Таблица 11.

Результаты совместного измерения при отсутствии погрешностей ИК

№ участка Тяг а Р. Н Cri) CJA QiA

их ± а [Й & Оценка 1= нЧ Л С- = £ — О Е Ё 3 го о р- с ^ = i * 3 А S 5 = а S в о Б £ Б ° g ГО ± ГО [d £ Оценка fe нЧ П t-ч — ГО - О Я Ё § (D ю Б-< g i * А А S 5 и " S в о го £ Б ° g го ± го Ed £ Оценка fc нЧ rd н — го - С е i § и ® £ < g 3 £ E л 5 5 s 1 u> a S 3 £ & ° g ro ± ro Ed & Оценка 1= нЧ Л С- = £ — О S Ё 3 ГО го С-^ С ^ = 3 £ 5 5 и § а 3 £ Б* ° g

1 5954,30 6010,00 -25.70 о,43 0,02 0.0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0,00599600 0,05400400 90,00667 0,00030 0,0003010 -0,0000010 0,1250000

2 5954,30 6029,00 -14,70 0.75 0,02 0.0204000 -0,0004000 2,00000 0,06000 0,00602000 0,05393000 39,96667 0,00030 0,0007990 0,0000010 0,1250000

3 5954,30 6039,00 -54.70 0.91 0,02 0.0204000 -0,0004000 2,00000 0,06000 0,00606300 0,05393200 39,33667 0,00030 0,0007950 0,0000050 0,6250000

4 5954,30 6015,00 -30,70 0.51 0,02 0.0202000 -0,0002000 1,00000 0,06000 0,00603600 0,05396400 39,94000 0,00030 0,0007930 0,0000020 0^500000

5 5954,30 6014,00 -29.70 0.50 0,02 0.0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0,00600400 0,05399600 39,99333 0,00030 0,0003010 -0,0000010 0,1250000

6 5954,30 6016,00 -31 ДО 0,53 0,02 0.0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0,00601100 0,05393900 39,93167 0,00030 0,0003000 0,0000000 0,0000000

шРО 5984,3000 6020,5000 -36,2000 0,6049 0,0200 0,020317 -0,000317 1,5833 0,0600 0,0060225 0,053JI775 89,9625 0,000800 0,000799 0,000001 0,208333

Оценка дисперсии 123,5000 0,0000000057 0,0000000007 0,000000000005

Оценка СКО 11,1131 0,0000 752 773 0,0000262126 0,0000022804

Оценка нижней границы ДИ 6008,8357 0,0202376552 0,0059949871 0,0007966065

Оценка е еркнен границы ДИ 6032,1643 0,0203556782 0,0060500125 0,0008013935

Оценка величины ДИ 23,3287 0,0001580230 0,0000550258 0,0000047869

№ участка Тяга Р. Н ОЙ ОЕА СхА'

Ф ± ш Г1 Оценка Ь; нч л ь- — о - С а | § © » 1" < § 1 * 5 5 й з 6 в 2 3 н Е-О С 01 ± ш & ¡я Оценка Ь нЧ Л = 5 ^ о £ | С ® 5 Ё* < в Л * 1 5 и ° & в 2 3 н Е-О О 01 ± ш & ¡Я Оценка Ь; нч л 1— о - С 2 | § ОЭ £ Б* < § 1 * 5 й Ё X 6 В 2 3 н & О С а? 8 а? Оценка Ь нЧ Л е- = 5 ^ О £ | с ■и 5 Ё* < в 1 * 5 5 й з 6 в 2 3 н Ё1 О С

1 593430 6003,00 -23,70 0,40 0,02 0,0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0,00599900 0,05400100 90,00167 0,00030 0,0005000 0,0000000 0,0000000

2 593430 6022.00 -37,70 0,63 0,02 0,0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0,00603600 0,05396400 39,94000 0,00030 0,0007950 0,0000020 0,2500000

3 593430 6076,00 -91,70 1.53 0,02 0,0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0,00623000 0,05377000 39,61667 0,00030 0,0007520 0,0000150 22500000

4 593430 6044,00 -59,70 1,00 0,02 0,0204000 -0,0004000 2,00000 0,06000 0,00607500 0,05392500 39,57500 0,00030 0,0007950 0,0000050 0,6250000

593430 6023,00 -35,70 0,6: 0,02 0,0204000 -0,0004000 2,00000 0,06000 0,00601400 0,05393600 39,97667 0,00030 0,0007990 0,0000010 0,1250000

6 593430 5967,00 1730 0Д9 0,02 0,0200100 -0,0000100 0,05000 0,06000 0,00536400 0,05413600 90,22667 0,00030 0,0005140 -0,0000140 1,7500000

