Владимир Живетин - Системы аэромеханического контроля критических состояний

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:

L p , m p – расчетные дальность полета и масса самолета;

L ф , m ф – фактические дальность полета и масса самолета соответственно;

L изм , m изм – измеренные дальность полета и масса самолета;

ρ – плотность воздуха;

W x , W y , W z – 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 = ( M x , M y , M z ), где X, Y, Z – проекции вектора аэродинамической силы на связанные с самолетом оси координат; M x , M y , M z – 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 x ф = ( x 1,…, x n ) ф , производится контроль фактических значений R ф и М ф и сравнение их с теоретическими (потребными) значениями R Т и М Т . При этом нам необходима информация о процессах х ф , посредством которой формируются потребные углы отклонения органов управления с целью компенсации отклонения R ф , М ф от R Т , М Т . С помощью современных средств возможно измерение x* ( t ) = x изм = х ф + δ x *, где δ х* – 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 = R ф + δ R м + δ R и ; R (2) изм = R ф + δ R и ,

где δ R м , δ R и – погрешности измерения R методические и инструментальные соответственно;

2) фактические значения аэродинамических сил и моментов:

R и = R т + δ R* м; М ф = М т + δ М* м ,

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

3) x = (α,β, V в ,…) = ( x 1, x 2, x 3,…);

4) y ( t ) = ( H g,X g , Y g , Z g ,ω х ,ω y ,ω z ,…) = ( у 1, у 2, у 3,…),

где H g , Χ g , Y g , Ζ g – высота полета и проекции положения координаты центра тяжести самолета на земные оси координат OX д , OY д , OZ д соответственно; ω x , ω y , ω z – угловые скорости вращения самолета относительно осей OX, OY, OZ связанной системы координат;

5) ,

где Δ x (·) – 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) Ω доп ( x ) = Ω доп ( x *) + δΩ доп ,

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

7) Ω кр ( x ) = Ω кр ( x *) + δΩ кр .

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.