Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин

координатам задается исходя из дополнительных соображений. Проблема анализа (решения) системы (1.10) чрезвычайно сложна, и, как правило, при этом используются различные предположения. Одним из таких путей является выделение следующих режимов полета:

      1) стационарный: p ≠ 0;

;

      2) квазистационарный: р(·) ≠ 0;

;

      3) динамический: р(·) ≠ 0;

.

      В стационарном режиме полета коэффициент подъемной силы С_у в сечении Z по размаху крыла записывается в виде:

      выделяют критический режим полета, например при C_у > C_усв.

      В квазистационарном режиме полета,

      выделяют критический режим полета, например при C_у > C_у(n_укр).

      В динамическом режиме полета,

      C_у = C_у (z,ω_x,,ω_у,ω_z,…),

      выделяют критический режим полета, например при пространственном маневре.

      Проблема состоит в упрощении математической модели самолета (1.10) без потери точности. Одним из важнейших путей является переход от системы с распределенными параметрами к системе с квазираспределенными, например к C_у(z), где z – сечение по размаху несущей поверхности. Преимущество такого подхода: возможность построения Ω_доп(n_y,V,α,V_фл) в процессе полета на всех режимах, где V_фл– скорость флаттера крыла самолета.

      Рассмотрим примеры в качестве иллюстрации сказанного.

      1. Если при кренении во время полета угловая скорость ω_x направлена в одну сторону, а увеличение ΔC_y = C_y пр – C_y лев – в другую, то начался хаос, нет регулярной динамики, и управление необходимо формировать согласно не общим закономерностям, а с учетом особенностей обтекания. Так, например, в обратную сторону при штопоре, когда необходимо нейтрализовать вращение.

      2. Скос потока от крыла на оперении. Необходимо учитывать запаздывание в образовании на оперении скоса потока. Как правило, запаздывание происходит в образовании подъемной силы на горизонтальном оперении, создаваемой вертикальными порывами, по сравнению с образованием ее на крыле.

      3. Динамика изменения ПС АД p(·) обусловливает динамику нагрузок на конструкцию. Так, в момент входа в вертикальный порыв ветра (предполагая, что нестационарность обтекания крыла отсутствует) p(·) максимально возрастает, затем уменьшается за счет появления вертикальной скорости у самолета.

      4. При возрастании числа Маха от 0 до 1 при входе крыла в вертикальный порыв ветра (W_у = 12 м/с) величина р(·) возрастает примерно в четыре раза.

      Приведем некоторые модели приближенного описания изменения параметров ПС АД и зависимость его от параметров возмущенного движения [4]. В случае, когда исследуется крыло бесконечного размаха, движущееся с постоянной скоростью V, можно ограничиться рассмотрением профиля крыла в двумерном потоке.

      Рис. 1.10

      Пусть профиль (рис. 1.10) совершает вертикальные перемещения y(x,t). При этом скорость потока нормальная к профилю:

      В каждой точке