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 %.
Скорость реверса Vрэ элеронов – когда достигнута такая скорость, при которой отклонение элеронов не приводит к возникновению момента крена. При скорости полета V > Vрэ действие элеронов обратное.
Таким образом, при построении областей опасных и безопасных состояний самолета необходимо выделять различные режимы движения:
– стационарные;
– квазистационарные;
– динамические (плоские и пространственные).
Приведенные режимы характерны соответствующим этапам эволюции авиационной техники от простейших до современных истребителей.
Системы контроля, согласно законам эволюции, над конструкций и двигателей также должны эволюционировать от простейших, когда обеспечивался контроль параметров самолета как материальной точки, до современных.
Аэродинамическое взаимодействие. Проблемы контроля
Рассмотрим функциональную зависимость Cy(·). Отметим, что поле аэродинамических сил и моментов формируется и создается полем аэродинамического давления р(·). Во всех случаях ограничению подлежит Cy. Это обусловлено тем, что β, ωx, M и т. д. из-меняют не α, а Cy. При этом важно, какова величина Cy(z). Зная эти величины, мы можем вычислять и прогнозировать как сваливание, так и аэродинамическое самовращение. Во всех случаях не α, а Cy характеризует чрезмерное падение подъемной силы Y или его возрастание. Последнее обусловлено не только углом атак α, но и β, а также .
Угол атаки может характеризовать состояние ПСАД только в плоском установившемся режиме полета, когда отсутствуют углы скольжения β, угловые скорости .
ПСАД на околокритических и закритических углах атаки
В зависимости от вида кривой Cу = f(α) сочетания величин угла атаки центрального сечения крыла, угловой скорости его вращения ПСАД обусловливает следующие виды движения:
– самовращение крыла;
– отсутствие вращения крыла при результирующем аэродинамическом моменте крена, равном нулю;
– аэродинамическое демпфирование крена.
В режиме самовращения стреловидного крыла на сравнительно небольших закритических углах атаки при малом скольжении угловая скорость самовращения такого крыла может периодически изменяться с возможными изменениями направления движения. Все сказанное характеризует ПСАД как динамическую систему, описание состояния которой представляет собой самостоятельную проблему, решение которой крайне необходимо для:
– прогнозирования критических режимов полета;
– формирования управляющих воздействий по предотвращению критических режимов и вывода в область допустимых состояний;
– построения областей допустимых и критических состояний ЛА и его ПСАД.
Рассмотрим особенности ПСАД, сопутствующие возникновению сваливания самолета. В случае, когда ωx ≠ 0 углы атаки α на опускающейся половине крыла будут увеличиваться, а на другой – уменьшаться. Там, где α увеличивается, создаются условия для интенсивного развития местной области срыва потока, когда местный угол атаки αм достигает критического значения αкр.
Асимметрия расположения областей срыва потока по крылу, обусловленная ωх, в свою очередь способствует дальнейшему увеличению абсолютной величины ωх.
Важная роль в возникновении срывного обтекания принадлежит геометрической и жесткостной асимметрии крыла, что способствует дополнительному изменению ПСАД, обусловливающему кренение самолета. При этом, когда α достигает αсв, создаются условия для пространственного движения крена и тангажа большой амплитуды. Несимметричное зарождение и развитие областей срыва потока на крыле большей стреловидности и малого удлинения происходит с большой скоростью распространения срыва, что обусловливает появление сравнительно больших кренящих, а также заворачивающих аэродинамических моментов. Все это обусловлено перераспределением Ry и Rх.
На ПСАД при сваливании с некоординированных маневров при большой приборной скорости и числах М важную роль оказывают асимметрия, неравномерность и нестабильность обтекания самолета на исходном режиме (β0 ≠ 0, ωx0 ≠ 0, ωy0 ≠ 0). При таком режиме уменьшается результирующая аэродинамическая сила R и ее вертикальная составляющая Ry. При β0 ≠ 0 возникает скольжение, например, на левое крыло, что уменьшает эффективный угол стреловидности этого крыла и увеличивает его подъемную силу. Это приводит к изменению направления вращения.
Определяющая роль принадлежит коэффициенту подъемной силы Cy в силу его зависимости не только от α, но и от χ, M, β, ω, где χ – угол стреловидности крыла. В итоге мы можем констатировать, что законы образования аэродинамических сил и моментов в статике плоского движения и динамике пространственного движения изменяются. В этой ситуации информация об α для формирования управления, в том числе ограничения критических состояний, не имеет смысла. Здесь необходимо использовать информацию о величине Cy(·).
Рассмотрим функции Cy(·) на качественном уровне. На рис. 1.17 приведены функции Cу(α) для стреловидного крыла (2), прямого (1) и соответствующие этим функциям критические значения угла атаки αкр крыла.
Рис. 1.17
Пусть возникла угловая скорость ωх относительно оси ОХ (продольной), что обусловливает изменение угла атаки α. Угол атаки, измеряемый флюгариком αф, остается неизменным. Величина Cу(z) получит приращение
ΔCу(z) = ΔCу(Δα(z,ωx)).
Пусть ωx увеличивается. При этом увеличивается Cу(z), и при достижении Cукр в сечении z угол атаки достигает критического значения αкр. При этом αф остается неизменным, что обусловливает необходимость введения зависимости αкр = αкр(αф,ωх). Если мы будем рассматривать Cу(z,α), где α – угол атаки в сечении z по размаху крыла, когда ωx ≠ 0, β = 0, то получим:
Cу(z,α) = Cу(αф) + ΔCу(z,ωх,β).
При этом
Изменение критического угла атаки самолета при полете с ωx ≠ 0 приведено на рис. 1.18. При этом зависимость Cу(α) преобразуется в Cу(α,ωх), и тогда αкр = αкр(ωх); Cу кр = Cу кр(α,ωх), когда .
Рис. 1.18
Эти различия обусловлены методами измерения угла атаки, т. е. методами съема информации. При этом на рис. 1.18 представлены зависимости Cу от угла атаки αф, измеренного флюгариком в невозмущенном потоке воздуха.
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)).