Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
И. с. возникает и при обтекании крыла потоком сжимаемого газа. Однако при скоростях полёта, соответствующих критическому или превышающим его значениям Маха числа, когда становится существенной сжимаемость газа, появляется волновое сопротивление, которое трудно отделить от индуктивного. В этом случае на основе импульсов теоремы сопротивление, связанное с образованием подъёмной силы, разделяют на волновое и вихревое сопротивление. В качестве контрольной поверхности обычно выбирается цилиндр достаточно большого радиуса R и длиной L > > R; при этом волновое сопротивление определяется изменением количества движения на боковой поверхности цилиндра, а вихревое — переносом количества движения через его основание. Лит.: Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969; Кюхеман Д., Аэродинамическое проектирование самолетов, пер. с англ., М., 1983. В. И. Васильченко, М. Ф. Притуло. инерциальные системы навигации — средства определения координат местоположения, производных координат, параметров угловой ориентации летательного аппарата путём интегрирования уравнений движения его центра масс. Необходимые для интегрирования уравнений составляющие вектора результирующей силы, приложенной к летательному аппарату, находятся по показаниям акселерометров. Ориентация осей, вдоль которых измеряются составляющие вектора ускорения, задаётся с помощью гироскопов или определяется посредством датчиков угловой ориентации. Основной системой отсчёта является инерциальная (галилеева) система координат O{{ξηζ}} с началом в центре Земли (см. рис.). По сигналам акселерометров и гироскопов реализуется (физически или аналитически) связанная с летательным аппаратом горизонтированная (плоскость XY совпадает с плоскостью местного горизонта) система координат (сопровождающий трехгранник) Cxyz, в которой решается основное уравнение инерциальной навигации: {{формула}} где f — вектор ускорения, измеряемый акселерометрами, g(r) — вектор напряжённости поля тяготения Земли, r — радиус-вектор летательного аппарата. Взаимное расположение систем координат O{{ξηζ}} и Cxyz однозначно определяется широтой {{φ}} и долготой {{λ}} местоположения летательного аппарата. Контур ориентации сопровождающего трёхгранника по местной вертикали представляет собой динамическую систему, не зависимую от закона движения летательного аппарата. Для решения уравнения должны быть заданы начальные условия r и dr/dt при t = t0 и выполнена начальная выставка (начальная ориентация сопровождающего трёхгранника в горизонте и азимуте). И. с. н. состоят из блока чувствительных элементов (акселерометры и гироскопы), вычислителя, пульта управления и устройств ввода начальных условий, ввода и вывода информации. Различают И. с н. по точности (прецизионные и средний класса точности), способу установки чувствительных. элементов (платформенные и бесплатформенные), использованию внешней корректирующей информации (корректируемые и автономные). Лучшие образцы прецизионных И. с. н. имеют погрешности 0,2—0,5 км за 1 ч полёта; И. с. н. среднего класса — 1—2 км за 1 ч. У автономных И. с. н. погрешности их элементов приводят к нарастающим со временем погрешностям координат, поэтому на летательных аппаратах с большой продолжительностью полёта применяются корректируемые системы. Средствами коррекции могут быть доплеровский измеритель скорости, средства ближней и дальней радионавигации, астрокорректоры, спутниковые системы навигации, радиолокационные станции. Основными источниками погрешностей И. с. н. являются погрешности акселерометров, некомпексируемые дрейфы гироскопов и погрешности начальной выставки в азимуте. Благодаря автономности, помехоустойчивости и скрытности работы И. с. н. являются основным навигационным средством на многих летательных аппаратах.
