Форма входа
0/0
Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин
- Дата:04.11.2024
- Категория: Научные и научно-популярные книги / Математика
- Название: Системы аэромеханического контроля критических состояний
- Автор: Владимир Живетин
- Просмотров:0
- Комментариев:0
Уважаемые читатели!
Тут можно читать бесплатно Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин. Жанр: Математика. Так же Вы можете читать полную версию (весь текст) онлайн книги без регистрации и SMS на сайте Knigi-online.info (книги онлайн) или прочесть краткое содержание, описание, предисловие (аннотацию) от автора и ознакомиться с отзывами (комментариями) о произведении.
Описание онлайн-книги Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин:
Целью управляющих воздействий в таких аэродинамических системах, как самолет, является достижение потребных значений поля сил аэродинамического давления, определяющих его состояние во времени. В монографии представлены результаты теоретико-экспериментального метода аэромеханического контроля, включающего математические методы обработки первичной информации (перепада давления) и средств их практической реализации. Рассмотрены проблемы обеспечения безопасного полета, анализа, прогнозирования и предотвращения одной из самых опасных ситуаций полета – сваливания.Монография предназначена для специалистов в области контроля и управления самолетом.
Читем онлайн Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин
Шрифт:
-
+
Интервал:
-
+
Закладка:
Сделать
Допустимая величина перерегулирования по перегрузке а1 = maxΔny(t), t [0,T], должна удовлетворять следующему неравенству:
a12 ≤ a1 ≤ a11,
где а12, а11 – заданные величины из условия прочности и быстродействия.
Время tср срабатывания автомата по перегрузке, при котором впервые выполняется равенство:
Δny = (1 – εn)(Δny)уст,
где (Δny)уст – приращение перегрузки nу в установившемся движении; εn > 0, заданная малая величина, должна принадлежать об-ласти допустимых значений Ωдоп, удовлетворяя неравенству
(tср)2 ≤ tср ≤ (tср)1,
где (tср)1, (tср)2 – заданные величины.
Время tn переходного процесса по перегрузке попадания Δny в «трубку» | Δny – (Δny)уст | ≤ εn, где εn > 0 – заданная величина. На tn налагается ограничение tn ≤ (tn)max.
Применение информации о поле сил аэродинамического давления в системах контроля и управления особенно необходимо при полете:
1) на малой высоте, при взлете или посадке в условиях резкой смены направления ветра:
– со встречного на попутный;
– с нисходящих потоков на восходящие;
2) в условиях, когда возможно сваливание с переходом в штопор, например при пространственных маневрах;
3) в условиях пространственного неустановившегося движения высокоманевренных самолетов с целью обеспечения безопасности;
4) в условиях существенного изменения массы и центровки самолета с целью обеспечения оптимального расхода топлива и безопасности полета.
Отметим особенности обеспечения безопасности полета параметров траектории, зависящих от ПСАД. Создавая системы контроля, человек всегда шел по пути их упрощения. Так, например, с целью предотвращения критических значений поля сил аэродинамического давления на несущих поверхностях он измерял угол отклонения флюгарки и скорость полета с помощью приемника воздушного давления (ПВД), обеспечивая тем самым минимальные затраты на систему контроля.
Все это было возможно на заре авиации. Дело в том, что такие средства контроля, как флюгарик, ПВД измеряют локальный угол атаки и скорость (α*, V*) вне поля сил аэродинамического давления, т. е. когда х не принадлежит области Ω, в которой действует давление Р, подлежащее контролю, управлению и ограничению. В связи с этим (α*,V*) = х Ω(Р) и отличается от (α,V) = y Ω(P) на величину Δx = x – y. При этом у – это истинные значения (α,V), а х – измеренные, обладающие методическими погрешностями δxм. Эти погрешности стремятся к нулю, когда ЛА совершает установившееся горизонтальное движение. Во всех остальных режимах δxм ≠ 0 и достигает максимальное значение в неустановившемся пространственном движении. Было совершено множество исследований по созданию модели учета возмущающих факторов от поля аэродинамического давления, создаваемого самолетом в пространстве на показания флюгарика и ПВД. Пока эти исследования привели к невозможности учета влияния и компенсации методических ошибок, создаваемых при контроле с помощью ПВД и флюгарика.
Таким образом, ограничение параметров траектории самолета хi (обеспечение безопасности полета) состоит не только в разработке средств контроля хi и управления, но и в учете погрешностей средств контроля, уменьшения их, поскольку уменьшение δxi обусловливает расширение области допустимых значений хi, т. е. Ωдоп(xi).
