Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин

Основными аэродинамическими параметрами, характеризующими поведение самолета на больших углах атаки, являются [3, 8]: коэффициенты перекрестных демпфирующих моментов, коэффициент демпфирования крена ; коэффициенты mxδэ, myδэ эффективности элеронов δэ по крену и рысканию; коэффициенты mβx и mβy поперечной и путевой устойчивости по углу скольжения β; коэффициенты демпфирования и момента рыскания, обусловленного креном. Кроме того, большое значение имеют коэффициенты подъемной и боковой сил Cy(α) и Cz(β) соответственно.

Предпринятые в США в 1977 году испытания по определению аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет на больших углах атаки, показали существенную зависимость продольных и боковых сил от угла скольжения [6]. Эта зависимость носит нелинейный характер и определяется геометрическими размерами самолета. Было выявлено чрезвычайно важное обстоятельство, заключающееся в неаддитивном характере совместного действия управляющих сил и моментов. Известно значительное влияние отклонения стабилизатора на путевую устойчивость истребителя, однако зависимость характера этого влияния от аэродинамической схемы самолета еще недостаточно изучена. Зависимость производных демпфирования от угла атаки носит сложный характер. Вышеперечисленные сведения получения аэродинамических характеристик существенно затрудняют аналитическое исследование динамики движения самолета при больших углах атаки. Поэтому наиболее целесообразным путем анализа динамических свойств самолета на больших углах атаки является аэродинамический эксперимент, подкрепляемый летными исследованиями базовых моделей самолета, и поиск возможностей сведения общей модели самолета к совокупности нескольких частных, более простых, с точки зрения анализа, моделей. Таким путем была получена аэродинамическая компоновка самолетов F-16 и F-17, включающая базовую форму крыла в плане с умеренной стреловидностью, большой величиной концевой хорды, что обеспечивает относительно небольшое индуктивное сопротивление, хорошие срывные характеристики. При этом за счет наплыва крыла и введения механизма изменения кривизны крыла на малых и околозвуковых скоростях были улучшены характеристики устойчивости самолета на больших углах атаки. Испытания показали эффективность примененного подхода.

Аналитические 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 истинной модели движения лишь на отдельных этапах полета. Кроме того, аэродинамические характеристики, получаемые различными методами, должны быть соотнесены с отдельными фазами движения самолета. Например, данные статических испытаний в аэродинамических трубах корректны только для этапа установившегося движения при отсутствии вращения, а данные, получаемые методом установившегося вращения, соответствуют только режиму установившегося штопора. Соответственно, при использовании значений аэродинамических коэффициентов, получаемых методом вынужденных колебаний, не учитываются особенности обтекания в статических условиях. Таким образом, основная идея аналитического изучения движения самолета на больших углах атаки сводится к дискретному набору математических моделей, отличающихся как видом используемых уравнений, так и различными значениями аэродинамических коэффициентов, причем каждая из моделей применяется на различных режимах движения самолета от взлета до посадки.

Проблема детального исследования аэродинамических параметров при движении самолета на больших углах атаки является актуальной. Теоретические исследования движения при развившемся колебательном штопоре должны, по-видимому, иметь ограниченный характер из-за чрезвычайной сложности получения и практической недостоверности аэродинамических данных на этом режиме.

Исследование влияния аэродинамических и массовых характеристик на факторы ввода и движения в штопоре представляет собой важный этап построения аналитических моделей движения самолета на больших углах атаки. Имеющиеся данные [22] позволяют привести некоторые результаты влияния этих характеристик на штопор:

– на штопор оказывает значительное влияние эффективность органов поперечного управления, например, отрицательная величина отношения myδэ / mxδэ способствует развитию плоского штопора;

– влияние величины mβx существенно в том смысле, что для любого распределения массы самолета существует минимальное значение, ниже которого штопор развиться не может;

– значительное инерционное взаимодействие тангажа и рыскания (распределение массы по фюзеляжу) предрасполагает ко входу в плоский штопор;

– для современных самолетов характерным является большое значение конструктивного параметра относительной плотности μ, равное нескольким десяткам, что повышает колебательность самолета в штопоре, вывод из которого в данном случае затруднен;

– оптимальным способом вывода из штопора самолетов современных геометрических форм с равномерным распределением масс по фюзеляжу считается такой, при котором руль направления отклонен против вращения, элероны – по направлению вращения, руль высоты находится в нейтральном положении.

1.3. Поле сил аэродинамического давления как источник критических режимов полета

Проблема обеспечения энергетическо-силового баланса в нестандартном режиме полета связана с обеспечением безопасного полета. Эта проблема обусловлена влиянием на ПСАД: внешней среды, включающей восходящие и нисходящие воздушные потоки; пространственными маневрами, создаваемыми полем сил аэродинамического давления органов управления при их отклонении.