Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин

Чтение книги онлайн.

СКАЧАТЬ того, чтобы избежать отрыв потока на аэродинамической поверхности. При этом необходимо вводить цепь с обратной связью, в которой используется информация о величине C_p, а также силовой привод для обеспечения условия C_p < C_pmax.

      Таким образом, использование информации о перепаде давления, измеренного в характерных точках на поверхности ЛА, является перспективным. Такая информация в измерительных системах используется давно [3, 8]. Однако в известных системах она применяется для измерения невозмущенного потока, в том числе с помощью приемников воздушного давления (давления торможения и статического давления), что не полностью характеризует состояние конкретного ЛА, а определяет лишь собственно движение его как материальной точки. Исследование таких систем проведено в монографии [30], в которых указывается на недостаточную точность функционирования таких измерительных систем при больших значениях углов атаки и скольжения, что приводит к нарушению адекватности между состоянием ЛА и его информационной моделью. Перспективные измерительные системы, как отмечено в работах [3, 8], должны включать в себя вычислители воздушных параметров, работающие с более высокой точностью.

      К настоящему времени проведен определенный объем исследований по разработке компенсационного алгоритма измерения статического давления P_ст, динамического давления P_дин, угла атаки а. При этом строилась модель погрешностей, обусловленных влиянием возмущений, вносимых ЛА. Работы проводились в Летно-исследовательском институте.

      В представленной монографии решается задача построения алгоритмов обработки первичной информации, которая представлена в виде дискретных значений поля сил аэродинамического давления на несущих поверхностях ЛА, с целью определения значений его воздушно-скоростных параметров состояния. Поскольку техническая реализация съема давлений возможна только в дискретных точках поверхности ЛА, то возникает задача об установлении адекватной связи между значениями давлений в этих точках и интегральными аэродинамическими характеристиками ЛА в целом и его частей. В связи с этим, опираясь на экспериментальные данные, полученные в аэродинамической трубе Казанского авиационного института, и расчетно-экспериментальные работы Центрального аэрогидродинамического института 1972–1976 годов, автор выдвинул гипотезу о линейной зависимости между коэффициентом подъемной силы C_y и коэффициентом перепада давления

 в отдельной точке или нескольких точках по хорде сечения крыла. Позднее в монографии [9] был представлен график линейной зависимости между C_y и , полученный экспериментальным путем при исследовании вертолетных винтов.

      Доказанная в монографии теорема о линейной зависимости между коэффициентами подъемной силы и перепада давления на профиле, получившая у специалистов высокую оценку в следующем виде: «Доказательство очень красивое СКАЧАТЬ