Владимир Живетин - Системы аэромеханического контроля критических состояний Страница 8

Несмотря на эти ограничения, рассмотренный подход может быть использован в качестве метода или методики в случае, если критерий уточнен, расширен в зависимости от целей и задач проектируемого ЛА, когда необходимо решать многокритериальные задачи.

1.2. Поле сил аэродинамического давления как источник опасных и безопасных состояний самолета

1.2.1. Аэродинамические системы. Структурно-функциональные свойства аэромеханического контроля

Динамические системы, создающие аэродинамические силы и моменты для достижения заданной цели, будем называть аэродинамическими системами. Сюда относятся: самолеты, вертолеты, крылатые ракеты. Аэродинамические системы – это объекты, наделенные аэродинамическими характеристиками, определяющими принцип их функционирования, в том числе возможность, безопасность и экономичность их реализации. Таким образом, мы выделяем особый тип объектов, обладающих заложенным в него при его создании особым способом реализации цели – путем создания поля сил аэродинамического давления (ПСАД), которое контролируется и управляется так, чтобы отклонение от цели в каждый момент времени его параметров траектории было минимальным.

Из всех динамических систем, созданных и эксплуатируемых человеком, наиболее сложной является самолет. Проблема риска и безопасности для этого класса динамических систем была и остается наиболее актуальной. Аэродинамические системы, включающие: крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, руль высоты, руль направления, элероны, закрылки, предкрылки, обладают определенной для этого класса динамических систем структурой, приведенной на рис. 1.5. На рис. 1.5 приведены следующие обозначения:

Lp, mp – расчетные дальность полета и масса самолета;

Lф, mф – фактические дальность полета и масса самолета соответственно;

Lизм, mизм – измеренные дальность полета и масса самолета;

ρ – плотность воздуха;

Wx, Wy, Wz – проекции вектора скорости ветра на оси, связанной с самолетной системой координат.

На рис. 1.5 представлена структура аэродинамической системы на макроуровне. Каждая из четырех подсистем (1–4), включенных в структуру, включает системы на микроуровне, функциональные свойства которых необходимо контролировать и поддерживать на заданном уровне. В противном случае происходит потеря функциональных свойств, и в итоге динамическая система не способна выполнять поставленную цель.

Особая роль принадлежит подсистеме 2 реализации цели, включающей конструкции несущих поверхностей. Конструкция несущих поверхностей выполняет одну из основных компонент реализации цели – создает поле сил аэродинамического давления, обеспечивая целевое перемещение самолета в пространстве. При этом конструкция, двигатель и бортовое оборудование обладают необходимыми свойствами.

Рис. 1.5

Создав ПСАД, конструкция самолета воспринимает необходимые для реализации целевого перемещения самолета силы и моменты. Особенности конструкции несущих поверхностей отвечают особенностям целевого назначения данного самолета. В свою очередь особенности конструкции порождают особенности структуры поля сил аэродинамического давления, переменного во времени и в пространстве. Взаимодействие конструктивных характеристик и создание ими в полете характеристик ПСАД обусловливают необходимость управлять и ограничивать аэродинамические силы и моменты, следовательно управлять ПСАД.

Рассмотрим роль и место ПСАД на качественном структурно-функциональном уровне в системе аэромеханического контроля и управления векторами аэродинамических сил R = (X, Y, Z) и моментом M = (Mx, My, Mz), где X, Y, Z – проекции вектора аэродинамической силы на связанные с самолетом оси координат; Mx, My, Mz – проекции вектора аэродинамического момента на связанные с самолетом оси координат.

На рис. 1.6 представлена структура физической модели процессов образования, контроля и управления полем сил аэродинамического давления с целью реализации заданной траектории движения. Отметим, что для управления полетом (движением) самолета необходимо знать результирующие аэродинамические силы и моменты, которые реализуются в процессе силового взаимодействия воздушной среды и самолета при разных скоростях и направлениях его движения.

В полете для управления, т. е. формирования потребных величин R и М и соответствующих им фактических параметров траектории движения xф = (x1,…,xn)ф, производится контроль фактических значений Rф и Мф и сравнение их с теоретическими (потребными) значениями RТ и МТ. При этом нам необходима информация о процессах хф, посредством которой формируются потребные углы отклонения органов управления с целью компенсации отклонения Rф, Мф от RТ, МТ. С помощью современных средств возможно измерение x*(t) = xизм = хф + δx*, где δх* – погрешности измерения х*. При этом достоверный контроль x(t) с помощью современных средств возможен только в горизонтальном установившемся полете, когда x ≈ x*.

Рис. 1.6

Чем дальше мы уходим от установившегося горизонтального полета, тем больше возникает отличие х* от х, тем больше имеют место погрешности в оценке аэродинамических сил R и моментов М.

На рис. 1.6 имеют место следующие соотношения:

1) измеренные значения аэродинамических сил:

R(1)изм = Rф + δRм + δRи; R(2)изм = Rф + δRи,

где δRм, δRи – погрешности измерения R методические и инструментальные соответственно;

2) фактические значения аэродинамических сил и моментов:

Rи = Rт + δR*м; Мф = Мт + δМ*м,

где δRм, δМ*м – методические погрешности, обусловленные несоответствием методов и средств идентификации R и М в полете;

3) x = (α,β,Vв,…) = (x1,x2,x3,…);

4) y(t) = (Hg,Xg,Yg,Zg,ωх,ωy,ωz,…) = (у1, у2, у3,…),

где Hg, Χg, Yg, Ζg – высота полета и проекции положения координаты центра тяжести самолета на земные оси координат OXд, OYд, OZд соответственно; ωx, ωy, ωz – угловые скорости вращения самолета относительно осей OX, OY, OZ связанной системы координат;

5) ,

где Δx(·) – отклонение параметров возмущенного потока х* от параметров невозмущенного потока х; h – расстояние от несущих поверхностей самолета, измеренное, например, по нормали; S – точка на несущей поверхности самолета;

6) Ωдоп(x) = Ωдоп(x*) + δΩдоп,

так, например, для угла атаки получим αдоп(x) = αдоп(x*) + δα;

7) Ωкр(x) = Ωкр(x*) + δΩкр.

При этом, начиная с некоторого расстояния h от несущих поверхностей, параметры потока получают возмущение, и при приближении к несущим поверхностям они увеличиваются, максимальная величина их достигается на поверхности, например, крыла. Таким образом, в системе аэромеханического контроля решается обратная задача – аэродинамическая. Здесь задано поле аэродинамического давления P(S,h,t), его величина в ограниченном числе точек на поверхности S; требуется определить параметры х невозмущенного набегающего потока. Отметим, что прямая задача связана с определением поля аэродинамического давления (сил и моментов), если известны параметры невозмущенного потока, в которое погружены несущие аэродинамические поверхности.