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, например, в обратную сторону при штопоре, когда необходимо нейтрализовать вращение.
2. Скос потока от крыла на оперении. Необходимо учитывать запаздывание в образовании на оперении скоса потока. Как правило, запаздывание происходит в образовании подъемной силы на горизонтальном оперении, создаваемой вертикальными порывами, по сравнению с образованием ее на крыле.
3. Динамика изменения ПС АД p(·) обусловливает динамику нагрузок на конструкцию. Так, в момент входа в вертикальный порыв ветра (предполагая, что нестационарность обтекания крыла отсутствует) p(·) максимально возрастает, затем уменьшается за счет появления вертикальной скорости у самолета.
4. При возрастании числа Маха от 0 до 1 при входе крыла в вертикальный порыв ветра (Wу = 12 м/с) величина р(·) возрастает примерно в четыре раза.
Приведем некоторые модели приближенного описания изменения параметров ПС АД и зависимость его от параметров возмущенного движения [4]. В случае, когда исследуется крыло бесконечного размаха, движущееся с постоянной скоростью V, можно ограничиться рассмотрением профиля крыла в двумерном потоке.
Рис. 1.10
Пусть профиль (рис. 1.10) совершает вертикальные перемещения y(x,t). При этом скорость потока нормальная к профилю:
В каждой точке