Исследование продольной устойчивости самолетов на больших углах атаки с учетом динамических эффектов отрывного обтекания

• Автор: Ниязманд Мохаммад Али
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2000
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 91 с. : ил

Глава I Критерии апериодической и колебательной устойчивости самолета в

продольном движении с учетом динамических эффектов отрывного

обтекания

1.1. Постановка задачи

1.2. 11редварительные преобразования и допущения в задаче

1.3. Вывод условий устойчивости

1.4. Решение релаксационного уравнения при гармоническом

колебании по углу атаки и приближенное определение постоянных времени по экспериментальным данным

1.5. Приближенная оценка производных коэффициентов

аэродинамических сил и моментов, характеризующих нестационарные эффекты обтекания

1.6. Метод проверки принятых математических моделей по

экспериментальным данным
1.7. Выводы
Глава II Исследование продольной устойчивости самолета Су-27 на режиме
„кобра Пугачева” по экспериментальным данным
2.1 Исходные данные для исследования устойчивости
2.2 Особенности динамического выхода на большие закритические
углы атаки. Изменение положения фокуса самолета
2.3 Численные методы вычисления коэффициентов производных
аэродинамических сил и моментов, характеризующих эффекты нестационарного обтекания
2.4 Восстановление необходимых для расчетов параметров
траектории
2.5 Результаты исследования критериев устойчивости
2.6 Выводы
Глава III Исследование продольной устойчивости самолета Су-26 на больших
углах атаки путем моделирования на ЭВМ
3.1 Исходные данные для исследования устойчивос ти
3.2 Приближенная оценка производных коэффициентов
аэродинамических сил и моментов, характеризующих эффекты нестационарного обтекания
3.3 Численное моделирование колебательного движения самолета
Су-26
3.4 Анализ результатов
3.5 Выводы
Заключение
Библишрафический список использованной литературы

Введение;
Анализ тенденции развития авиации показывает, что одной из основных проблем, неизменно стоящих в процессе создания и эксплуатации самолетов, является проблема эффективного полета на больших углах атаки (включая большие закритические углы атаки) с обеспечением заданного уровня безопасности полетов. В настоящее время нача ты исследования и практическое освоение полетов на больших углах атаки. Эти исследования связаны с решением целого ряда проблем по отработке новых методов вывода из сваливания и штопора , по выбору законов системы управления, повышающих сопротивляемость самолета к сваливанию ,по уточнению имеющихся представлений об аэродинамике и динамике полета на больших углах атаки , по развитию соответствующих методов аэродинамических и летных испытаний.
Одной из проблем исследования полетов на больших углах атаки является построение математической модели описания эффектов отрывного обтекания самолета и в частности крыла и определение коэффициентов аэродинамических сил и моментов в этих условиях. Этой задаче и её решению к настоящему времени посвящены несколько научных работ как в Российской Федерации, так и в других странах.
Одними из первых работ являлись исследования Вагнера X. [17], Чаплыгина С. А. , Лаврентьева А. [11]. В последние годы определилось несколько направлений в построении математической модели описания отрывного обтекания и определения аэродинамических и моментных характеристик. Причем исследования ограничиваются главным образом для изолированного крыла и затем производятся обобщения на самолет в целом.
Выделим из этих работ группы по направлениям без строго соблюдения хронологической последовательности. На основе работы Вагнера X. в дальнейшем, развитой в трудах [13], [16], аэродинамические характеристики представляются в виде интегральных выражений, зависящих от времени / и фазовых кинематических переменных. Такие функционалы в общем случае зависят от изменения углов атаки и скольжения а и [3; угловых скорост ей вращения соу,сог; отклонения органов управления и других. Так, например, для коэффициента нормальной силы рассматривается функционал в виде

с, (г) = СУ (°)+ )суа [«(£)• Ш1’ т]4 Мг)'Ь'г +

+у- 1суш М?)>®= йл-]^гк-й)*,
где Г - является внутренним временным параметром, характеризующим запаздывание отрывных течений, обусловленным а и а.
Анализ и использование таких математических моделей для описания динамики движения самолета показал, что исследование устойчивости сводится к решению задачи об устойчивости динамической системы, описываемой в классе интегро-дифференциальных уравнений, что приводит к существенному усложнению моделирования динамики и получения аналитических соотношений.
Альтернативный подход для описания нелинейных и нестационарных аэродинамических характеристик основывается на введении внутренних переменных в отличие от кинематических параметров движения самолета [4],191,Гб]. Поведение этих дополнительных переменных описывается с помощью некоторой нелинейной динамической системы, размерность которой соответствует вектору внутреннего состояния х, описывающего характер отрывного и вихревого обтекания
Аэродинамические характеристики при этом зависят алгебраическим
образом от кинематических параметров движения у - {а,р, ) и от параметров
внутреннего состояния отрывно-вихревого обтекания X = (х,,х2
Подход с введением внутренних переменных и с учетом „ внутренней ” динамики был проверен в ряде научных работ [2],[14] и других. Использование таких математических моделей оказывается более простым в вычислительном отношении е точки зрения получения различных аналитических зависимостей и построения решения уравнений для внутренних переменных в частных случаях.

Л» =^Е| йСт с;,1.й,)л(й,! СГ,(»,)"; о,-су(а0)“®н -^(“о¥)
2 м
или в матричной форме
•2*. =^(^-^0©„У'(Г„-Х0©0).
(индекс „ о “ - означает, что расчет соответствует значению йг0 ), где обозначены матрицы
лсДС,„
дс,„
Аг„
А(а,)
ъ. ? —а ^<0. у ‘
уг Ъл
Н к — ®,
(2.9)
(2.10)
0>г (р
0ог=[с;(«о) 4(«0) С“(а0) С>0)]
Верхний индекс „ Т означает транспонирование, нижние индексы у параметров а,а,а)2,У,кСуа,(р приняты для соответствующих моментов времени /,/ = 1,2 /7. На основании необходимого условия оптимальности

—— = 0 получаем выражение для оценки вектора ©0 <Э0О
е. -(х.:Х!'.ф',
При этом матрица ковариаций оценок равна
и оценка величины остаточной дисперсии относительно математической модели (2.8)
(2.12)
принятой