Система управления углом атаки истребителя

Оглавление

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Постановка  задачи.

[1]

П-7.1. На рис. 7.1(П).(а) изображен вид сверху многоцелевого реактивного истребителя. Найдите вид корневого годографа и определите значение К, при котором комплексным корням, ближайшим к мнимой оси, будет соответствовать максимально возможное значение коэффициента затухания ξ. Вычислите значения корней при данном К и предскажите вид переходной характеристики (реакции системы на ступенчатый входной сигнал). Определите действительную реакцию системы и сравните её с предсказанной.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Введение.

[3]

Угол атаки (общепринятое обозначение   — буква греческого алфавита альфа) — угол между направлением скорости набегающего на тело потока (жидкости или газа) и характерным продольным направлением, выбранным на теле, например у крыла самолёта это будет хорда крыла, у самолёта — продольная строительная ось, у снаряда или ракеты — их ось симметрии. При рассмотрении крыла или самолёта угол атаки находится в нормальной плоскости, в отличие от угла скольжения.

Рис . 1.1 : датчики углов атаки у ракеты «воздух-воздух»

Для самолёта в горизонтальном прямолинейном полёте увеличение скорости и угла атаки приводит к увеличению подъёмной силы, создаваемой крылом. В то же время, увеличение угла атаки сопровождается ростом индуктивного сопротивления. Попытка сохранять набор высоты увеличением угла атаки без увеличения тяги двигателей является распространённой грубой ошибкой в пилотировании. Такая ошибка может привести к срыву потока и сваливанию самолёта. Именно из-за вывода самолёта на закритические углы атаки произошли многие авиакатастрофы, в частности, авиакатастрофа под Донецком 22 августа 2006.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

1. Обзор литературных источников и результатов поиска информации по предметной области в сети Internet.

По данному вопросу  я провел поиск и просмотрела более 30 ссылок по этой теме, пользовался я поисковой системой Google, эта система является самой популярной поисковой системой сети Интернет.

 Основным преимуществом поисковой системы Google является простота её использования, система является простым и удобным Интернет-ресурсом. При внесении ключевых слов, она не требует использования кавычек, заглавных букв и так далее, что значительным образом облегчает процесс поиска информации. Кроме того, среди плюсов Google можно назвать её обширную базу данных. На настоящий момент там насчитывается более 3 миллиардов веб-страниц, благодаря чему эта база данных этой поисковой системы входит в список самых крупных. Кроме того, среди основных преимуществ этой поисковой систем можно назвать высокую скорость работы. Плюс ко всему поисковая система Google выдает достаточно точную информацию. Результаты поиска в большинстве случаев соответствуют совершаемым запросам. При этом ссылки к сайтам, которые более всего соответствуют указанным ключевым словам, находятся в верхней части страницы. Также Google является практически единственной поисковой системой, в которой учитывается не только количество страниц в результатах поиска, но и их качество.

Производя поиск, я формировал запросы по-разному, например: «управление углом атаки», «угол атаки», «угол атаки реактивного истребителя», «угол атаки самолета» и т.д.

 

 

 

 

 

 

 

 

Важность угла атаки.

[4]

Угол атаки - очень важное и полезное понятие. Большинство критических  характеристик самолета связано  с углом атаки больше чем с  чем-то еще.

Многие из критичных параметров  самолета - в действительности параметры  угла атаки:

-сваливание происходит на специфическом углу атаки.

-наименьшая скорость снижения с убранным газом получается на специфическом углу атаки.

-лучшее  качество планирования с убранным газом получается на специфическом углу атаки.

-рекомендуемая “скорость подхода” в действительности рекомендуемый угол атаки.

-наибольшая скороподъемность происходит на специфическом углу атаки.

-лучший угол набора высоты происходит на специфическом углу атаки.

Определение угла атаки.

[2]

Основное понятие аэродинамики. Углом атаки профиля крыла называется угол, под которым профиль обдувается набегающим потоком воздуха. В нормальной ситуации УА не должен превышать 12-15 град, в противном случае возникает срыв потока, т.е. образование турбулентных “бурунчиков” за крылом, как в быстром ручье, если поставить ладонь не вдоль, а поперек потока воды. Срыв приводит к потере подъемной силы на крыле и сваливанию самолета.

[3]

Рис . 1.2 : Чёрные линии обозначают набегающий поток. α — угол атаки

[4]

Индикатор угла атаки состоит из стержня, приложенного к крылу, с  волокном, свисающим от внешнего конца, как показано на рисунке 2.1. Волокно выравнивается по относительному ветру. Стержень служит референсной линией (уровень, относительно которого измеряют угол), а также служит для того, чтобы расположить волокно в том месте, где поток воздуха не был бы слишком сильно нарушен крылом.

