HB Z 323-1998 飞行推力测量不确定度分析技术指南.pdf

1、中华人民共和国航空工业标准HB/Z 323-98 飞行推力测量不确定度分析技术指南1999-01-06发布1999-03-01实施中国航空工业总公司批准前言本指南主要参照美国SAEE-33委员会1985年提出的AIR1678 飞行推力确定的不确定度编制而成，在技术内容上与该文件等效。本指南主要与HB/Z311-98配合使用。本指南所涉及的内容，与目前ISO1993(E)所倡导的精神相符，但具体到飞行推力确定领域，对不确定度的评定本指南参照AIR1678 提出，并期望以此作为过渡时期，在飞行推力不确定度评定领域中的指导性技术文件。本指南主要采用统计方法来进行不确定度的分析，按ISO1993 (E

2、)的分类原则，应属于不确定度的A类评定范畴。对于B类不确定度的评定内容在本指南中不涉及，但有关各方应注意收集以下信息，为B类不确定度的评定打基础:一一以前的测量数据;一一关于试验发动机和测量设备的特性及性能的经验或常识;一一制造厂的技术说明书;一一校准及其它报告所提供的数据;-一手册给出的参考数据的不确定度。中华人民共和国航空工业标准飞行推力测量不确定度分析技术指南HB/Z323-98 1 主题内容与适用范围本指南规定了航空涡轮啧气和涡轮风扇发动机及其相应的推进系统飞行推力测量不确定度分析的方法和程序。本指南适用于确定以航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机为动力的推进系统的飞行推力测量的A类不确定度。

3、2 引用标准GJB 2715-96 国防计量通用术语回lZ311-98 飞行推力确定指南3术语、符号3. 1 术语除以下术语外，本指南所用术语符合GJB2715。3. 1. 1 系统误差限经过各种修正后保留下来的、最大可能的系统误差的估计值，通常由分析确定。3.1.2单元误差与单个误差源有关的系统误差和(或)随机误差。3.1.3 置信水平用来正确计算统计量旦以百分数表示的相对频率。3.1.4真值覆盖率期望包含真值的参数区间估计所具有的频率。3.1.5 回化在校准过程中，随机误差变为固定的系统误差的转换过程。3.1.6观测残余误差利用数学模型计算的推力值与设备测量的推力值之差，可用绝对残余误差或

4、相对残余误差表示。3.2符号本指南所采用的符号见表1。中国航空工业总公司1999-01-06发布1999-03-01实施1 HB/Z 323-98 表1符号说明F 系统误差, 平均观测残余误差E 测量误差e 随机误差 标准偏差。绝对误差传递系数。，相对误差传递系数 自由度A 面积B 系统误差R的极限估计值B+、B-非对称系统误差的上限和下限C. 喷管系数F 推力FGP 冲量函数k 拟合曲线的阶数M 动量MS 主标准n 有效测量次数(样本大小)N 正态分布或转速P 压力PS 静压x 绝对残余误差, 相对残余误差r s 实验标准偏差S, 平均观测残余误差的实验标准偏差2 HB/Z323-98 续表

5、1符号说明飞残余误差实验标准偏差的估计值ss 副标准T 温度TS 传递标准t自置信水平为95%的t分布值U 不确定度U+，U叨不确定度区间的上界和下界V 速度w 质量流量飞ws工作标准MI 测量仪表X、Y、Z独立的或基本的测量参数X 一组独立测量的平均值X 总体样本的平均值下角标ADD 叠加模型C 修正到所要求试验状态的飞行试验四1校准的由lc计算的cm 小偏差修正模型误差fi 飞行试验发动机的测量仪器gt 地面试验设备的测量仪器gl 地面试验发动机和确定模拟飞行状态的测量仪器1 误差分类中单元误差源的序号ideal 理想的3 HB/Z323-98 续表1符号说明J 任意规定的误差分类序号k

6、独立测量的个数m 测量的N 净的mm 数学模型误差r 残余误差R 结果RSS 方和根模型t 在试验飞行状态下上角标l固化的4测量不确定度的分析方法应将统计学和工程应用相结合，将该分析方法系统地用于分析飞行推力的不确定度，其基本步骤是za.确认与推力有关的地面和飞行试验中各项测量的全部单元误差;b.将单元误差源的误差初步按系统误差和随机误差进行分类:C.估计每一单元误差的大小;d就每次飞行试验测量过程，确定系统误差或随机误差的最后分类ze.将单元误差合成，确定测量系统误差和随机误差成份，并列表表示;f.将各项测量误差成份传递到计算推力;g.由各项误差成份计算不确定度区间;h.报告结果。4. 1