га(Х) 5984,3000 6023,3333 -39,0333 0,7486 0,0200 0,020285 -0,000285 1,4250 0,0600 0,0060363 0,053 9 637 89,9394 0,000800 0,000798 0,000002 0,833333

Оценка лез спе рс езез 1322,2667 0,0000000206 0,0000000141 0,000000000105

Оценка СКО 36,3630 0,0001433527 0,0001188220 0,0000102567

Оценка нижней границы ДИ 5985,1665 0,0201345361 0,0059116170 0,0007872345

Оценка верхней границы ДИ 6061,5002 0,02043 5 4639 0,0061610437 0,0008087655

Оценка величины ДИ 76,3336 0,0003009278 0,000249432 6 0,0000215310

участка ТягаРН ОЙ р1А СХА'

го | го Л ^ Оценка & ^ гз — — го ^ = К | § а? » 1* < § 1 * 5 % Ш 2 3 е £ з н е- О о го | го Л Оценка & ^ гз — — го ^ С К | 3 ® £ Е-< § | # 5 £ Ё 2 й е 5 В В1 О о го 1 го г] [Я Оценка 1= ГЗ — — го ^ С К | 3 ® ю Е-< § | гР 5 й Ё 2 й е 5 в В1 О о го 1 го г] ¡я Оценка & ^ гз — — го ^ С К | 3 ® » Ё* < § 1 # 5 й Ё 2 6 а о 3 - В1 О о

1 593430 6009,00 -24,70 0.41 0.02 0.0203000 -0,0003000 1,50000 0.06000 0.00599600 0,05400400 90,00667 0,00030 0,0003000 0,0000000 0,0000000

2 5934,30 6017,00 -32,70 0.55 0.02 0.0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0.00605200 0.05394300 39,91333 0,00030 0.0007970 0,0000030 0,3750000

3 5934,30 6113,00 -128ДО 2,15 0.02 0,0203000 -0,0003000 1,50000 0,06000 0.00640300 0,05359700 39,32333 одюзо 0.0007630 0,0000320 4,0000000

4 5934,30 6074.00 -39.70 1,50 0.02 0,0207000 -0.0007000 3,50000 0,06000 0,00611000 0,05339000 39,31667 одюзо 0.0007900 0,0000100 1,2500000

5934,30 603100 -47,70 0,50 0.02 0,0206000 -0,0006000 3,00000 0,06000 0.00602200 0.05397300 39,96333 одюзо 0.0007970 0,0000030 0,3750000

6 5934,30 5914,00 70,30 1,17 0.02 0.0196600 0.0003400 1,70000 0,06000 0.00571000 0.05429000 90.43333 0,00030 0,0003300 -0,0000300 3,7500000

ш(Х) 5984,3000 6026,5000 -42Д000 1,0968 0,0200 0,020310 -0,000310 2,1167 0,0600 0,0060488 0,0539512 89,9186 0,000800 0,000797 0,000003 1,625000

Оценка дисперсии 4564,3000 0,0000001318 0,0000000495 0,000000000398

Оценка СКО 67,5596 0,000363 0 427 0,0002224881 0,0000199399

Оценка нижней границы ДИ 5955,5850 0,0199289481 0,0058153084 0,0007760709

Оценка е ершей границы ДИ 6057,4110 0,0206910519 0,00 62823583 0,000 8179291

Оценка величины ДИ 141,8220 0,0007621038 0,0004670499 0,0000418581

№ участка Тяга Р, Н Сто СгА ЙР/ЙМ

3 я со Оценка § Е-¡н о 5 3 1 ё-< 1 н # § 5 1 | 2 ® ° з § п) Оценка Г о С Д 1 ё-< 1 | £ 3 А 1 1 5 1 § л Оценка И О 1 а-< § й # 3 А 5 й 1 I 2 » - Е° 1 э Оценка л £ И О С Д 1 1 С 1 й ^ нЧ § п 1 а 2 1 - Е° § ■ Оценка гЗ ^ Г о 1 1 £ еС 1 5 # 3 из" 6 п 1 1 ° ш 4

1 7955,00 9125,60 -117(160 14,71 0,02000 0,0330500 -0,01305 65,25000 0,06000 0,00603 0,053974 89,95667 0,00080 0,0007979 0,0000021 0-2625000 0,00090 0,0017000 -0,0003000 83,3883839

2 7955,00 7755,70 199,30 2,50 0,02000 0,0177600 0,00224 11,20000 0,06000 0,00601 0,053993 89,98833 0,00080 0,0008012 -0,0000012 0,1500000 0,00090 0,0007560 0,0001440 16,0000000