Рис . 2.1 : Простой инструмент для измерения угла атаки.

Угол между стержнем и волокном указывает угол атаки.

Три вещи, определяющие угол атаки.

Как упомянуто ранее, трудно непосредственно  воспринимать угол атаки. К счастью, есть три других величины, которые  могут быть восприняты, и вместе они определяют угол атаки. Это:

· Угол тангажа, который определен  как угол между продольной осью самолёта и горизонталью.

· Угол наклона траектории, который является  углом между траекторией полёта и горизонталью.

· Установочный угол крыла, который является углом, под которым крылья присоединены к фюзеляжу.

Эти величины связаны с углом  атаки очень простой формулой:

Угол тангажа + Установочный угол = Угол наклона траектории + Угол атаки

Эти отношения иллюстрированы на рисунке 2.2 . Возможно самый простой случай - это прямой горизонтальный полет  на крейсерской воздушной скорости. В этом случае, угол тангажа - нуль, угол наклона траектории - нуль, и угол атаки равен установочному углу крыла.

Рис. 2.2 : Тангаж + установочный угол = угол наклона траектории + угол атаки.

Выпуск закрылков имеет эффект увеличения установочного угла  на несколько градусов. Всегда необходимо знать о том, какое положение закрылков используется, и знать различие между "углом тангажа" и “углом тангажа плюс установочный угол”. Для любого данного положения закрылков можно принять установочный угол постоянными, после чего угол атаки зависит только от угла тангажа и направления полета.

Воздушная скорость и Коэффициент подъемной силы.

 Количество подъемной силы, производимой крылом, зависит от угла атаки и индикаторной воздушной скорости. Мы можем перевернуть всё наоборот, чтобы получить простые отношения между воздушной скоростью и углом атаки (предполагая как обычно, что подъемная сила известна). Ключевая формула:

Подьёмная сила = ½ρV² × коэффициент подъемной силы × площадь(2.1 )

Величина ½ρV² называют динамическим давлением, также обозначаемая Q для краткости, но чаще люди  называют это просто - одна вторая ро вэ квадрат.

Не надо вычислять ½ρV² , потому что указатель воздушной скорости делает это за нас. Вы, возможно, думали, что указатель воздушной скорости идеально измеряет  истинную воздушную скорость (которая является просто истинной скоростью воздуха относительно самолета, обозначаемая V во всех формулах). Однако, указатель воздушной скорости даже не пытается измерять V (то есть квадратный корень из V²); вместо этого он пытается измерить кое-что названное индикаторной воздушной скоростью (calibrated airspeed (CAS)), которая пропорциональна квадратному корню из ½ρV². Обратите внимание на коэффициент перед ρ в формуле CAS. Кстати говоря:  - приборная воздушная скорость (IAS) это то, что обозначено на указателе воздушной скорости. Это - та же самая индикаторная воздушная скорость, плюс какие-то ошибки  в механизме. Это обсуждение предполагает, что прибор не слишком дико неточен, так, чтобы формулы, которые относятся к CAS не могли бы быть применимы к приборной воздушной скорости IAS  с достаточной точностью.

Замечание: В дальнейшем, мы используем вес каким бы он был в лабораторных условиях, обозначив его weight_lab. Это - то, что наблюдалось бы инженером, стоящим на земле, или в самолете сопровождения, который выдерживает полет без ускорения. Это -  в противоположность весу, который бы наблюдался в системе отсчёта связанной с Вашим самолетом. Обозначим его weight_ac. Это отступление от обычной практики в этой книге - анализ вещей с точки зрения пилота. Но в этом случае это более легко -  использовать неускоренную систему отсчёта инженера.

В полете подъемная сила почти всегда равна weight_lab умноженному на перегрузку. weight_lab по-видимому не очень изменяется от момента к моменту. Это принуждает нас перестраивать уравнение подъемной силы следующим образом:

коэффициент подъемной силы = (weight_lab × коэффициент перегрузки) / (½ρV² × площадь) (2.2 )

Если воздушная скорость понижается, коэффициент подъемной силы должен повыситься. Эти соотношения проиллюстрированы на рисунке 2.3 .

Рис.  2.3 : Воздушная скорость и коэффициент подъемной силы

Три из критических скорости V- отмечены на рисунке 2.3 ; каждая соответствует определённому коэффициенту подъемной силы.

