Нестандартное, нерасчетное состояние ПАД как в стационарном, так и в нестационарном режиме его изменений создает опасное состояние самолета. Переход в квазихаотическое состояние ПАД делает самолет неуправляемым, возникает режим самовращения, когда, например, элероны не отклонены [6].
В качестве примера физической сути ограничений на параметры для динамических режимов рассмотрим устойчивость самолета.
Сегодня положено начало общей теории движения самолета относительно центра масс при маневрах с большими диапазонами изменения параметров движения. При исследовании нестационарных процессов определяющая роль безопасности полета принадлежит нахождению связи между величинами углов отклонения органов управления самолетов (δэ,δpв,δpн) и теми изменениями параметров его движения – углов атаки (α) и скольжения (β) и проекций вектора угловой скорости = (ωx,ωу,ωz), которые обусловливают эти отклонения.
При анализе пространственных движений, сопровождающихся отклонением органов управления с большой скоростью, исследуется взаимосвязное изменение всех параметров движения. Более того, величины предельных установившихся значений углов атаки и скольжения и проекций вектора угловой скорости = (ωx,ωу,ωz) являются неоднозначными функциями отклонений органов управления. Математически это означает, что для каждой комбинации компонент вектора управлений = (δрв,δрв,δэ), создающих соответствующие компоненты вектора , имеется несколько особых точек решений управлений движения, характеризующих взаимоотношение поля сил аэродинамических давлений и инерционных сил и моментов. При этом построение области допустимых (безопасных) и критических (опасных) значений (α, β, ) представляется проблематичным.
Каждой комбинации отклонения (δрв,δрн,δэ) соответствует определенная система особых точек в фазовом пространстве параметров движения (α, β, ), а значения этих параметров (α0, β0, ) в момент времени, предшествующий отклонению рулей, являются начальными. При исследовании пространственного движения современных самолетов, когда велика, необходимо оценить: максимальные значения α, β, ny, достигаемые при этом; возможность режима инерционального вращения (потерю управляемости элеронами). Потеря управляемости элеронами связана с движением самолета с угловой скоростью крена при неотклоненных элеронах.
Движение самолета имеет наиболее сложные характеристики при значениях угловых скоростей крена, близких к критическим скоростям, когда инерционные и аэродинамические моменты близки по величине. Для маневренных самолетов эта область играет важную роль при определении областей Ωдоп и Ωкр.
Рассмотрим роль поля сил аэродинамического давления при пространственном маневре. Для маневренных самолетов запас продольной устойчивости при переходе с дозвуковых скоростей на сверхзвуковые существенно возрастает в связи со сдвигом по потоку фокуса крыла, когда возрастает производная mzCy (рис. 1.12). При этом запас путевой устойчивости самолета mβy уменьшается при возрастании М (рис. 1.13).
На дозвуковых скоростях полета меньшей по величине критической скоростью крена является ωz – критическая скорость тангажа, а при M > 1 меньшей критической скоростью крена становится величина ω(β) – критическая скорость, определяемая движением рысканья. Таким образом, значения критических скоростей имеют тенденцию к уменьшению, что увеличивает вероятность их достижения.
Отметим важную особенность. Если угловая скорость крена в процессе движения приближается либо превосходит меньшую из критических скоростей крена, то устойчивость движения самолета уменьшается либо теряется. При этом α и β начнут монотонно возрастать, и если вращение не будет прекращено, то самолет может войти на недопустимо большие α и β, и при больших скоростных напорах, когда Y > Yдon, наступит разрушение конструкции самолета.
Отметим особенности состояния самолета в двух ситуациях следующими многомерными управлениями: (δэ, δрв), (δэ, δрн).
I. Предельно-допустимые (критические) параметры движения при многомерном управлении (δэ,δрв) и прежде всего при маневре крена.
Величины предельных установившихся значений углов атаки а, скольжения β и проекций вектора угловой скорости (ωx,ωу,ωz) являются неоднозначными функциями отклонений органов управления, т. е. имеется несколько особых точек системы уравнений движения. Во всех случаях линейный характер зависимости угловой скорости крена ωx от отклонения элеронов δэ нарушается.
В этом состоит принципиальное отличие результатов, полученных согласно теории линейных дифференциальных уравнений.
II. Предельно допустимые (критические) параметры движения при многомерном управлении (δэ, δрн).
Критические области по параметрам пространственного движения:
– продольная устойчивость обусловливает ограничения на mαz ≥ (mαz)кр из условия ny ≤ (ny)кр;
– путевая устойчивость mβу ≥ (mβу)кр из условия nz ≤ (nz)кр;
– путевая устойчивость mβy ≥ (mβу)кр из условия инерционного вращения;
– поперечная устойчивость mβx ≤ (mβx)кр.
Аналитические исследования динамики движения самолета при больших углах атаки ведутся по нескольким направлениям, к важнейшим из которых относятся: разработка приближенных критериев для оценки углов атаки начала сваливания; разработка различных мероприятий по улучшению характеристик сваливания и штопора; синтез аналитических моделей движения в штопоре и выявление влияния аэродинамических и массовых характеристик на движение самолета в штопоре.
На рис. 1.14 приведены особенности динамики современных маневренных самолетов на режимах сваливания и штопора.
Рис. 1.14.
Рис. 1.14 (Окончание)
1.4. Критические режимы скоростного самолета
К наиболее характерным критическим режимам относятся: сваливание, штопор, аэроинерционное самовращение, сверхзвуковой срыв, неуправляемое движение крена (реверс элеронов).
Качественная модель процессов
Сваливание связано с выходом на большие, положительные или отрицательные, углы атаки и сопровождается самопроизвольными расходящимися апериодическими или колебательными движениями самолета либо нерасходящимися колебаниями, возрастающими с увеличением угла атаки. Такое движение начинается при углах атаки α* больше αдоп – предельно допустимого на 4°–5° (рис. 1.15).
Рис. 1.15
Штопор обычно развивается после сваливания самолета, если при этом возникают значительные моменты тангажа, рыскания или крена. Он сопровождается самопроизвольным сложным пространственным движением (как правило, вращательным) на углах атаки, превышающих α* (рис. 1.15), обусловленным взаимодействием аэродинамических и инерционных сил и моментов.
Аэроинерционное самовращение характеризуется возникновением сложного неуправляемого движения самолета относительно трех осей с большой угловой скоростью и значительными ускорениями. При этом резко возрастают углы атаки и скольжения и как следствие нормальные и поперечные перегрузки.
Такой режим возникает тогда, когда ωх превышает (ωx)доп на 10÷15 % и представляет собой наиболее опасную форму проявления в полете взаимодействия продольного и бокового движений самолета (рис. 1.16).
Рис. 1.16
Сверхзвуковой срыв сопровождается неуправляемым пространственным движением самолета, когда интенсивно возрастают угол скольжения, вращение относительно трех осей, ростом нормальной и поперечных перегрузок. Этот режим начинается тогда, когда число Маха (М) превышает Мдоп (рис. 1.8) более чем на 10 %.