7、测量误差所有的测量量都存在测量误差，如图lJiJf示。测量误差包括系统误差和随机误差，在本指南中，叙述准确测量即指测量误差小且精密度高。4.1.1 随机误差随机误差按其本质可被定义为测得值与对同一被测量进行大量重复测量所得结果的平均值之差。因存在大量可以引起测量结果发生变化的影响因素，所以即使在稳态定常)情况下，重复测量也难以精密地得出相同的数据。这些测量结果的变化以正态分布曲线的形式散布在4 HB/Z323-98 细峭酣畅一-误差想悄一参数测量值1 4 图1测量误差平均值的附近，本指南采用标准偏差来表征该曲线(如图2所示);根据式(1)和式(匀，用实验标准偏差S来计算的估计值。-X一问FBZ

8、U QM 得江川丁-x 式中:n-测量次数3X，一-独立测量值3主一-k个测量值的算术平均值。作为标准偏差最佳估计值的实验标准偏差，取决于初始估计过程中的测量次数样本数)，一般应采用30或更多的大样本。当用大样本估计实验标准偏差时，如果系统误差可以忽略不计，则在正、负两倍实验标准偏差(土28)所确定的区间中包含有95%的真值。因此，推荐采用二倍的实验标准偏差(2S)作为随机误差不确定度的上限。当不能用大样本时，则应按附录A的小样本统计法进行分析。4. 1. 2 系统误差系统误差按其本质可定义为对同一被测量进行大量重复测量所得结果的平均值与被测量真值之差。它是一种固定的或有规律的误差，在整个试验

9、期间应保持不变，故在稳态定常)试验状态下进行重复测量时，每次测量都应有相同的系统误差值。被测量的精密度、系统误差和5 HB/Z323-98 带回嗣乍良愿军剧。酬一民测量平均值t大样本)参数测量值图2由典型的稳态数据测量得出的正态分布曲线真值之间的关系描述于图3。由于要将测量值与不可得到的真值相比较，才能确定系统误差，故只能采用适当的试验数据和工程评价方法来估计系统误差限(:1:剧。假定不确定度的分析是针对一个仔细控制的测量过程，在此过程中虽已进行了各项常规的校准修正，但因校准修正并不理想，总有一些小而固定的系统误差保留下来，故系统误差限p经过各种修正后保留下来的、可能的系统误差的最大估计值。真

10、值。参数测量值图3系统误差4.2测量误差源6 JtB/Z 323 - 98 测量系统存在许多潜在的测量误差源，每一误差源的误差称为单元误差。在理论上.应对每项误差源的误差进行估计，但实际上只能对组合后的单元误差进行误差的估计。为方便起见，按表2所规定的下标i.将测量单元误差源分成三类。表21-2-3 类别校准误差数据采集误差数据处理误差4.2.1 校准误差假设测量不确定度分析是针对一个控制良好的测量过程，并在此过程中进行了合理的校准修正，不存在粗大误差。校准目的是为了改善测试准确度，并与国家标准实验室的测量标准相溯源。通过校准修正，虽然能减小某些系统误差，但在该过程中.又可能产生另一些误差，如

11、将未校准测试仪器的系统误差换成标准的或校准仪表的系统误差。此外，校准过程中的随机误差也将影响校准误差。在某些情况下，校准过程中的随机误差还将影响试验结果的精密度;而在另一些情况下，它还可能转换成固定的系统误差。测量过程对误差分类和估计的影响见附录B。溯源性应通过校准等级来建立和保持。在校准等级中，每次比对均产生一个单元误差源io图4举例说明了一个测量仪器的校准等级。在校准等级中，每一次比对都伴随有单元误差生成，从这些单元误差的估计值中可得到每级校准中的实验标准偏差和系统误差限，如表3所示。4.2.2 数据采集误差表4说明与图5所示的数据采集系统有关的误差源。此例中所采集的数据是测量施加于应变式

12、负荷传感器上的力所产生的电量输出，除此之外，还有如电量模拟、受感部误差以及环境影响等误差源。表3校准等级误差源校准误差(j=l)1 误差源系统误差限实验标准偏差1 MS-SS B,1 5,.1 2 SS3 E马1E与23 S-WS B,1 啕S.! 4 WS-MI B41 5.1 L一一一一一7 HB1Z 323-98 误差源主标准1/ ,-ft标准1/ 2 1-传递标准I / 3 1-工作标准1/ 4 1 测量仪表- -d 因4测量仪器校准等级激励电压源测量信号图5某数据采集系统示例8 HB/Z323-98 4.2.3 数据处理误差计算机在将原始数据转换成工程单位输出的过程中，典型误差来源于