Инерциальная система координат. инерционная нагрузка — нагрузка, действующая на какою-либо часть летательного аппарата от массовых сил; возникает при наличии приращения перегрузки {{Δ}}n{{≠}}0. Инерционная сила l, действующая на массу ml, определяется по формуле l = mig-ni, где g — ускорение свободного падения (см. Нагрузки на летательный аппарат). инерционное взаимодействие продольного и бокового движений самолёта — проявляется при пространственных манёврах, сопровождающихся энергичным вращением относительно продольной оси. Наиболее значительно И. в. у сверхзвуковых самолётов, имеющих большие различия в значениях главных моментов инерции (вытянутый эллипсоид инерции). С ростом скорости крена И. в. приводит к изменению параметров продольного движения и бокового движения, а также к возникновению влияния продольного управления на рыскание и путевого управления на движение по тангажу. При пространственном движении установившееся вращение самолёта происходит относительно оси, практически совпадающей с вектором скорости полета. Причиной И. в. являются инерционные моменты, действующие на самолет при его вращении. Эти моменты стремятся опрокинуть самолёт относительно скорости V. На рисунке схематически изображено вращение самолёта и действие инерционного и аэродинамических моментов (предполагается, что скольжение отсутствует). Для малых узлов атаки ее эти моменты можно считать линейно зависящими от α, так что суммарный момент Mz{{Σ}}, действующий на самолёт, можно представить следующим образом: Mz{{Σ}} = Mzаэр + Mzин = [mαzqSbA + (Iy-Ix){{ω}}2x]{{α}}, где Mzаэр, Mzин — аэродинамический и инерционный моменты; Iy,, Ix — моменты инерции самолёта относительно продольной x и нормальной y осей; S, bA — площадь и средняя аэродинамическая хорда крыла; m{{α}}z —производная коэффициент аэродинамического момента тангажа по углу атаки; {{ω}}x — скорость крена; q — скоростной напор. Из условия дMz{{Σ}}/д{{α}} = 0 можно оценить критическую скорость крена, при которой происходит потеря устойчивости движения самолёта по тангажу: {{формула}} Аналогичная оценка получается и для критической скорости крена, при которой происходит потеря устойчивости движения по рысканию: {{формула}} где lz — момент инерции самолёта относительно поперечной оси z, l — размах крыла, m{{β}}y — производная коэффициента аэродинамического момента рыскания по углу скольжения. Эти приближённые соотношения не учитывают действия части аэродинамических моментов Mzаэр, обусловленных вращением (так называемых демпфирующих моментов), а также гироскопического момента вращающегося ротора двигателя. Демпфирующие аэродинамические моменты могут существенно изменить критические скорости {{ωα}}, {{ωβ}} и даже привести к их исчезновению (см. Аэродинамическое демпфирование). Гироскопический момент изменяет критические скорости незначительно. Скорость крена, при достижении которой самолёт оказывается на границе устойчивости, находится вблизи критических скоростей {{ωα}}, {{ωβ}}. При этом в зависимости от типа маневра характер потери устойчивости может носить апериодический или колебательный характер. Особенности пространственного движения самолёта, проявляющиеся в потере устойчивости движения, в возникновении обратной реакции самолёта по перегрузкам на отклонения органов управления, в возможности существования критических режимов инерционного вращения, главным образом порождаются И. в.
