Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин

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 ω_х превышает (ω_x)_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 М_доп (рис. 1.8) более чем на 10 %.

      Скорость реверса V_рэ элеронов – когда достигнута такая скорость, при которой отклонение элеронов не приводит к возникновению момента крена. При скорости полета V > V_рэ 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 C_y(·). Отметим, что поле аэродинамических сил и моментов формируется и создается полем аэродинамического давления р(·). Во всех случаях ограничению подлежит C_y. Это обусловлено тем, что β, ω_x, M и т. д. из-меняют не α, а C_y. При этом важно, какова величина C_y(z). Зная эти величины, мы можем вычислять и прогнозировать как сваливание, так и аэродинамическое самовращение. Во всех случаях не α, а C_y 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 C_у = 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