13、曲线拟合和计算机的分辨力。表5列出典型的数据处理误差源。1 误差源1 激励电压2 电量模拟3 信号调节4 记录设备5 负荷传感器6 环境影响.i 误差源1 曲线拟合2 计算机分辨率4.3 测量误差估计表4典型的数据采集误差源数据采集误差(j=2)系统误差限队2Bn 民a13,2 E与B., 表5典型的数据处理误差源数据处理误差(j=3)系统误差限13.3 民3测量误差的估计包括对随机误差成份和系统误差成份的估计。4.3.1 随机误差的估计实验标准偏差su s., s,. S42 ssz s., 实验标准偏差su s 实验标准偏差应由试验数据计算。对于重复或同时观测值而言，其实验标准偏差一般可根

14、据(3)式，通过将多次独立观测的平均值作为单一的测量值来处理，比平均值分布的实验标准偏差较小(见图6)。S主苟言 式中:5x一一算术平均值的实验标准偏差:5x一一-独立测量的实验标准偏差;n一一测量次数。4.3.2 系统误差限的估计估计系统误差限B主要依据规定的试验和工程评价所提供的信息。该系统误差限必须能说明小的、但未知的系统误差和难于修正的、小的、但已知的系统误差。这些系统误差应包9 HB/Z323-98 X分布相对于1汇J-_.回国-X咱X和X因6X和文分布括附录B所讨论的、在校准过程中被国化的随机误差。良好控制的测量过程应不存在大而未知的系统误差，为了确保对测量过程实施良好的控制，所有

15、的测量都应用统计量控制图来监控。通常假定未知的系统误差在测量值附近对称分布。但有时，某些问题的物理现象只呈现出存在系统误差，但不知其大小，从而出现非对称的系统误差限。因此，估计这种系统误差的目的即在于识别给定测量过程中实际系统误差的最大值。4.4测量误差合成为了建立基本测量不确定度的模型，将测量不确定度传递到性能参数以及提出不确定度报告并进行验证，一般应将校准、数据采集和数据处理等误差源的单元误差合成为独立的误羞成份，即随机误差和系统误差，以确定基本的测量误差。4.4.1 实验标准偏差合成基本测量过程的实验标准偏差应按下式进行合成.它是各误差源的实验标准偏差的方和根。式中:j一一误差分类序号;

16、i一一上述各类误差的单元误差源序号;S;-一单元误差源的实验标准偏差:S一一合成实验标准偏差。例如，校准误差的实验标准偏差接下式合成，它是各单元误差源的实验标准偏差的方和10 HB/Z323-98 根。S, = S = ,f S, + S， + S;, + S， . ., (S) 式中，SJS一一校准误差的实验标准偏差:S11一一校准等级中第一级校准误差的实验标准偏差:S21一一校准等级中第二级校准误差的实验标准偏差zs筑一一校准等级中第三级校准误差的实验标准偏差zS41一一校准等级中第四级校准误差的实验标准偏差。同样，数据采集的实验标准偏差和数据处理的实碰标准偏差都应由其各自的单元误盖糠的实

17、验标准偏差的方和根来确定，而基本测量的实验标准偏差是这三类实撞标准偏爱的方和根。即zS=节否芥S;. . . (6) 式中，S，一一校准误差的实验标准偏差:S，一一数据采集误差的实验标准偏差zS，一一数据处理误差的实验标准偏差zs一一合成实验标准偏差。4.4.2 系统误差限合成基本测量过程的系统误差限应按下式进行合成，它是各类系统误差限的方和根。B=尼主EHH-HH-HH-HH-(7式中J一一误差分类序号i一一上述各类误差的单元误差源序号;Bij一一单元误差源的系统误差限;B一一合成系统误差限。校准系统误差限、数据采集系统误差限和数据处理系统误差限均由其各个单元系统误差限的方和根来确定。合成的

