Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов

-22- использовать боевые, маневренные и другие летно-технические возможности, однако превышение критического угла атаки приво­ дит к сваливанию самолета с последующим переходом в што- Известные методы и средства предупреждения выхода само­ лета на закритические углы атаки основаны на использовании ин­ формации по углу атаки без учета распределенности его по разма­ ху крыла и зависимости критического значения угла атаки а^рОт ус­ ловий пилотирования. Распределение угла атаки по размаху крыла предопределяет­ ся многими факторами, среди которых выделяют угол скольже­ ния р и угловую скорость вращения самолета вокруг продольной оси. Последние оказывают существенное влияние на значение кри­ тического угла атаки крыла и приводят к уменьшению его на некоторую величину Да, зависящую от режима полета. В системах предупреждения выхода самолета на опасные ре­ жимы по углу атаки [9] это влияние обычно учитывают путем не­ оправданного уменьшения зоны допустимого угла атаки на вели­ чину 3-^-4°, соответствующую режиму полета с максимальными Р и ш^. Это ограничивает диапазон рабочих углов атаки самолета при полете с и Проанализируем возможность использования распределенно­ сти угла атаки по размаху крыла для повышения эффективности систем предупреждения критических режимов. При этом восполь­ зуемся известной в динамике полета гипотезой стационарности и несжимаемости набегающего потока. Изучение влияния угла скольжения и угловой скорости на угол атаки крыла [10] позволяет значение а, угла атаки сечения крыла представить в виде: где а,° - угол атаки нескользящего и невращающегося г'-го сечения крыла; Aaf'"' - приращение угла атаки, обусловленное скольжени­ ем (5 и угловой скоростью ш^. Однако а, как функцию двух переменных можно представить в виде ряда Маклорена, в котором переменная, изменяющаяся наиболее значительно (например р), принимается за параметр, а влияние другой учитывается линейным приближением; пор [8]. а, = + Aaf'""', (1.14) (1.15)