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

Читать онлайн книгу Системы аэромеханического контроля критических состояний - В. Б. Живетин страница 22

СКАЧАТЬ допустимых состояний.

      Рассмотрим модель ПСАД в случае, когда перепад давления рj(·) рассматривается в n точках на поверхности крыла. При этом будем полагать pj(·) = pj(t,x;Cα), где x = (x1,…,xN), а искомые распределенные функции р1(t,x;Cα), р2(t,x;Cα)… рассматриваются как решения системы из n уравнений, определенных в пространстве RN, с координатами x = (x1,x2,…,xN) вида

      где Cα – параметрическая функция конструкции, реализующая управления.

      Переменные рj включают пространственные хс и временные t координаты, в том числе ωx, ωу, ωу, α, β, M и т. д.

      Решения pj описывают состояние поля сил аэродинамических давлений, поэтому их можно называть переменными состояния. Предполагается, что Fi зависят от k параметров Cα, включающих отклонения органов управления самолетом δрв, δрн, δэ, δз, δпр – соответственно руля высоты, руля направления, элеронов, закрылков, предкрылков, в том числе числа Рейнольдса и т. п. Эти параметры называются управляющими.

      Область интегрирования

по пространственным 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 Су в сечении Z по размаху крыла записывается в виде:

      выделяют критический режим полета, например при Cу > Cусв.

      В квазистационарном режиме полета,

      выделяют критический режим полета, например при Cу > Cу(nукр).

      В динамическом режиме полета,

      Cу = Cу (z,ωx,,ωу,ωz,…),

      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 Cу(z), где z – сечение по размаху несущей поверхности. Преимущество такого подхода: возможность построения Ωдоп(ny,V,α,Vфл) в процессе полета на всех режимах, где Vфл– скорость флаттера крыла самолета.

      Рассмотрим примеры в качестве иллюстрации сказанного.

      1. Если при кренении во время полета угловая скорость ωx направлена в одну сторону, а увеличение ΔCy = Cy пр – Cy лев – в другую, то начался хаос, нет регулярной динамики, и управление необходимо формировать согласно не общим закономерностям, а с учетом особенностей обтекания. Так, СКАЧАТЬ