18、系统误差限应为zB=/百百B;. (8) 式中，B，-一-校准误差的系统误差限gB2一一数据采集误差的系统误差限EB，-一数据处理误差的系统误差限;B一一合成系统误差限。如果任一单元系统误差为非对称独立的，则应由方和根分别求得矿和B- 4.5基本测量误差对推力参数的传递一旦测出温度、压力等基本参数后，即可计算推力，测量不确定度的基本成份便通过数学模型传递给推力。传递过程的影响可用泰勒级数法近似估计。应采用误差传递系数分析误差的传递。每一项基本测量的误差传递系数可用以下两种方11 HBIZ 323-98 法得出ga.解析法:b.数值计算法。4.5.1 采用解析法确定误差传递系数当推力F和被测变量

19、丸X2丸之间有确定的函数关系式F = f(凡，X2，x.)时，那么第i个变量亢的误差传递系数6，可用下式求出=F (, =一一. . (9) X, 式中，fJ，一一第i个变量足的误差传递系数g又一一第i个变量:F一一推力。4.5.2 采用数值计算法确定误差传递系数当推力和变量丸.X2丸之间没有确定的函数关系式或难于求微分时，可采用小偏差来估计误差传递系数鸟，这时，日，由下式得出:(, =萃(10)式中，(，一一第i个变量及的误差传递系数:E一一推力小偏差量;t.X，一一第i个变量x.的小偏差量。4.5.3 基本测量误差对推力参数的传递对于独立的测量而言，应采用误差传递系数60.将基本测量误差成

20、份S划和民i按下式传递到推力误差成份s.和马:SF =在布:12HH-HH-. (11) BF =在河32H.式中，S，一一第i个变量x.的实验标准偏差EBXi一一第l个变量x.的系统误差限;(, -一第i个变量x.的误差传递系数3BF一一，推力系统误差限;SF-推力实验标准偏差:应仔细检查这些误差是否独立。对于复杂的推力计算而言，由于某一测量参数在公式中要多次使用，例如，在几种推力模型中，空气流量既在其总推力中出现，又在冲压阻力中出现，因此，净推力测量误差可能增加或减少，这取决于测量量的符号是否相同。如果泰勒级数能使绝大多数基本测量参数与最终结果(即净推力)相关联，则应适当考虑这些相关关系。

21、4.6 测量不确定度现阶段，本指南建议采用以下两种方法分析不确定度。12 HB/Z 323-98 4.6.1 采用叠加模型，测量不确定度由下式求出:UA皿=(B + 25) . . . .(13) 式中:UA皿一一利用叠加模型得出的测量不确定度;B-一系统误差限;S一一实验标准偏差。4.6.2 利用方和根，测量不确定度按下式计算zU阻=.fB2百百2. . . . (14) 式中:U，陋一一利用方和根得出的测量不确定度gB一一系统误差限;S一一实验标准偏差。4.6.3在实际应用中.U.皿或U瞄均可采用。附录C的蒙特卡洛模拟可绘出以上两种方案的比较结果。尽管不可能精确计算不确定度区间的真值覆盖率

22、或置信水平，但应用相对大小不同的系统误差和随机误差成份，附录C的蒙特卡洛模拟表明:u_真值覆盖率为99%.而U陋真值覆盖率大约为95%。为便于叙述，在本指南以下各条只对U皿范行说明。图7说明了在测量过程中，对称的系统误差、大样本、叠加模型测量不确定度边界U阳UiD.此边界可提供合理预计的最大误差估计。最大负误差u-B 最大正误差ut Bt 测量值-2S I _. - - I +2S 不确定度区间(真值应落在此区间内)因7叠加模型测量不确定度区间(对称的系统误差、大样本)如果系统误差不对称，即矿手B-那么不确定度区间的每一边应按类似(13)的公式分别计算，即gU皿=B-25 . (15) U=矿

23、+2$. . (16) 13 HB/Z323-98 式中:U:;.皿一一叠加模型测量不确定度下界:U+ADD一一叠加模型测量不确定度上界EB一一系统误差限;S一一实验标准偏差。4.6.4 不确定度各成份的传递在不确定度各误羞成份的传递过程中，系统误差限和实验标准偏差应独立传递。将各项单元误差合成后得出基本测量的误差成份，这些基本测量的误差成份再传递给性能参数的误羞成份。4.7试前和试后分析应在地面试验和飞行试验阶段进行试前和试后分析。在试验要求中应规定试验的准确度。应通过试前的不确定度分析估计，检查能否满足准确皮的要求。飞行前可以分析几种不同的推力模型，从中选择准确度最佳的一种。如果估计的测量

