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.