Коэффициент подъемной силы и угол атаки

Теперь мы вводим новый факт: коэффициент  подъёмной силы - простая функция  угла атаки. Эта зависимость показана на рисунке 2.4 . Обратите внимание, что для маленьких углов атаки, коэффициент подъемной силы по существу пропорционален углу атаки. Угол атаки, который дает максимальный коэффициент подъёмной силы, называют “критическим углом атаки”. Он обозначен на рисунке.

Рис.  2.4 : коэффициент подъёмной силы и угол атаки

Рис.  2.5 : Воздушная скорость связана с углом атаки

Комбинируя этот факт с тем, что мы уже знаем, мы можем установить связь между углом атаки и приборной воздушной скоростью. Мы комбинируем рисунок 2.3  с рисунком 2.4 как это сделано на рисунке 2.5 . Мы видим, что определённая V, такая как V_NE, соответствует определённому коэффициенту подъемной силы, который в свою очередь соответствует определенному углу атаки. То же самое справедливо для большинства других V, таких как V_Y. Это расуждение работает также и наоборот: любой определённый угол атаки соответствует определённой воздушной скорости (предполагается, что мы знаем, сколько подъемной силы производится).

Мы заключаем, что указатель  воздушной скорости - действительно  довольно хороший индикатор угла атаки - с одним главным исключением: около сваливания есть довольно большой диапазон углов атаки, при которых производится почти тот же самый коэффициент подъёмной силы. (Это поэтому, что график зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки является весьма плоским на вершине, как показано на рисунке 2.5 ). Этот узкий диапазон величин коэффициента подъемной силы соответствует узкому диапазону воздушных скоростей; все близости  V_S -  скорости сваливания.

Сваливание - очень критический  режим полета. Данная воздушная скорость вблизи сваливания может соответствовать одному градусу ниже критического угла атаки, или одному градусу выше критического угла атаки, и взгляд на указатель воздушной скорости не скажет Вам, какой из этих углов сейчас.

Коррекция при  снижении плотности

На всех режимах  полета вне сваливания, включая ( в особенности ) конечный этап захода на посадку, указатель воздушной скорости предоставляет Вам большинство количественной информации об угле атаки. Теперь мы обсудим некоторые коррекции, которые могут быть необходимы.

Указатель воздушной скорости по своей сути манометр. Давление, которое перемещает стрелку индикатора воздушной скорости, является тем же самым динамическим давлением, которое поддерживает крылья в соответствии с формулой подъемной силы (уравнение 2.1 ). Знание давления, которое держит крыло, более важно чем знание истинной воздушной скорости.

Индикаторная воздушная скорость зависит от истинной воздушной скорости и от плотности, а плотность зависит от высоты, температуры, и влажность..., но крыло не волнует ни одна из этех деталей; его волнует только индикаторная воздушная скорость в соответствии с уравнением 2.1 . Например, на конечном этапе захода на посадку Вы должны лететь на надлежащей приборной воздушной скорости. При большой высоте по плотности это будет более-высокая чем нормальная истинная(относительно воздуха) воздушная скорость. ( Т.е.: если плотность воздуха снизилась – например высокогорный аэродром или повысилась температура воздуха – что бы получить ту же цифру динамического давления (ту же цифру показания индикатора воздушной скорости)  нужно увеличить скорость относительно этого разреженного воздуха))

Другими словами: не корректируйте V_Y, V_S, скорость планирования, или скорость захода (1.3 V_S0) для высоты или температуры. Верьте индикаторной воздушной скорости. Эти скорости должны быть откорректированы только для веса, но не для высоты по плотности.

Истинная воздушная  скорость, которая соответствует  любой данной индикаторной воздушной  скорости, будет выше, примерно на 2 % на тысячу футов высоты по плотности. Путевая скорость  также будет больше.

Коррекция при  сниженной потребности в подъёмной  силе

Пока мы предполагали, что вес  был равен некоторой стандартной  величине. Давайте отступим от этого  предположения и посмотрим что  получится..

Проблема состоит в  том, что РЛЭ для самолета определяет всю информацию о критических углах атаки в терминах скоростей - скоростей, которые только применимы при максимальном весе.  Мы знаем, что самолет сваливается на определенном углу атаки, а не на определенной воздушной скорости или чем - нибудь еще.

Вообще, если Вы держите угол атаки  постоянным и понижаете вес самолета на 10 %, воздушная скорость нужная для  поддержания этого веса понижается на 5 %. Это потому, что подъемная  сила  зависит от квадрата воздушной скорости в уравнении 2.1 ; Квадратный корень из 0.90 = 0.95, а квадратный корень из 1.10 =1.05. Для действительно больших изменений в весе изменение скорости даже несколько больше; квадратный корень из 0.50 не 0.75 а скорее 0.707.