24、不确定度与试验要求的准确度不符，则应调整测量不确定度，否则不能进行试验。4.7.1 试前分析应建立在现有数据和信息(校准履历、原来用类似仪表进行的试验、过去的测量不确定度分析和专家评价等等)的基础上。在复杂的试验中，应交叉评定不同的推力模型、各种仪器仪表配置以及反复地进行计算。通过试前分析确定最佳试验方法。4.7.2 试后分析应证实试前的估计并找出潜在的问题。应将试验结果和试前分析进行比较，以检验数据的有效性。根据重复测点或多套仪表测量值而计算出来的实验标准偏差不应显著地大于试验前的估计值。当用多台仪表或多种计算方法时，其各个平均值应落在试前估计的最终不确定度边界范围内。如果采用几种方法得出一

25、个参数，则其不确定度区间应当重叠。通过试后分析，得出试验结果的不确定度区间。4.8 测量误差报告在说明实际试验情况的测量误差报告中，应包括不确定度成份、实验标准偏差、系统误差限、不确定度边界、误差传递系数以及相应的试验状态。本指南推荐以下两种独立的报告。4.8.1 测量不确定度综合报告报告格式见表6。对于误差成份B和S.应进行以下三项工作za.试验前如果不确定度大到不可接受的程度，应指出改进的方法:b.将基本测量不确定度传递给有关的性能参数;c.验证不确定度边界。为确定误差成份的大小，必须确定试验状态(或状态范围)。为确定真实的和模拟的飞行状态以及发动机推力大小，必须完全确定发动机的工作点。利

26、用各项测量的误差传递系数，按式(11)和(12)计算推力误差成份并提供验证。4.8.2 单元误差源报告报告格式见表7。单元误差源报告应记录每项基本测量的所有单元误差。应采用单元误差来验证所估计的测量不确定度，并支持为减小该不确定度或鉴定数据有效性所需进行的改进工作。应重新检查单元误差源表，以确信不存在潜在的误差源。14 HB/Z 323-98 表6不确定度综合报告试验状态:高度、冲压恢复、推力杆位置发动机进口总压、总温、推力大小、环境压力基本测量范围实验标准偏差系统误差限际差传递S. B. 系数(J.基本测量1X , - Xw S , B, 8 基本测量2X2 - Xw S2 B2 (J, z

27、 : 2 2 : : z : . : 推力X-Xu 5=.j￥(附属)2B=.j￥(执)2其它有关性能参数5飞行推力测量程序一般的飞行推力测量过程见图8.主要包括za.按田i/Z311选择飞行推力的确定方法和相应的数学模型zb.通过设备测试校准数学模型:c.利用飞行中测量的数据和校准的数学模型，计算推力。不确定度极限U, = B, + 2S, U2 = B2 + 252 2 z U = B +25 报告编号骨骨骨1错铸错2: : 为精确地评定推力测量的不确定度，应按4.1-4.5条明确定义所有的误差成份并详细地了解地面试验误差的分类、合成以及传递。为了计算飞行推力测量的不确定度，应对图8中的每

28、一项进行误差分析。飞行推力测量程序和测量仪器系统确定后，应按附录B重新确认有关单元误差的分类，如果误差使试验数据的分散度增大，则该误差属于随机误差，否则属于系统误差。误差性质的变化应在误差符号的右上角以祷号标注，例如原来估计的随机误差改属系统误差后，在误差符号的右上角以精号标志，以表示随机误差已囡化为系统误差。15 4 HB/Z323-98 表7单元误差源报告基本测量参数和位置传感器种类| 试验状态翩翩范围试验状态g高度、冲压恢复、推力杆位置发动机进口总压、总温、环境压力下角标基本误差源实验标准偏系统误差限差5.B. 举例和备注校准确认用于误差估算所列举的11 511 Bll 资料，如z文件的

29、最后校M，原始技术条件等。21 5., B., 31 z : 41 z : 数据采集12 S且B12 22 5zz Bzz 32 : : 42 : = 52 = 2 62 2 : 72 : : 数据处理13 5u Bu 23 5 B 2 g : : : : 陆后得出的视5=J5t B=JBt 基本误差源报告量误差成份编号XXXX应识别设备测量参数和发动机测量参数，前者由那些要求得出设备测量推力的测量参数组成，而后者自那些计算飞行推力、包括模拟的飞行状态所需要的测量参数组成。在计算、数16 HB/Z323-98 据采集和数据处理过程中，这两组测量参数均产生误差，它们分别通过其推力计算程序传递，以