Инерционное взаимодействие продольного н бокового движений самолета; {{Ω}} — угловая скорость вращения относительно вектора скорости. инерционное вращение — критический режим движения самолёта, возникающий при выполнении пространственных манёвров, сопровождающихся энергичным вращением по крену (вход и выход из виража, перевороты, бочки и т. д.). И. в. как на докритических, так и на закритических углах атаки происходит с большой скоростью крена даже при нейтральном положении органов поперечного и путевого управления и сопровождается установлением больших нормальных и боковых перегрузок, которые могут привести к разрушению самолёта. В режиме И. в. возникает обратная реакция самолёта по перегрузкам на отклонение рулей высоты и направления, а отклонение элеронов не останавливает вращения, в результате чего движение в этом режиме практически неуправляемо. Одной из причин И. в. является инерционное взаимодействие, которое наряду с кинематическим и аэродинамическим взаимодействием приводит к резкому увеличению углов атаки и скольжения самолёта при приближении скорости крена к критическим скоростям вращения, при которых происходит потеря устойчивости движения по тангажу и рысканию. И. в. поддерживается за счёт момента крена, порождаемого возникающими скольжением и рысканием. В силу аэродинамической природы вращающего момента И. в. часто называют аэроинерционным вращением. При некоторых отклонениях органов управления условия для существования режимов И. в. могут исчезнуть и вращение самолёта прекратится. На этом основано построение способов вывода самолёта из режимов И. в., которые, как правило, сложны и необычны с точки зрения привычной для летчика манеры пилотирования. Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Динамика пространственного движения самолета, М., 1967. М. Г. Гоман. интеграция бортового оборудования (ИБО) (от латинского integratio — восстановление, восполнение, integer — целый) — структурное, функциональное, схемно-конструктивное объединение отдельных видов систем, приборов, агрегатов бортового оборудования для снижения массы оборудования, повышения его надёжности и эффективности решения функциональных задач. До 1950 х гг. ИБО носила в основном схемно-конструктивный характер. Примером такой интеграции могут служить радиомагнитный индикатор, интегральный привод-генератор, ряд комбинированных приборов контроля параметров силовой установки. С середины 60 х гг. началось внедрение комплексов бортового оборудования различного функционального назначения (навигационных, пилотажных, прицельных, обзорных),создаваемых на основе структурной интеграции аппаратуры, решающей различные частные задачи, вычислительных средств и схемно-конструктивной интеграции средств отображения информации, устройств управления. В 70 х гг. были созданы пилотажно-навигационные, обзорно-прицельные, прицельно-пилотажно-навигационные комплексы, комплексы радиосвязи, которые используются на различных летательных аппаратах. Возможность и целесообразность дальнейшего развития ИБО, особенно функциональной и схемно-конструктивной, определяются уровнем развития и использования в бортовом оборудовании цифровой техники и микроэлектроники. Развитие микроэлектроники, переход на цифровые методы обработки и передачи информации создают необходимые предпосылки для интеграции бортового радиоэлектронного оборудования летательного аппарата в целом. На этой стадии ИБО будет осуществляться не путём интеграции аппаратуры, решающей отдельные функциональные задачи, а на базе функциональных модулей (процессоров, синтезаторов частот, усилительных трактов, экранных индикаторов), входящих в реконфигурируемую структуру комплекса. ИБО — перспективное направление развития бортового оборудования, так как позволяет путём сокращения аппаратурной избыточности, оптимального использования всей имеющейся на борту летательного аппарата информации значительно повысить качество решаемых оборудованием функциональных задач, снизить его массу, повысить надёжность, сократить расходы в эксплуатации. В. Н. Сучков. интенсивность звука (от латинского intetisio — напряжение, усиление), сила звука, —поток энергии через единичную площадку, перпендикулярную направлению распространения звуковой волны. В общем случае И. з. I может быть определена усреднением во времени вектора Умова Q (по имени русского учёного А. М. Умова): {{формула}} где Q = pv, p — звуковое давление, v — колебательная скорость (см. Звуковое поле), T — промежуток времени, за который производится усреднение (для гармонических колебаний — обычно их период). Для распространяющейся в свободном пространстве плоской или сферической звуковой волны И. з. в направлении распространения звуковой волны I = pv/2 = p2/2{{ρ}}a, где {{ρ}} — плотность невозмущённой среды, a — скорость звука. интерференционный метод исследования — один из основных оптических методов исследования течений. Характерные особенности И. м. и.: а) использование в интерференционных приборах двух когерентных (способных интерферировать) световых пучков, один из которых (рабочий) просвечивает изучаемое пространство и содержит информацию о потоке, другой (опорный) остаётся невозмущённым и создаёт в плоскости экрана (фотопленки) когерентный фон; б) обязательное оптическое сопряжение изучаемой области потока с экраном. В И. м. и. наиболее распространены интерферометры Рождественского и Маха — Цендера. Оптическая схема типичного для аэродинамического эксперимента интерферометра Маха — Цендера приведена на рис. 1. Световой пучок от внешнего монохроматического источника разделяется полупрозрачным зеркалом на два когерентных пучка (опорный и рабочий). При отсутствии возмущений в потоке взаимодействие световых пучков в плоскостью экрана образует интерференционную картину в виде регулярной решётки с чередующимися тёмными и светлыми полисами (рис. 2, область 2). Изменения фазы сотовой волны в рабочем пучке, вызываемые возмущенным потоком, приводят к смешению m интерференционных полос в плоскости экрана (рис. 2, области 4,5). В случае двумерного потока это смещение равно m = l{{Δ}}n/{{λ}}, где {{Δ}}n — изменение показателя преломления, l — геометрическая длина пути рабочего пучка в возмущенной зоне, {{λ}} — длина световой волны источника. Изменении плотности {{Δρ}} среды в этом случае вычисляется из уравнения k{{Δρ}}l, где k — так называемый коэффициент Гладстона—Дейла, характеризующий способность преломления света данным веществом. Разработана методика определения {{Δρ}} для осесимметричных и трёхмерных потоков. Известны интерферометры других типов. Основное различие между ними заключается в методике создания когерентного фона в плоскости экрана и формы опорной световой волны. C 1970 х гг. в И. м. и. всё более широкое применение находят голография, лазеры, их пользование существенно расширяет возможности интерферометрии. И. м. и. обладает высокой чувствительностью; рабочий диапазон интерферометров зависит от диапазона измеряемых смещений m, характеристик источника света и др. Качество интерференцированных изображений определяется контрастом интерференцированных полос, на значение которого влияют характеристики источника света, качество юстировки интерферометра и оптических элементов схемы. Существенно расширяет возможности и повышает качество И. м. и. использование в качестве источника света лазера (рис. 3). Погрешность определения {{Δρ}} зависит от точности измерения смещений m, рефракции среды в рабочей зоне и вне её. В зависимости от режима течения погрешность может изменяться от 1 до 17%. Чем больше изменение плотности {{Δρ}} в потоке, тем точнее можно измерить её значение. И. м. и. наиболее широко применяют в аэродинамических трубах с транс- и сверхзвуковыми потоками. Лит.: Физические измерения в газовой динамике и при горении, пер. с англ., М., 1957. В. А. Яковлев. Рис. 1. Принципиальная схема установки для интерферометрического метода исследования: 1 — источник света; 2 — световой пучок (2o — опорный, 2p — рабочий); 3 — полупрозрачные зеркала интерферометра; 4 — изучаемая область потока; 5 — модель; 6 — отражающие зеркала интерферометра; 7 — экран (фотопленка) с изображением интерференционной картины. Рис. 2. Интерференционная картина сверхзвукового потока, полученная интерферометром Маха — Цендера; 1 — модель (круговой конус); 2 — набегающий поток; 3 — скачок уплотнения; 4 — область конического течения; 5 — аэродинамический след. Рис. 3. Интерференционная картина обтекания тела сверхзвукового потока, полученная с помощью лазера. интерференция аэродинамическая (от латинского inter — взаимно, между собой и ierio — ударяю, поражаю) — взаимодействие потоков, обтекающих отдельные элементы летательного аппарата или отдельные объекты. Мерой И. а. служит изменение аэродинамических характеристик элемента летательного аппарат или объекта по сравнению