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

Введение
Глава 1 Критерии апериодической и колебательной устойчивости самолета в
продольном движении с учетом динамических эффектов отрывного
обтекания.
1.1. Постановка задачи.
1.2. 1 редварительные 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 Исследование продольной устойчивости самолета Су на режиме
кобра угачева по экспериментальным данным.
2.1 Исходные данные для исследования устойчивости.
2.2 Особенности динамического выхода на большие эакритические
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 1 Исследование продольной устойчивости самолета Су на больших
углах атаки путем моделирования на ЭВМ.
3.1 Исходные данные для исследования устойчивости.
3.2 Приближенная оценка производных коэффициентов аэродинамических сил и моментов, характеризующих эффекты нестационарного обтекания.
3.3 Численное моделирование колебательного движения самолета
3.4 Анализ результатов.
3.5 Выводы.
Заключение.
Библиографический список использованной литературы.
Введение
Анализ тенденции развития авиации показ.вас, 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 начаты 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 с ват и ван ню ,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 е решению к настоящему времени посвящены несколько научных работ как в Российской Федерации, так и в других странах.
Одними из первых работ являлись исследования Вансра X. , Чаплыгина С. А. , Лаврентьева А. . В последние годы определилось несколько направлений в построении маематической модели описания отрывною обтекания и определения аэродинамических и момеитных характеристик. Причем исследования ограничиваются главным образом для изолированного крыла и затем нронзво.чятся обобщения на самолет н целом.
Выделим из этих работ группы по направлениям без строго соблюдения хронологической последовательности. На основе работы Вансра X. в дальнейшем, развитой в трудах . , аэродинамические характерноики представляются в виде иитсчратьных выражений, зависящих от времени I и фазовых кинематических переменных. Такие функционалы в общем случае зависят от изменения углов атаки и скольжения сеч угловых скоростей
вращения уд, о1 ,и. отклонения оранов управления и других. Так. например.
для коэффициента нормальной силы рассматривается функционал в виде
с, гс,0 суа г. г атт
1слв хсо.ф.г гг,
где Г является внутренним временным параметром, характеризующим запаздывание отрывных течений, обусловленным ап 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 иптегродифференциальных 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 и отличие от кинематических параметров движения самолета .9.б. Поведение зтих дополнительных переменных описывается с помощью некоторой нелинейной динамической системы, размерность которой соответствует вектору внутреннего состояния .т. описывающего характер отрывного и вихревого обтекания
Г
Аэродинамические характеристики при этом зависят алгебраическим
образом от кинематических параметров движения у а,Д и от параметров
внутреннего состояния отрывновихревого обтекания .V х
Подход с введением внутренних переменных и с учетом внутренней динамики был проверен в ряде научных работ 2. и дру гих. Использование таких математических моделей оказывается более простым в вычислительном отношении с точки зрения получения различных аналитических зависимостей и построения решения уравнений для внутренних переменных в частных случаях.
При том естественным обратом моделируются бифуркации равнонссных состояний обтекания в случае статического гистерезиса, динамического гистерезиса, гармонических режимов обтекания и других.
В отличие от аналитических вышеперечисленных методов математического описания построения аэродинамических и моментных характеристик опубликована работа 7, в которой развивается эмпирический метод расчета нестационарных аэродинамических характеристик крыла профиля, совершающего апериодические движения или гармонические колебания на режимах динамического срыва В частности на основе работы 7 можно приближенно оценить некоторые из параметров релаксационного уравнения, описывающих, динамический гистерезис.
В данной работе используется метод, разработанный группой сотрудников ЦАГИ, базирующийся на введении дополнительных дифференциальных уравнений для внутренней переменной, который часто в технической литерату ре условно называют методом внутренних переменных . Благодаря относительной простоты его использования удается получить в аналитической форме критерии устойчивости сложной динамической системы, аналитические решения для уравнения релаксации в частных случаях входных воздействий на систему апериодические и гармонические и производить численный анализ различных оценок производных коэффициентов аэродинамических сил и моментов, а также параметров дифференциальных уравнений, описывающих динамику и аэродинамику сложного движения самолета на режиме отрывного обтекания.
Настоящая работа посвящена исследованиям устойчивости самолета на больших углах атаки с учетом динамических эффектов отрывного обтекания. Рассматривается ограничение нестационарными продольными аэродинамическими характеристиками при малых дозвуковых скоростях.
Актуальность