30、确定计算的推力误差成份(如第4章所述)。5.1 地面试验测量程序地面试验推力测量过程见图9。在此过程中，可以得出校准数学模型并确定相关的实验标准偏差与系统误差限。对所选用的推力测量方法，应采用两种数学模型za.飞行推力计算模型;该模型是一种计算机程序，用于计算试验日状态的飞行推力，其误差成份为s和B_; b.小偏差修正模型，用于将试验日状态的飞行推力修正JlJ规定状态的飞行推力，其误羞成份为s和B。在理论上，可以利用观测残余误差成份校准数学模型，以便在发动机的整个工作包线内减少误差。系统误差限和实验标准偏差都是数学模型中所用独立变景的函数。将观测残余误差与设备推力测量误差成份和推力计算误差成份

31、结合起来。可估计飞行推力计算程序的误差成份。系统误差限由下式确定gI n2 , 72 . ，2S;、，m=JEZ+EZ千c;:). (1 、啡n式中:Bmm一一飞行推力计算程序系统误差限;B一一-设备推力测量系统误差限:B.一一地面试验发动机测量仪器系统误差限;s;一一由观测残余误差的实验标准偏差固化的系统误差限;n一一测量次数。s应在0和s，之间;小偏差修正模型误羞成份，只能根据飞行状态测量仪器来估计。5.2飞行试验测量程序飞行试验利用数学模型即飞行推力计算程序提供计算的推力。一般的推力测量过程见图10。先将飞行状态和发动机的基本测量误差进行合成，以确定飞行试验发动机测量仪器误差成份乌和马:

32、再将这些误差成份和推力计算稳序模型的误差成份s_和B_相结合，可以确定试验中的飞行推力误差成份s，和B，0借助于小偏差修正模型，可将飞行试验的数据，修正到规定状态。同样，将用来确定飞行试验状态的测量仪器的各种误差成份相结合，可以确定小偏差修正模型的误差成份s和B闹。利用多路数据点平均，还可改善推力的评定。将实际飞行试验测量和计算的飞行推力修正到规定的飞行状态，会出现误差成份s，和丘。利用以下关系式，将这些误差成份与测量仪器、推力和小偏差修正模型误差成份合成zSczJS3+sim+SL . (1 8) Be=JB+BL+BLHH-HH-HH-HH-. (1 9) 式中:S，一一规定的飞行状态飞行

33、推力实验标准偏差;S庐一一飞行试验发动机测量仪器实验标准偏差3s_一一飞行推力计算模型实验标准偏差317 HB/Z323白98地面试验校准数学模型图8飞行推力测量程序S=一一小偏差修正模型实验标准偏差:B，一一吐E定的飞行状态飞行推力系统误差限;B庐一-飞行试验发动机测量仪器系统误差限EB_一一飞行推力计算模型系统误差限;B捕一一小偏差修正模型系统误差限。6应用计算的飞行推力到规定状态的飞行推力在整个试验过程中，都应按表8所示的四个阶段连续地进行不确定度的分析和评定。应用此研究方法，通过更好地控制单元误差，可以进一步改善飞行推力的实际评定结果并促进对最终飞行试验结果的理解。18 HB/Z323

34、-98 6.1 大纲的制定和计划编制首先应按大纲目标，确定测量准确度的要求:其次应研究多种飞行推力测量方案，并进行试验前的不确定度估计。根据这些估计，分析优化方案，以提供更多信息。6. ,. 1 飞行推力测量方案应对各各可能的方案进行分析鉴定，以满足所要求的准确度。由于净推力有三个独立的成份，即总推力、空气流量和飞行速度，在这些成份中，每一个都存在多种可用的测定方案，故应进行必要的费效分析。表9列举了几种挣推力测量方案。在每种推力方案中，均应确定所要求测量的参数。这些测量参数应包括试验设备的测量参数和飞行试验有关推力的测量参数。如果不采用某些新的测量仪器，应使用以前试验的数据。在地面与飞行试验

35、测量中，都应单独确定每项测量的误差成份，并将测量误差成份按表10的格式列表。表8飞行推力测量不确定度的工作安排大纲各个阶段有关工作有关章节1.根据试验准确度要求，制定大纲中的飞行推力不确定度的6.1 大纲的制订要求:6. 1. 1 和计划编制2.认可可能的推力测量数学模型方案;6. 1.2 3.检验数学模型方案并选定本大纲所采用的方案。6. 1. 3 试验前=1.估计发动机和试验设备的测量误差(S,. B, )和6.2.1 ( S. B,); 地面试验2.估计所选定的数学模型误差(S，酬.B_)。试验后g6.2.2 1.确认试验前的估计，并按需要进行调整32.校准数学模型并得出误差(S町.B)