3 7955,00 7642,10 313,90 197 0,02000 0; 0164500 0,00355 17.75000 0,06000 0,00599 0,054007 90,01167 0,00080 0,0008020 -0,0000020 0,2500000 0,00090 0,0006660 0,0002340 26,0000000

4 7955,00 6063,50 13943 23,80 0,02000 0,0108000 0,00920 46,00000 0,06000 0,00600 0,054002 90,00333 0,00050 0,0008049 -0,0000049 0,6125000 0,00090 0,0004650 0,0004350 43^333333

гаШ 7958,0000 7648,3000 305,7000 11,2465 0,0200 0,0195150 0,00048 35,05000 0,06000 0,00600600 0,05359400 85,99000 0,00080 0,0008015 -0,0000015 0^187500 0,00090 0,0008968 0,0000032 44,8055556

Оценка дисперсии 1371384,9800 0,0000905406 0,0000000002 0,00000000001 0,00000030156

Оценка СКО 1253,5490 0,0095152807 0,0000145373 0,0000028787 0,0005491432

Оценка нижней границы ДИ 5653,9036 0,00 43 761884 0,005 9 82 8711 0,0007969201 0,0000230632

Оценка верхней границы ДИ 9642,6964 0,0346538116 0,0060291289 0,0008060799 0,0017704368

Оценка величины ДИ 3988,7928 0,0302776232 0,0000462577 0,0000091599 0,0017473737

и № 1 § 1 ! а верхней грашшы ДИ 1 Оценка Оценка нижней границы ДИ | Оценка СКО | * 3 Оценка 3 и/ ы - ы 1

-4 ГЦ со о о о о '1 Ч-) 1 '1 чг? 1 Значение

4519,8183 ■чэ со ъ и й (л о* и Ц| м Ц| 00 й о 6 ы О -4 ы о Ъ ГЛ 1 л £ о I л р и 1 1 и 1 ? У а

'л р гл -•4 гл о ы Е о о 8 | из Лбссшготная погрешность

гл а\ 00 О К М Относительна! погрешность, %

о к» о о о £з О ф Ф Значение

о о Г|| о (Л й ы (Л со о Ъ ■Ь. о V© со О Он 4 о о о "■о £ * -Ь- о 0\ V© о Ъ (—| (л со В -4 Ы о\ о о о о м (Л м Р щ ы 45 о ъ ГЛ 8 о 0 1 о о о р о ф ? й & ш Г

о о о ■и -4 ф о ф 8 1 ф ф о.. Л Ь Ф Г Абсолютная погрешность

с* '■О £ о о о Он ¡5 t оо 8 Он 8 Относительна! погрешность, %

о о Он г о р .р .р .р Значение

о о о о о А О 4 (А О о о Он 'л о, со со (л -•4 о о о ел "■е О (—| м й о о о о о и о ЧО со ■и м о о р 5 гл о р Ф ¡8 Ф 3 8 р и; & 1

о

а ю ю Он ГЛ о О о и> % Ф Ф 1 Ф Ф § ф ф 1 Абсолютная погрешность

«30 ю ю ■и •4 ЧО 1 ^ 8 О Й ил 8 £ £ 8 Относительна! погрешность, %

О О о о со о О О Ф О р Ф р Ф Значение

О О о о о о Щ (Л Щ Щ О О о о о 0\ о 4 ® Щ о о о о о\ о м о о о о о о и 00 4 со 4 о о о о о о о о о о о о о о о со о ГЛ О Ф ' > р О и; р '•г:! 45 § 1 м

о о г ГЛ .ь 'п ь Ы Р' Абсолютная погрешность

о и 00 ■4 ГЛ О О р Он £ р р Относительна! погрешность, %

о о о о ю о р .р р р Значение

о о 0 01 се о ы и о о о о м Щ о о Он о о о о о м £30 о м Он о О о о о чэ 4 ш со чэ Он \е о о о о о о о щ о\ о м о о о о о Он Г» о О 'й р р О Ф 1 & | р-

0 § 1 г о 0 1 р р о Ь 8 Абсолютная погрешность

45 Он о ГЛ ГЛ ГЛ ГЛ ГЛ ел £ я о.. ■К ил и; ь.. и.| ы Относительна! погрешность, %

н р

о\ й К

а р

ЯП

П.4. Результаты совместного измерения эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления летательного аппарата при изменении тяги силовой установки

И ? 5 £ 11 Й Оценка верхней границы ДИ Оценка нижней границы ДИ ? 1 а п я 0 | дисперсии | ? 1 г 3 - и» М - £ 1

