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

Читать онлайн книгу Системы аэромеханического контроля критических состояний - В. Б. Живетин страница 23

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

      В каждой точке профиля формируется местный угол атаки:

      Если y(x,t) = y(t) + (x0 – x)φ(t), т. е. произвольная точка, отстоящая от носка профиля на величину х0, перемещается на у(t) и поворачивается на угол φ(t) относительно х0, получим [21]:

      – для подъемной силы сечения крыла

      – для момента сечения крыла

      где b = b(z) – хорда крыла в сечении Z.

      В случае если поток воздуха сверхзвуковой (M > 1), а крыло совершает колебания с частотой ω, то приращение подъемной силы на единицу длины профиля Δp(x, t) имеет вид:

      Тогда для подъемной силы

      и момента M (z) получим:

      где Cαу – экспериментальное значение производной, равной ∂Cу / ∂α.

      Крыло конечного размаха

      Пусть на крыле в точке с координатой (ξ,η) местный угол атаки равен α(ξ,η), за счет которого создается приращение давления Δр(х,z,ξ,η) в некоторой области Σ, которая зависит от режима обтекания и при M > 1 определяется конусом Маха с вершиной в точке (ξ,η) (рис. 1.11).

      Рис. 1.11

      Тогда

      где P(х,z,ξ,η) – функция аэродинамического влияния, значение которой при фиксированных (х,z,ξ,η) равно аэродинамическим коэффициентам влияния.

      Если известны α(ξ,η), тогда для давления в произвольной точке крыла с координатами (x,z) получим

      Здесь область интегрирования Σ включает то, что ограничено передним конусом Маха с вершиной в точке A(x,z).

      Если перемещения y(z,x,t) заданы, то

      При этих условиях получим

      где b – хорда крыла в сечении z.

      Рассмотрим скользящее крыло, расположенное под углом χ к набегающему потоку при M > 1. Исходное соотношение:

      где α(x,z) – местный угол, который справедлив при M → ∞.

      Приближенное значение Δр(х,z), когда задано перемещение y(z,t), имеет вид

      отсюда следует

      где φ(z,t) – угол поворота сечения крыла.

      Особенности контроля состояния аэродинамических систем. Три разные динамические системы:

      1) маневренный самолет (истребитель);

      2) гражданский неманевренный самолет;

      3) вертолет,

      требуют различного подхода при их исследовании.

      Контроль состояния таких динамических систем, соответствующие управления должны строиться таким образом, СКАЧАТЬ