36、。试验前z1.估计飞行测量误差(马，马); 6.3.1 2.根据地面试验，估计数学模型误差(S. B=n ); 飞行试验3.估计飞行推力误差(S B, )。试验后:1.确认试验前的估计，并按需要进行调整;6.3.2 2.计算飞行推力测量不确定度。1.检查地面与飞行试验数据的一致性;6.4 结果分析2.将各推力方案结果与大纲预示的结果进行比较:6.4.1 3.解决试验数据与性能不一致问题:6.4.2 4.编写试验结果和不确定度报告。6.4.3 19 20 HB/Z323-98 地面试验数据分析观测的剩余误差S，和B，) 校准数学模型t误羞成份S血和民.)和小偏是修正模型(误羞成份S，.和B)飞行

37、试验图9飞行推力数学模型确定、校准的地面推力测量程序叫试验。叫试验。HB/Z323-98 发动机和飞行状态测量( j吴羞成份S和Bfi) 数学模型(飞行推力计算模型(误差成份s_和B_l飞行试验计算推力(误差成份乱和B，l 小偏差修正模型误差成份Scm和B，.l 币5正到基准状态的飞行推力误差成份S，和B，) -Z工I二三-二L二r-! 多路数据户均i (误羞成份二异和B，) , i n I L _一一-一_.J图10常用的飞行试验推力测量过程21 HB/Z323-98 表9净推力方案举例方案1 z 3 4 空气流量风扇特性图速度气流测量 总推力参数质量加权速质量加权速面积加权速总推力FGFG

38、P x P2 度系数二元流度系数混合流度系数混合流FGZPS11 FG = (CV1) x FG = (CV2) x FG = (CV3) x A , x PSl (M;.) (M;,.) (M;如，)低压转子转速低压转子转速高压转子转速进气道静压进气道静压进气道压差进气道压差进气道总温基本测进气道总温涡轮出口压力量参数排气压力涡轮出口温度排气温度燃油流量燃烧室压力注:M;*.id幽l是理想喷管出口动量。22 HB/Z323-98 表10净推力方案1初步性能检验举例试验状态:高度/马赫数/发动机推力调节基本测试验设备推力计算测量参数量参数测量参数地面飞行总推力S B . Sp Bp S B 试

39、验设备测S.l B.l 量推力传感器S.2 B.2 2 g 推力计算排气S酌B_, 面积(A)排气压力(P)S侈，正B，目飞SJ鼻.1BJi1 S.2 B. 2 S.2 B.2 : 主: 3 Sgi,. Bgi,1I S. B庐.空气流量设备S.cr.Q+1 B品.+1测量文丘利管M Sgt , ,+2 B.肘23 : : 3 g 3 推力计算风扇Sg, .+1 B.而+18ft,+l Bfi.n+l 转速(N)Sgi , ,+2 B.时1Sji.n+l B，_+2 z : : . 速度S、B酌S囊，幌B弘.6.1.2 推力测量方案的初始检验误差传递系数。.1 。.2: Ogt,. 0元1和P

40、.10.2和0.22 0，.和8gi，。，.16, .11+2 : 0.叫和0. 叫。丸.+2和8.，11+2z : 应通过确定每项测量量的变化对净推力的影响，来完成对推力测量方案的初步检验。检验的结果将直接产生可使试验大纲成功实现的最为关键的测量量。因此，通过编制推力测量计算机程序，逐次小量改变某测量最时，求出净推力的相应变化，即可得出各误差传递系数。误差传递系数。值将随着飞行状态、发动机推力调节和推力方案的不同而变化，故表10的误差传递系数。应针对每一种所考虑的推力方案来制定。按下式进行每项误羞成份的传递，以确定地面试验发动机测量仪器的实验标准偏差和系统误差限、飞行试验发动机测量仪器的实验

41、标准偏差和系统误差限以及测量发动机性能参数的地面试验设备的实验标准偏差和系统误差限。23 HB/Z 323-98 乌=,j:S. (.s.) . (20) 鸟=币五忑:11HH-. . (21) S,; =.Z立工32H.川.川.川.川.川.鸟=尼瓦王.).川. (23) 乌=尼瓦忑.). (24) Bft =尼瓦忑.). . . . . (25) 式中.S -测量发动机性能参数的地面试验设备的实验标准偏差;(. -地面试验设备第h项测量对发动机性能参数的误差传递系数gS. -地面试验设备第h项测量的实验标准偏差5B -测量发动机性能参数的地面试验设备系统误差限;B. -地面试验设备第k项测量