Целесообразность разработки и применения систем аэромеханического контроля широко просматривается в современной авиации:
– контроль над массой и положением центра масс, например, транспортных самолетов;
– контроль над тягой несущего винта вертолета, например, при взлете и посадке в горах; контроль над минимальной скоростью вертолета при посадке;
– обеспечение минимального расхода топлива на различных режимах полета;
– контроль над флаттерным режимом крыла, управление с целью увеличения скорости полета.
1.2.2. Характерное поведение самолета при больших углах атаки
Увеличение тактического преимущества самолета и улучшение его маневренности может быть достигнуто за счет расширения эксплуатационной области углов атаки. Расширение этой области не может быть осуществлено без использования автоматических систем предотвращения сваливания и штопора. В историческом плане сначала появились системы вывода из штопора, однако в связи с необходимостью решения задачи пилотирования вблизи критических режимов стали интенсивно развиваться приемы предотвращения сваливания как в форме применения систем улучшения устойчивости и управляемости, так и в форме предупредительной сенсорной сигнализации (световой, тактильной).
Для самолетов характерным является большое разнообразие естественных признаков предупреждения летчика о подходе к началу сваливания. Это, например, самопроизвольное боковое движение самолета, воспринимаемое летчиком как колебания по крену; самопроизвольные колебания по тангажу; самопроизвольное поперечно-путевое движение, воспринимаемое летчиком как дивергенция рыскания; самопроизвольное внезапное увеличение угла тангажа θ.
При превышении допустимых углов атаки в процессе сваливания возможны несколько режимов дальнейшего движения:
– сваливание – режим полета с большой амплитудой движения по азимуту ψ или по углу атаки α, при которых происходит полная потеря управляемости;
– вращение после сваливания, представляющее собой произвольное движение самолета, когда отсутствует основное установившееся движение рыскания с постепенным уменьшением угла атаки;
– глубокое сваливание, при котором полет становится неуправляемым с большими углами атаки, малыми скоростями вращения (высокая скорость снижения и отсутствие заметных вращательных движений);
– штопор – движение с установившейся скоростью рыскания на больших углах атаки; при этом могут накладываться колебания по тангажу, крену, рысканию.
Характеристики режима штопора оказываются разнообразными для сверхзвукового самолета. Так, у одного и того же самолета они могут быть различными в зависимости от начальных условий ввода, продолжительности штопора, положения рулей элеронов в штопоре и т. д. Таким самолетам присуща большая неравномерность движения и большие колебания в штопоре. Все это значительно усложняет проблему борьбы с тем комплексом явлений, которые предшествуют штопору и его сопровождают, приводит к усложнению систем управления и обеспечения безопасности.
Улучшение характеристик устойчивости и управляемости современных маневренных самолетов на больших углах атаки развивалось в следующих направлениях:
– повышение статической и динамической поперечной и путевой устойчивости;
– увеличение эффективности органов управления;
– уменьшение моментов рыскания при управлении по крену.
Достижению хороших показателей устойчивости и управляемости способствуют, в частности, такие средства, как: введение перекрестных связей в каналах «крен – рыскание», зависящих от угла атаки и числа Маха М; изменение конфигурации крыла, например, путем отклонения передней кромки с достаточно высоким темпом; коррекция закона демпфирования в процессе увеличения угла атаки. Так, например, отключение демпфера крена при подходе к режиму сваливания на некоторых самолетах ослабляет тенденцию к сваливанию.
Системы увеличения устойчивости и управляемости обеспечивают увеличение сопротивляемости самолета к сваливанию и расширение области эксплуатационных режимов полета, улучшают управляемость, уменьшают рабочую нагрузку летчика и создают предпосылки для достижения тактического преимущества в воздухе при маневрировании на больших углах атаки [3, 8]. Для построения эффективных систем предупреждения сваливания необходимо прежде всего знание аэродинамики конкретного самолета при его полете на больших углах атаки, то есть вблизи критической области.
На этой странице вы можете бесплатно читать книгу Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин бесплатно.
Похожие на Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин книги
- Формирование технологии разработки и принятия предпринимательских решений - Д. Кенина - Управление, подбор персонала
- Биосферные риски - Владимир Живетин - Математика
- Комментарий к Федеральному закону от 26 декабря 2008 г. № 294-ФЗ «О защите прав юридических лиц и индивидуальных предпринимателей при осуществлении государственного контроля (надзора) и муниципального контроля» (постатейный) - Александр Борисов - Юриспруденция
- Теорика правительств и парламентарное правление - Гаэтано Моска - Бизнес
- Чисто научное убийство - Песах Амнуэль - Классический детектив
