Владимир Живетин - Системы аэромеханического контроля критических состояний Страница 3

К настоящему времени проведен определенный объем исследований по разработке компенсационного алгоритма измерения статического давления Pст, динамического давления Pдин, угла атаки а. При этом строилась модель погрешностей, обусловленных влиянием возмущений, вносимых ЛА. Работы проводились в Летно-исследовательском институте.

В представленной монографии решается задача построения алгоритмов обработки первичной информации, которая представлена в виде дискретных значений поля сил аэродинамического давления на несущих поверхностях ЛА, с целью определения значений его воздушно-скоростных параметров состояния. Поскольку техническая реализация съема давлений возможна только в дискретных точках поверхности ЛА, то возникает задача об установлении адекватной связи между значениями давлений в этих точках и интегральными аэродинамическими характеристиками ЛА в целом и его частей. В связи с этим, опираясь на экспериментальные данные, полученные в аэродинамической трубе Казанского авиационного института, и расчетно-экспериментальные работы Центрального аэрогидродинамического института 1972–1976 годов, автор выдвинул гипотезу о линейной зависимости между коэффициентом подъемной силы Cy и коэффициентом перепада давления  в отдельной точке или нескольких точках по хорде сечения крыла. Позднее в монографии [9] был представлен график линейной зависимости между Cy и , полученный экспериментальным путем при исследовании вертолетных винтов.

Доказанная в монографии теорема о линейной зависимости между коэффициентами подъемной силы и перепада давления на профиле, получившая у специалистов высокую оценку в следующем виде: «Доказательство очень красивое и вносит вклад в теорию профиля. Здорово!» (доктор физико-математических наук, профессор Казанского государственного университета Маклаков Д.В.), применена в задачах построения алгоритмов обработки аэрометрической информации для вычисления параметров состояния ЛА в полете. На основе полученных алгоритмов разработаны способы и построены системы измерения параметров состояния ЛА, которые защищены авторскими свидетельствами.

Часть монографии посвящена анализу и структурному синтезу систем контроля и управления, на каждую из которых получено авторское свидетельство, в том числе – способам измерения и контроля аэродинамических сил и моментов, а также угла атаки скоростного напора. В основу синтезированных устройств положены полученные в монографии функциональные свойства коэффициента перепада давления, измеренного на несущих аэродинамических поверхностях. Для разработанных устройств проведен анализ качества стабилизации летательного аппарата, определены условия автономности и инвариантности его параметров движения. Приведенные материалы летных испытаний аэромеханических устройств подтвердили целесообразность их использования при эксплуатации вертолетов и самолетов.

Таким образом, при устанавлении определенным образом датчиков перепада давления на несущих поверхностях ЛА, при использовании алгоритмов обработки информации представляется возможным синтез систем контроля, например, таких параметров траектории полета, как: угол атаки α относительно вектора воздушной скорости Vв; воздушная скорость полета Vв; масса т самолета в полете; положение центра тяжести хТ самолета в полете; статическое давление Ρcm. Синтезированные таким образом системы контроля позволяют не только измерить эти параметры, но и строить области их критических (допустимых) значений.

Кроме систем контроля представляется возможность строить системы управления и предотвращения, например, таких режимов, как срывной флаттер, компенсация турбулентных нагрузок (повышая ресурс), компенсация резкой смены ветра со встречного на попутный (повышая безопасность полета на взлете и посадке).

Автор приносит благодарность к.ф.-м.н. М.А. Севодину за участие в теоретических разработках, к.т.н. Л.Г. Цветкову за участие в проведении и обработке летных испытаний, д.т.н. Т.К. Сиразетдинову, А.Ю. Лиссу, высказавшему ряд критических замечаний в процессе испытаний устройств измерения тяги несущего винта и малых скоростей полета вертолета.

Искренне благодарен моему надежному помощнику на завершающем этапе работ Елене Борисовне Савва.

Велика роль бывшего начальника цеха Вертолетного завода Вильяма Валентиновича Платонова, бывшего начальника Казанского филиала ОКБ им. Миля Виктора Николаевича Першутова, без которых не состоялось бы подтверждение разработок автора в экспериментальных образцах систем аэромеханического контроля, проведение натурных испытаний, подтвердивших высокую точность их функционирования. Светлая память и нижайший поклон им.

Считаю необходимым отметить негативную роль д.ф.-м.н., профессора КГТУ (бывшего КАИ) Павлова В.Г., поставившего целью «задушить» работу автора по данному направлению, в том числе и прежде всего политическими методами.

Отмечаю позитивную роль к.ф.-м.н., доцента Сидорова О.П. при написании монографии, а также его отказ содействовать Павлову В.Г. в его лженаучном противостоянии.

Глава I. Системная безопасность полета самолета

1.1. Сваливание самолета. Проблемы предотвращения

1.1.1. Цели системы аэромеханического контроля

Особенности аэродинамической компоновки современных самолетов обусловили многообразие видов и нестабильностей движений при сваливании и штопоре. При этом повышается резкость сваливания, колебательность, интенсивность вращения и большие скорости снижения в штопоре, что требует от летчика быстрого определения характера режима и четких, правильных действий по выводу из сваливания. Многообразие режимов штопора, ухудшение ориентировки в сложных условиях критического режима полета затрудняет распознавание вида движения, что усложняет обеспечение вывода из критического полета. Кроме того, время принятия решения оказывается критическим при сваливании на малой высоте; возможны ошибочные решения и действия экипажа по управлению воздушным судном.

По этим причинам воздушные судна должны быть оборудованы бортовой системой обеспечения безопасности полетов, включающей как предотвращение сваливания, так и надежный вывод из этого критического режима. Система должна включать автоматизированный режим функционирования предотвращения сваливания и вывода самолета из штопора.

В работе представлены результаты теоретико-экспериментальных основ синтеза и анализа бортовой системы обеспечения безопасности полетов, включая расчет вероятностей критических и катастрофических ситуаций с учетом человеческого фактора.

Поле сил аэродинамического давления, возникающее на поверхности воздушного судна в процессе полета, подлежит контролю и управлению. Это необходимо в первую очередь для обеспечения безопасности полетов и нормативных величин рисков, предотвращения катастроф. Кроме того, в процессе контроля и управления полем сил аэродинамического давления осуществляются экономичные режимы полета, обеспечивая заданную точность и эффектность целевого применения воздушного судна.

Для реализации контроля и управления полем сил аэродинамического давления (ПСАД) создана система аэромеханического контроля, синтез и анализ которой изложен в данной работе, на которые получены патенты [17, 18].

Под системой аэромеханического контроля будем понимать в общем случае установление соответствия между фактическим состоянием поля сил аэродинамического давления на поверхности летательного аппарата (ЛА) (обозначим его Рф(S(x,y,z),t)) и допустимым значением – заданной нормой, которая определяет качественно различные области его состояния: области допустимые Ωдоп и критические Ωкр.

В основу построения системы аэромеханического контроля положены новые функциональные зависимости между перепадом давления, возникающим при полете на верхней и нижней несущих поверхностях воздушного судна и полем аэродинамических сил крыла, вертикального и горизонтального оперений, полученные теоретическим и подтвержденные экспериментальным путем в процессе продувок и летных испытаний.

Таким образом, система аэромеханического контроля осуществляет:

– измерение параметров состояния воздушного судна, подлежащих ограничению из условия безопасности полета;

– определяет критические (допустимые) значения ограничиваемого параметра с учетом возмущающих факторов, обусловливающих риск полета воздушного судна.