£ ! ■г: 1 ■■А 1 а 1 ■г: 1 Значение а1 .у я

Й •■о (Л ю щ 4^ 45 Ъ О -й-со СЛ ■и и Он о 'л *- \о со -4 Й и о £ м •4 о о со -4 гл о Е Он '■г:! У ОН •о ё 1 О г

\о гл р ы гл о 1 с Й 8 1 С Р О Абсолютная погренпюсть

00 V Он к ю со 1 1 •Е £ Относительна! погреишость, %

о о г о о .;■ [ С о Значение €

о о Он о он & о он О о й со со о 0* О (Л (/I о о <л и (л V© Он 'О ■и Ц| о о 45 о VI а со со оо о о о о а Он 00 *- о 0 й гл 1 о к и. ; ,1 ! 0 | 1 £

о о и ГЛ О, ¿= о 8 ь £ 1 1 | ь 1 к Абсолютная погрешность

ч со о о о о со ; 1 й о Относительна! погренпюсть, %

о о Он о о о о р Значение Р

о о о о (Л 4а. ю о\ о о о Он о \о -4 ю со ю оо о о о (л щ Он (Л г м о о о о о 4* •4 Он о гл о о о о о о § о ы 0* о о 0 1 > и гл = с. : < \ О а V ■с с § 1

С 1 4 1 о о и; '■Г. &Э 5 о 0 1 о о и; СЛ Абсолютная погрешность

оо 4} 45 8 4> 14 чЭ ё ы 8 К 8 О ЧЭ Относительна! погреишость, %

о о о о со о о о .р О р о о о Значение р

о о о о о о Я о о о о со о --4 со со а-. (Л о о о о -4 •■о -4 г Он 0* (л о о 1л ■ц о 04 э о Э\ С 1 р 1 Он ■ 5 1 о с '•г: ее § 1

о о о о о Й гл > 5 Он Р = Абсолютная погрешность

{ ; о р м о 8 р о Относительна! погреишость, %

о о о о 45 о р р Значение |

о о о о О 1Л М -•4 -4 оо О о о о Сл о й й о о о о о ■и гл 0* а о о о о м о со гл а 3 3 1 ■> 4 ■Л ■О А» о о о о 'л м о с р 1 § 1

О о о о £ 45 о с 1 р ■у! г с с Абсолютная погреишость

1 1 1 % ЧО £ ю Относительна! погреишость, %

н р

о\ й К

а р

о

Лбсопготпая погрешность

Относительная погренпюсть, %

Значение

Лбсопготпая погреишость

Относительна* погреишость, %

Абсолютная погренпюсть

Относительна! погреишость, %

Абсолютная погрешность

Относительна! погрешность, %

погренпюсть

Относительна! погреишость, %

Ш

П.5 Результаты верификации метода, основанного на использовании априорной информации об изменении эффективной тяги силовой установки летательного аппарата, при совместном измерении эффективной тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления

и)

dP/dM задана без погрешностей

№ участка Тяга Р. Н ОЙ Оа С'хА"

О | Ш й Оценка ^ — о - О а в § <е £ 1 < § 1 # 5 1 Ё 2 Й Е О Е О С ф ± 07 й Л Оценка и н = а - о £ В § ® £ е- < в 1 # 1 ; Ё 2 & Е о § - В" О о ш § и л Й Оценка и н = ^ - о £ В § <в £ е- < в 1 # § 1 Ё | о ¡л О § - & О о О | <в & Л Оценка й ° - О £ В О о ^ £ < § 1 £ § Ё Ё 2 Й Е £ Е - £1" С С

1 7955.00 7916.70 400 0,52 0,02000 0,0195600 0,00044 220000 0,06000 0,00602 0,053977 39,96167 0,00030 0,0003005 -0,0000005 0,0625000

2 7955.00 7974,30 -16,30 020 0,02000 0,0201500 -0,00015 0,75000 0,06000 0,00600 0,053996 39,99333 0,00030 0,0003013 -0,0000013 0,1625000

3 7955.00 795180 -24.50 0,31 0,02000 0,0202500 -0,00025 125000 0,06000 0,00600 0,054000 90,00000 0,00050 0,0003011 -0,0000011 0:1375000

4 7955.00 7952.70 -24.70 0,31 0,02000 0,0203100 -0,00031 1,55000 0,06000 0,00601 0,053955 39,95000 0,00030 0,0003001 -0,0000001 0,0125000

га<Х) 7538,0000 7564,1230 -6,1250 0,3365 0,0200 0,0200675 -0,00007 1,43750 0,06000 0,00600975 0,05399025 89,98375 0,00080 0,0008008 -0,0000007 0,0937500