42、的系统误差极限35,; -地面试验发动机测量仪器的实验标准偏差;。地面试验发动机第h项测量对性能参数的误差传递系数:S,;. -地面试验发动机第h项测量的实验标准偏差3B，-地面试验发动机测量仪器的系统误差&;B,;. -地面试验发动机第h项测量的系统误差限35ft -飞行试验发动机测量仪器的实验标准偏差;8ft. -飞行试验发动机第k项测量的误差传递系数:5. -飞行试验发动机第h项测量的实验标准偏差zBft -飞行试验发动机测量仪器的系统误差极限3Bji.1 -飞行试验发动机第k项测量的系统误差极限。由以上各式可知:应进行影响每项系统误差和精密度总和的k个测量。对每个试验状态和推力方案，反

43、复利用式(18)和(19)确定飞行推力计算的实验标准偏差5，和系统误差限B，的估计值，再将结果进行合成，以求得不确定度U的值。这一过程可将候选的各方案进行分类，从而鉴定出这些方案对各种不同的飞行状态何者为最佳，并且，它还能识别出能进行严密监控的关键项目和改进的项目。6.1.3初始检验完成当完成6.1.2条内容时，即可选定试验大纲中所采用的方案，初始检验即告完成。6.2地面试验地面试验的不确定度评定包括:a.试验前估计发动机和试验设备的测量误差和数学模型误差5b.试随后验证试验前的误差估计和校准数学模型的定义，包括确定模型的误差;24 HB/Z323-98 C.得出满足飞行推力测量准确度要求的校

44、准数学模型。6.2.1 试验前误差分析6.2. 1. 1 试验前的误差分析旨在保证准备选用的测量系统满足大纲的准确度要求，其流程见图11。利用所选择的推力方案，鉴定包括校准、数据采集和数据处理过程在内的全部测量系统。应按照第4章的研究方法，详细地进行试验前的误差分析，包括对每类误差的单元误差进行估计。并按表7所示的格式，列表表示单元误差的来源及估计。表11给出一种典型压力测量的示例。6.2. 1. 2 应根据试验前测量参数误差分析的结果，按表6所示的测量不确定度综合报告的格式编写报告。应将各项测量误差传递到要求的性能参数，其结果也应在表6中列出。如果性能参数的不确定度随试验状态变化较大，则应对

45、每个要求的试验状态.提出一份单独的综合报告;或者对试验状态的某一范围，分别提出综合报告。表12举例说明在某一飞行状态下典型的综合报告格式。表中，净推力误羞成份体现地面试验测量仪器的误差成份S和B;对于试验设备测量仪器误差成份B和S.也应有相应的数据。6.2. 1. 3 当只检验试验状态的某一范围时，则仍应传递每个试验状态的误差成份，并用适当的方式将结果进行合并。保守的估计就是在整个试验状态范围内采用性能参数不确定度的最大值。6.2.2试验后误差分析试验后应按以下各条进行误差分析。6.2.2.1 验证试验前误差估计。应采用重复的数据点来检验每项测量的实验标准偏差。对系统误差而言，一般只能检验系统

46、误差限，对照预估值对推力进行检验，并根据最终结果对一致性以及预估性能的偏差进行检验。如果采用多种推力方案，应将这些方案进行比较，以保证适当估计系统误差限，防止丢失大而未知的系统误差。25 HB/Z323-98 推力测量方案发动机和试验设备测量仪表的要求发动机数学模型推力和试验设备推力测量误差估计( S.，B.i) -发动机(S , 8,) -试验设备飞行推力测量方案估计的模型误差限的评定26 ( S皿，B回是否校准数学模型到飞行试验图11地面试验测量过程评定流程鉴定改进了的测量方法和试验方法下标11 21 31 41 12 22 32 42 52 62 13 23 基本测量参数进气道静压P单元误差源校准主标准一副标准副标准一传递标准传递标准-工作标准工作标准-测量仪器数据采集激励源电压电模拟量信号调节记录装置压力传感器环境影响数据处理曲线拟合计算机分辨力综合测量误差成份HB/Z323-98 表11单元误差源报告