Владимир Живетин - Системы аэромеханического контроля критических состояний

• Название: Системы аэромеханического контроля критических состояний
• Автор: Владимир Живетин
• Жанр: Математика
• Год: 2010
• ISBN: 978-5-98664-060-0, 978-5-903140-40-4

Целью управляющих воздействий в таких аэродинамических системах, как самолет, является достижение потребных значений поля сил аэродинамического давления, определяющих его состояние во времени. В монографии представлены результаты теоретико-экспериментального метода аэромеханического контроля, включающего математические методы обработки первичной информации (перепада давления) и средств их практической реализации. Рассмотрены проблемы обеспечения безопасного полета, анализа, прогнозирования и предотвращения одной из самых опасных ситуаций полета – сваливания.

Монография предназначена для специалистов в области контроля и управления самолетом.

---

Пусть самолет совершает полет при α < αкр и ωx = 0. Угол атаки α измеряется флюгариком αф в невозмущенном потоке воздуха αнв = αф. Рассмотрим сечение крыла на расстоянии z от оси симметрии. В рассматриваемой ситуации Су = Су(z) = Су(α(z)).

Если мы хотим строить алгоритм вычисления , то должны воспользоваться зависимостью:

Таким образом, αкр, измеренное флюгерным датчиком, – это некоторая функция ωх, а в общем случае и β; в то же время критический местный угол в сечении z крыла и соответственно Сукр не изменяются.

Рассмотрим особенности αкр измеренного флюгариком, т. е. αф. В стационарном плоском режиме полета достаточно гарантировать αф ≤ αкр, чтобы обеспечить безопасность ЛА. В случае, когда рассматривается стационарное пространственное движение при β ≠ 0, необходимо при ограничении αф учитывать αкр = αкр(β). В случае, когда имеет место переход от дозвуковых к сверхзвуковым режимам полета при β ≠ 0, необходимо учитывать М, и тогда αкр = αкр(β,M).

В случае, когда имеет место ωх, тогда αкр = αкр(β,M,ωx). При пространственном маневре αкр = αкр(β,M,). Таким образом, предлагается в качестве координаты контроля и ограничения использовать не αф, а Cу(z) сечения крыла. Информация о Cу(z) – фундаментальная характеристика области Ωдоп особенно в динамическом режиме, когда необходимо отслеживать Cу max или Cу кр. В этом режиме измерить α(z) флюгариком невозможно, так как флюгарик неадекватно отображает значение α(z).

Влияние угла скольжения β на величину критического угла атаки представлено на рис. 1.19.

Изменение поля сил аэродинамического давления, обусловленное β ≠ 0, связано с изменением местного угла атаки α(z,β), когда .

При этом критический угол атаки, измеренный флюгариком, не зависит от β так же, как и ранее от ωх. Влияние числа Маха на величину Cу кр = Cу св, где Cу св – подъемная сила сваливания, представлена в виде графика на рис. 1.20.

Рис. 1.19

Рис. 1.20

Области допустимых и критических состояний ПСАД, построенных из условий сваливания для различных скоростей полета при выполнении маневров на заданной высоте без вращения и скольжения, изображены на рис. 1.21.

На рис. 1.21 введены обозначения: Vсв – скорость сваливания;  – критическое значение перегрузки nу; Vпр – приборная скорость полета; Ωдоп, Ωкр – допустимые и критические значения (Vпр, nу) соответственно.

Рис. 1.21

Ситуация существенно изменяется, когда рассматривается ПСАД и его свойства в горизонтальном полете с вращением. При этом область опасных состояний проявляется во взаимодействии продольного и бокового движений, когда создается опасность потери устойчивости, которая зависит (в основном) от следующих факторов:  – коэффициента продольной статической устойчивости; mβy – коэффициента путевой статической устойчивости; величины угловой скорости ωх; S – площадь крыла (рис. 1.22). При этом область Ωдоп образована огибающими семейства гипербол, являющихся границами областей устойчивости, полученными при различных значениях угловых скоростей вращения самолета.

Расширение коридора обусловлено демпфированием рыскания и тангажа. Всем значениям и mβy внутри области Ωдоп будут соответствовать режимы полета, устойчивые относительно крена при соответствующих ωх.

Рис. 1.22

Перекрестные связи между продольным и боковыми моментами сказываются, например, следующим образом: при изменении угла атаки α не только изменяется момент тангажа Мz, но и самопроизвольно изменяются моменты рыскания и крена (боковые моменты) и наоборот. Подобные взаимосвязанные изменения характеристик продольного и бокового движений самолета определяются действующими на него аэродинамическими, инерционными и гироскопическими моментами и силами.

Сложность контроля и ограничения параметров фазовой траектории [22] критических значений угловых скорости и ускорения ωx max, εx max, а также ωy max, εy max обусловлено их многозначностью от начальных условий. Так, например, по перегрузке критические значения ωх изменяются от 0,8 рад/сек до 2,0 рад/сек при изменении nу от 1,0 до 2,5 для самолета МиГ-19.

Все сказанное выше позволяет сформулировать

Утверждение. Обеспечение безопасности полета маневренных самолетов целесообразно реализовывать с помощью систем контроля поля сил аэродинамического давления.

1.5. Вектор аэродинамических сил в структуре безопасного полета

В настоящее время одним из альтернативных путей в разработке измерительных систем состояния ЛА в полете является так называемый «активный» аэрометрический метод, в основе которого лежит использование в качестве первичной информации поля аэродинамических давлений на поверхности ЛА, которое определяет реакцию воздушной среды на возмущения, вносимые ЛА. В этом случае как силовое воздействие потока на ЛА и отдельные его части, так и параметры невозмущенного потока могут быть определены косвенным, опосредованным путем через поле давлений на поверхности ЛА, используя при этом законы аэродинамики обтекания, на основе которых и может быть получена адекватная связь между параметрами движения ЛА и точечными характеристиками поля давлений на его поверхности.

Пусть мы имеем возможность контролировать вектор как распределенный по поверхности и ограничивать его с помощью соответствующих управлений. Рассмотрим простейшую физическую модель взаимосвязи с параметрами nу, nx, при сваливании самолета, когда принимает значение , контроль над которой мы считаем возможным.

Таким образом, мы рассматриваем плоское движение, когда = (Rx,Rу), = ((Rx)св,(Rу)св), где  – величина аэродинамической силы при отсутствии срыва потока;  – величина аэродинамической силы после развития срыва потока. Приращение обусловливает изменение параметров траектории.

Сила сопротивления Rxсв и подъемная сила Rусв создают соответствующие перегрузки

Конец ознакомительного фрагмента.

Текст предоставлен ООО «ЛитРес».

Прочитайте эту книгу целиком, купив полную легальную версию на ЛитРес.

Безопасно оплатить книгу можно банковской картой Visa, MasterCard, Maestro, со счета мобильного телефона, с платежного терминала, в салоне МТС или Связной, через PayPal, WebMoney, Яндекс.Деньги, QIWI Кошелек, бонусными картами или другим удобным Вам способом.