осей с большой угловой скоростью и значительными ускорениями. При этом резко возрастают углы атаки и скольжения и как следствие нормальные и поперечные перегрузки.
Такой режим возникает тогда, когда ωх превышает (ωx)доп на 10÷15 % и представляет собой наиболее опасную форму проявления в полете взаимодействия продольного и бокового движений самолета (рис. 1.16).
Рис. 1.16
Сверхзвуковой срыв сопровождается неуправляемым пространственным движением самолета, когда интенсивно возрастают угол скольжения, вращение относительно трех осей, ростом нормальной и поперечных перегрузок. Этот режим начинается тогда, когда число Маха (М) превышает Мдоп (рис. 1.8) более чем на 10 %.
Скорость реверса Vрэ элеронов – когда достигнута такая скорость, при которой отклонение элеронов не приводит к возникновению момента крена. При скорости полета V > Vрэ действие элеронов обратное.
Таким образом, при построении областей опасных и безопасных состояний самолета необходимо выделять различные режимы движения:
– стационарные;
– квазистационарные;
– динамические (плоские и пространственные).
Приведенные режимы характерны соответствующим этапам эволюции авиационной техники от простейших до современных истребителей.
Системы контроля, согласно законам эволюции, над конструкций и двигателей также должны эволюционировать от простейших, когда обеспечивался контроль параметров самолета как материальной точки, до современных.
Аэродинамическое взаимодействие. Проблемы контроля
Рассмотрим функциональную зависимость Cy(·). Отметим, что поле аэродинамических сил и моментов формируется и создается полем аэродинамического давления р(·). Во всех случаях ограничению подлежит Cy. Это обусловлено тем, что β, ωx, M и т. д. из-меняют не α, а Cy. При этом важно, какова величина Cy(z). Зная эти величины, мы можем вычислять и прогнозировать как сваливание, так и аэродинамическое самовращение. Во всех случаях не α, а Cy характеризует чрезмерное падение подъемной силы Y или его возрастание. Последнее обусловлено не только углом атак α, но и β, а также
Угол атаки может характеризовать состояние ПСАД только в плоском установившемся режиме полета, когда отсутствуют углы скольжения β, угловые скорости
ПСАД на околокритических и закритических углах атаки
В зависимости от вида кривой Cу = f(α) сочетания величин угла атаки центрального сечения крыла, угловой скорости его вращения ПСАД обусловливает следующие виды движения:
– самовращение крыла;
– отсутствие вращения крыла при результирующем аэродинамическом моменте крена, равном нулю;
– аэродинамическое демпфирование крена.
В режиме самовращения стреловидного крыла на сравнительно небольших закритических углах атаки при малом скольжении угловая скорость самовращения такого крыла может периодически изменяться с возможными