Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин

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, ω_x0 ≠ 0, ω_y0 ≠ 0). При таком режиме уменьшается результирующая аэродинамическая сила R и ее вертикальная составляющая R_y. 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 C_y 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 C_y(·).

      Рассмотрим функции C_y(·) на качественном уровне. На рис. 1.17 приведены функции C_у(α) для стреловидного крыла (2), прямого (1) и соответствующие этим функциям критические значения угла атаки α_кр крыла.

      Рис. 1.17

      Пусть возникла угловая скорость ω_х относительно оси ОХ (продольной), что обусловливает изменение угла атаки α. Угол атаки, измеряемый флюгариком α_ф, остается неизменным. Величина C_у(z) получит приращение

      ΔC_у(z) = ΔC_у(Δα(z,ω_x)).

      Пусть ω_x увеличивается. При этом увеличивается C_у(z), и при достижении C_укр в сечении z угол атаки достигает критического значения α_кр. При этом α_ф остается неизменным, что обусловливает необходимость введения зависимости α_кр = α_кр(α_ф,ω_х). Если мы будем рассматривать C_у(z,α), где α – угол атаки в сечении z по размаху крыла, когда ω_x ≠ 0, β = 0, то получим:

      C_у(z,α) = C_у(α_ф) + ΔC_у(z,ω_х,β).

      При этом

      Изменение критического угла атаки самолета при полете с ω_x ≠ 0 приведено на рис. 1.18. При этом зависимость C_у(α) преобразуется в C_у(α,ω_х), и тогда α_кр = α_кр(ω_х); C_у кр = C_у кр(α,ω_х), когда .

      Рис. 1.18

      Эти различия обусловлены методами измерения угла атаки, т. е. методами съема информации. При этом на рис. 1.18 представлены зависимости C_у от угла атаки α_ф, измеренного флюгариком в невозмущенном потоке воздуха.

      Пусть самолет совершает полет при α < α_кр и ω_x = 0. Угол атаки α измеряется флюгариком α_ф в невозмущенном потоке воздуха α_нв = α_ф. Рассмотрим сечение крыла на расстоянии z от оси симметрии. В рассматриваемой ситуации С_у = С_у(z) = С_у(α(z)).

      Если мы хотим строить алгоритм вычисления