Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин
Чтение книги онлайн.

Читать онлайн книгу Системы аэромеханического контроля критических состояний - В. Б. Живетин страница 19

СКАЧАТЬ исследования динамики движения самолета при больших углах атаки ведутся по нескольким направлениям, к важнейшим из которых относятся: разработка приближенных критериев для оценки углов атаки начала сваливания; разработка различных мероприятий по улучшению характеристик сваливания и штопора; синтез аналитических моделей движения в штопоре и выявление влияния аэродинамических и массовых характеристик на движение самолета в штопоре.

      Введем понятие угла атаки начала сваливания αсв самолета. Поскольку математическое определение дать трудно, в дальнейшем, по мере необходимости, это понятие будет уточняться. При постоянных значениях скорости полета и других параметрах движения, соответствующих нормальному состоянию полета, этот угол может определяться как наименьший из следующих:

      – угла атаки при наибольшей нормальной к траектории полета установившейся перегрузке, которая может быть получена при данном числе М полета;

      – угла атаки при данном числе М, при котором возникает интенсивная тряска.

      Угол атаки начала сваливания в настоящее время оценивается рядом критериев, которые накладывают, например, следующие ограничения на аэродинамические коэффициенты [6]:

      – на коэффициент динамической путевой устойчивости

      – на коэффициент поперечной управляемости

      –mβxmyδэ/ mxδэ ≥ 0; (1.2)

      – на коэффициент взаимодействия элеронов и руля управления

      – на коэффициенты взаимодействия

      где коэффициент k2 = δрн/δэ; mβy, mβx, myδэ, mxδэ,

 – частные производные от соответствующих коэффициентов по β, δэ, δрн; Jx, Jy – моменты инерции относительно осей OX и OY соответственно; δрн, δэ – углы отклонения руля направления и элеронов соответственно.

      Проверка указанных критериев в эксперименте показала хорошую сходимость аналитических (неравенства (1.1)–(1.4)) и опытных результатов. Например, определенная по критерию (1.1) величина угла атаки α для самолета F-4E имела погрешность не более двух градусов. Остальные критерии применялись при расчетах для самолетов А-7, А-10, F-16, F-111 и также показали удовлетворительное совпадение. Для самолетов типа А-7 с различными геометрическими формами эффективными оказались критерии, связанные с характеристиками изменения производных

.

      Аналитические модели движения самолета на больших углах атаки могут быть построены с использованием ограниченных данных, полученных при статических испытаниях или при испытаниях методом вынужденных колебаний [22]. Однако эти данные лишь приблизительно отражают истинную картину обтекания самолета на больших углах атаки. Они адекватны СКАЧАТЬ