Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин

= R_т + δR*_м; М_ф = М_т + δМ*_м,

      где δR_м, δМ*_м – методические погрешности, обусловленные несоответствием методов и средств идентификации R и М в полете;

      3) x = (α,β,V_в,…) = (x₁,x₂,x₃,…);

      4) y(t) = (H_g,X_g,Y_g,Z_g,ω_х,ω_y,ω_z,…) = (у₁, у₂, у₃,…),

      где H_g, Χ_g, Y_g, Ζ_g – высота полета и проекции положения координаты центра тяжести самолета на земные оси координат OX_д, OY_д, OZ_д соответственно; ω_x, ω_y, ω_z – угловые скорости вращения самолета относительно осей OX, OY, OZ связанной системы координат;

      5) 

,

      где Δx(·) – отклонение параметров возмущенного потока х* от параметров невозмущенного потока х; h – расстояние от несущих поверхностей самолета, измеренное, например, по нормали; S – точка на несущей поверхности самолета;

      6) Ω_доп(x) = Ω_доп(x*) + δΩ_доп,

      так, например, для угла атаки получим α_доп(x) = α_доп(x*) + δα;

      7) Ω_кр(x) = Ω_кр(x*) + δΩ_кр.

      При этом, начиная с некоторого расстояния h от несущих поверхностей, параметры потока получают возмущение, и при приближении к несущим поверхностям они увеличиваются, максимальная величина их достигается на поверхности, например, крыла. Таким образом, в системе аэромеханического контроля решается обратная задача – аэродинамическая. Здесь задано поле аэродинамического давления P(S,h,t), его величина в ограниченном числе точек на поверхности S; требуется определить параметры х невозмущенного набегающего потока. Отметим, что прямая задача связана с определением поля аэродинамического давления (сил и моментов), если известны параметры невозмущенного потока, в которое погружены несущие аэродинамические поверхности.

      Согласно отмеченному в п. 1, система управления получает на вход с выхода двух систем контроля величины R⁽¹⁾_изм и R⁽²⁾_изм, отличающиеся на методическую погрешность функционирования систем контроля R_м. Система управления обеспечивает R_T = R⁽¹⁾_изм и R_T = R⁽²⁾_изм. В первом случае получаем R_ф = R_Т + (δR_м + δR_и), во втором – R_ф = R_Т + δR_и. Величина методической погрешности δR_м, как правило, существенно больше δR_и. По этой причине погрешности управления существующих систем контроля и управления больше.

      Для реализации безопасного полета необходимо организовать такое взаимодействие конструкции, обладающей соответствующими характеристиками, и созданного ею ПСАД, при которых выполняется поставленная цель. Особая роль принадлежит подсистеме 3 (рис. 1.5), посредством которой формируется ПСАД для реализации заданной цели на макроуровне, включая: реализацию траектории движения, обеспечение устойчивости, управляемости, реализацию управлений. Структура подсистемы 3 практической реализации цели представлена на рис. 1.7. Здесь обозначено: х_доп – допустимое значение х; x_i⁽³⁾ – заданное значение параметра х_i.

      Контролю и управлению подлежит совокупность параметров, включающих:

      1) параметры, характеризующие цель (например,