Системы аэромеханического контроля критических состояний. В. Б. Живетин

      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, чтобы обеспечить максимально возможную эффективность и безопасность полетов. Современные системы контроля и управления обеспечивают безопасное состояние самолета как материальной точки по большой совокупности параметров и их оптимальное выдерживание. Однако на сегодня остались нерешенными ряд проблем контроля и управления, обеспечивающих безопасность и оптимальность полетов самолета как системы с распределенными параметрами, представляющие собой поле аэродинамического давления (ПАД) на несущих поверхностях. Именно ПАД реагирует на отклонения органов управления = (δ_рв,δ_э,δ_рн), где δ_рв, δ_э, δ_рн – угол отклонения руля высоты, элеронов, руля направления, реализуя пространственные маневры стационарной и нестационарной динамики.

      Нестандартное, нерасчетное состояние ПАД как в стационарном, так и в нестационарном режиме его изменений создает опасное состояние самолета. Переход в квазихаотическое состояние ПАД делает самолет неуправляемым, возникает режим самовращения, когда, например, элероны не отклонены [6].

      В качестве примера физической сути ограничений на параметры для динамических режимов рассмотрим устойчивость самолета.

      Сегодня положено начало общей теории движения самолета относительно центра масс при маневрах с большими диапазонами изменения параметров движения. При исследовании нестационарных процессов определяющая роль безопасности полета принадлежит нахождению связи между величинами углов отклонения органов управления самолетов (δ_э,δ_pв,δ_pн) и теми изменениями параметров его движения – углов атаки (α) и скольжения (β) и проекций вектора угловой скорости = (ω_x,ω_у,ω_z), которые обусловливают эти отклонения.

      При анализе пространственных движений, сопровождающихся отклонением