Оценка 1015,4825 0,0000001188 0,0000000001 0,0000000000003

Л!! с пер с ни

Оценка СКО 31,8666 0,0003447100 0,0000101448 0,0000005508

Оценка 7513,4252 0,0195190664 0,0059936096 0,0007998737

нижней границы ДИ

Оценка 8014,8248 0,0206159336 0,0060258904 0,0008016263

вершен границы ДИ

Оценка 101,3996 0,0010968673 0,0000322807 0,0000017525

величины ДП

dP/dM задана с погрешностью -4,5%

№ участка Тяга Р. Н Ой ClA СкА1

ГО а и Оценка t И (Н - 5 - о £ В § О £ В* < g 1 £ s 1 Е | о р а § - в* О о го а го ii Оценка к rz й п i- О Е В о ® » % < и 1 # 1 % ± £ 5 S а s - В" О с го В го X т Оценка = а rz й п ¡- О £ В о S ш & < к | £ g 1 Е | о р а § - в* О о 5 ш> 6 ii Оценка Ь; ^ rz — о ^ О £ В § Й ^ 1* < g 1 # 5 1 Ё 2 з g я § - В" О О

1 7953,00 7355,00 100,00 1,26 0,02000 0.0159000 0,00110 5,50000 о,ошо 0,006022 0,053975 39,96333 0,00030 0,0005006 -0,0000006 0,0750000

2 7953,00 7917,40 40,60 0,51 0,02000 0,0195200 0,00043 2,40000 0,06000 о,оошз 0,053997 S9,99500 0,00050 0,0005015 -0,0000015 0,1575000

7953,00 7925^0 32,30 0,41 0,02000 0,0196100 0,00039 1,95000 0,06000 0,005999 0,054001 90,00167 0,00050 0,0005013 -0,0000013 0,1625000

4 7953,00 7925,10 32,90 0,41 0,02000 0,0196600 0,00034 1,70000 0,06000 0,006011 0,053959 39,93167 0,00050 0,0005003 -0,0000003 0,0375000

7958,0000 7906,4250 51,5750 0,6481 0,0200 0,0194225 0,00058 2,88750 0,06000 0,00600875 0,05399125 89,98542 0,00080 0,0008009 -0,0000009 0,1156250

Оценка 1055,5625 0,0000001247 0,0000000001 0,0000000000003

дисперсии

Оценка СЕО 32,4894 0,0003531171 0,0000101448 0,0000005675

Оценка 7854,7343 0,0188606907 0,0059926096 0,0008000215

нижней границы ДИ

Оценка 7558,1157 0,0199843093 0,0060248904 0,0008018285

вершен границы ДО

Оценка 103,3813 0,0011236185 0,0000322807 0,0000018070

величины ДИ

dP/dM задана с погрешностью 4,5%

№ участка Тяга Р: Н ОЙ СгА С14

О? 3 го & с*) Оценка ^ £— - Я - с а а 3 ® » & < с э £ £ Й § Е 2 го н & ° § п 0 ш л Оценка ^ £-~ К - О а в 3 зэ » е- < с и Е А £ Й § Е 2 го н & ° § го э го & л Оценка ^ £- 5 - с 2 н 3 ® » £ < с 2 # Е -г § п е а £ Е 2 з н Е° в го § го & л Оценка ^ £- Я - с 2 н 3 о » £ < с Е А 5 ё Ё 2 6 Е 2 го Н Й" ° §

1 7953.00 7975.50 -1150 0^2 0,02000 0,0211090 -0,00110 5,50000 0,06000 0,006024 0,053976 39,96000 0,00030 0,0003004 -0,0000004 0,0500000

2 7953.00 возио -73,30 0,92 0,02000 0,0207900 -0,00079 3,95000 0,06000 0,006005 0,053995 39,99167 0,00030 0,0005010 -0,0000010 0,1250000

3 7953.00 3040.40 -32,40 1,04 0,02000 0,0209000 -0,00090 4,50000 0,06000 0,006001 0,053999 39,99333 0,00030 0,0005010 -0,0000010 0,1250000

4 7953.00 5040.30 -32,30 1:93 0,02000 0,0209500 -0,00095 4,75000 0,06000 0,006013 0,053937 39,97333 0,00030 0,0007999 0,0000001 0,0125000

™(Х) 7958,0000 8021,8750 -63,8750 0,8027 0,0200 0,0209350 -0,00093 4,67500 0,06000 0,00601075 0,05398925 89,98208 0,00080 0,0008006 -0,0000006 0,0781250

Оценка 974,0425 0,0000000166 0,0000000001 0,0000000000003

дисперсии