Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин

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

      –m^β_xm_y^δэ/ m_x^δэ ≥ 0; (1.2)

      – на коэффициент взаимодействия элеронов и руля управления

      – на коэффициенты взаимодействия

      где коэффициент k₂ = δ_рн/δ_э; m^β_y, m^β_x, m_y^δэ, m_x^δэ,

 – частные производные от соответствующих коэффициентов по β, δ_э, δ_рн; J_x, J_y – моменты инерции относительно осей OX и OY соответственно; δ_рн, δ_э – 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