с характеристиками изолированного элемента или объекта. В большинстве случаев И. а. является неблагоприятной и приводит к возрастанию сопротивления аэродинамического; эту часть сопротивления обычно называют сопротивлением интерференции. При сверхзвуковых скоростях полёта возможно и благоприятное влияние И. а., например, у Буземана биплана, у самолёта схемы «высокоплан» и в некоторых других случаях. Знание аэродинамических свойств изолированных элементов летательного аппарата и интерференционных поправок позволяет рассчитать аэродинамические характеристики полной конфигурации и выбрать исходя из каких-либо критериев оптимальное расположение элементов. Если возмущения, вносимые конфигурацией в поток газа, малы и выполняются условия линеаризации уравнений движения (см. Линеаризованная теория), то общая проблема И. а. распадается на ряд самостоятельных задач, и каждый отдельный вид И. а. может быть исследован независимо от других. В зависимости от типа рассматриваемых элементов выделяют следующие основные виды И. а.: взаимодействие несущих поверхностей, взаимодействие крыла и фюзеляжа, взаимодействие двигательной установки и несущих поверхностей, а также влияние поверхности земли, свободной поверхности и стенок аэродинамической трубы. При определенных условиях И. а. может быть однонаправленной; например, при сверхзвуковых скоростях полёта имеет место интерференционное воздействие крыла или фюзеляжа на хвостовое оперение, но отсутствует влияние хвостового оперения на крыло и фюзеляж, так как в этом случае возмущения не могут распространяться вверх по потоку. Если влияние одного из элементов комбинации значительно меньше влияния другого элемента (например, воздействие хвостового оперения на крыло или фюзеляж при дозвуковых скоростях полёта или воздействие крыла на воздушный винт являются малыми), то в первом приближении И. а. оказывается однонаправленной. При сильном взаимном влиянии, которое проявляется в основном в месте сочленения пересекающихся элементов, таких, как крыло и фюзеляж, разделить интерференционные воздействия крыла на фюзеляж и фюзеляжа на крыло и свести исследование И. а. к изучению её отдельных сторон можно только для характерных конфигураций (например, для длинного фюзеляжа с узким крылом с небольшим углом стреловидности — при дозвуковых скоростях; для комбинации крыла с цилиндрическим фюзеляжем или фюзеляжа с крылом, имеющим сверхзвуковую переднюю кромку, — при сверхзвуковых скоростях). В общем случае интерференционные воздействия не разделяются и задача исследования И. а. сводится к определению поля течения около рассматриваемого летательного аппарата с помощью какого-либо метода численного анализа на основе Эйлера уравнений. Вследствие сильной И. а. крыла и фюзеляжа разработан ряд правил оптимизации формы комбинации корпуса с крылом: сверхзвуковое правило площадей (см. Площадей правило), правило моментов площадей и другие экспериментальные исследования И. а. крыла и фюзеляжа впервые были проведены при больших дозвуковых скоростях Г. П. Свищевым и в трансзвуковом диапазоне скоростей английским учёным Р. Уиткомбом. Исследования позволили существенно уменьшить аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.
По конструктивному выполнению различают два основных типа И. (рис. 1): поворотный — часть подкреплённой обшивки несущей поверхности, поворачиваемая по отношению к потоку на углы до 90{{°}}, и выдвижной — в виде пластины, выдвигаемой из поверхности летательного аппарата в поток под углом, близким к 90{{°}}. Разновидностью поворотного И. является И. с протоком и дефлектором. В неотклонённом положении И. обычно не выступает за обводы поверхности летательного аппарата. Известны неуправляемые (неподвижные) И., предназначенные для создания постоянных (при данном режиме полёта) сил, а также струйные И., в которых роль пластины выполняет струя газа, выдуваемая из поверхности летательного аппарата. И. может быть установлен и на фюзеляже или другой омываемой потоком части летательного аппарата, хотя его эффективность (см. Эффективность органов управления) в этом случае обычно ниже, чем при установке на крыле. Преимущество И. перед другими органами управления (например, элеронами) состоит в том, что они могут устанавливаться в той части крыла, в которой задняя кромка использована для размещения механизации крыла (рис. 2). жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|