Анализа утицаја спољашњих терета и асиметричних оптерећења на динамику лета авиона

Abstract

номинална, ограничена на основни облик авиона са геометријском и инерцијалном симетријом. У примени авиона се јављају одступања у односу на номиналну конфи- гурацију, настала због било спољашњих терета, било асиметрије. Асиметрије се могу разврстати у односу на природу оптерећења и односу на начин настанка, када су било облик редовна употребе авиона, било последица отказа. Дигитални системи управ- љања летом авиона су адаптивног облика структуре закона управљања, па се њихова примена проширује и на случајеве отказних стања са асиметричним оптерећењима. Остаје проблем управљања асиметрично оптерећеног авиона са класичним системом управљања летом Са становишта динамике лета, управљање авионом је могуће само при довољно великом ауторитету команди лета. Основни задаци тезе су одређени као део поступка пројектовања динамике лета авиона, са пројектним циљевима одређеним захтевима за квалитете лета. Први задатак је развој модела динамике лета авиона који садржи сва дејства која могу бити и асиметрична као и способност да обухвати доприносе спољашњих терета. Други је стварање методологије за укључење доприноса спољшњих терета у општи модел динамике лета. Трећи је приказивање поступка за интеграцију спољашњих терета на авион на основу захтева за квалитетом лета уздужног кретања авиона. Коначни и најважнији задатак је развој методологије за одређивање, за асиметрично оптерећен авион, граница анвелопе лета на основу ограничења ауторитета команди лета. Математички модел динамичког процеса као објекта одређује намена, субјект, па облик и садржај математичког модела динамике лета авиона условљава поступак пројектовања управљања авионом које ту динамику треба да оствари. У тези је приказан математички модел динамике лета авиона као крутог тела. Израда модела је занована на принципима да је област примене модела ограничена тачношћу улазних података, а не обликом модела, да је модел у стању да обухвати сва дејстава спо- c љашњих терета и асиметрија, и да је довољно сложен и детаљан да пружи јасан увид у апроксимације при апстракцији у преласку на парцијане моделе. Модел је приме- њив у свим фазама пројектовања динамике лета, облика погодног за развој софтвера. Инерцијалне карактеристике су моделиране као непроменљиве унутар периода интеграције динамике авиона, мењајући се изван тог периода било тренутно, било веома споро. Аеродинамичке силе и моменти које делују на авион су одређене разви- јањем у Тајлоров ред унутар контролне запремине са квазистационарним кретањем ваздуха, облика који допушта једноставно укључење доприноса спољашњих терета. Изложен је општи модел дејстава пропулзивне групе на авион, без детаљне анализе саме унутрашње динамике пропулзора. Интеграција дејстава пропулзивне групе у модел динамике лета авиона је дата у облику који допушта развој система управљања летом заснованом на пропулзорима, а чија је намена да буде резерва у случају отказа примарног система. Модел дејстава наоружања на динамику авиона је дат на основу сличних принципа као и код пропулзивне групе, без анализе унутрашње динамике наоружања. Изложен је облик за укључење доприноса спољашњих терета аеродина- мичким и гравитационим оптерећењима, као и један начин за срачунавање доприноса спољашњих терета аеродинамичким оптерећењима

In the design of the dynamic properties of the airplane the starting configuration is the nominal one, limited to basic airplane form with geometric and inertial symmetry. In the airplane there are deviations relative to nominal configuration, generated by either external stores or asymmetry. Asymmetries can be classified relative to type of load or relative to the mode of generation, being either the form of regular airplane use or result of failure. Digital flight control systems are with adaptive form of controll law structure, therefore, their application is readilly extended to the cases of asymmetric loaded failure modes. There remains the problem of the control of asymetrically loaded airplane possesing classical flight control system. Regarding the flight dynamics, airplane control is possible only with suffitient authrity of flight controls. Basic tasks of thesis are defined as the part of the airplane flight dynamics design procedure with the design goals defined by flying qualities requirements. The first task is to develop the model of airplane flight dynamics that contains all the effects that can be also asymmetrycal as well as the capability to include contributions of external stores. The second is to generate the methodolgy to include the contributions of the external stores into the general model of airplane flight dynamics. The third is to present the procedure of external stores integration onto the airplane on the basis of the airplane longitudinal flying qualities requirements. The final and the most important task is to develop the method to determine, for the asymmetricaly loaded airplane, the flight envelope boundaries on the basis of the flight control authurity limitations. Mathematical model of any dynamic process as the object is determined by its application, subject, so the form and content of the mathematical model of the airplane flight dynamics is defined by the design procedure of the airplane flight control aimed to accomplish that dynamics. The mathematical model of rigid body airplane flight dynamics is presented in the thesis. The generation of the model is based on principles that the scope of the model is limited by the accuracy of input data and not by the model form, that the f model is capable to include all of the effects of external stores and asymmetric loads, and that the model is sufficiently complex and detailed to provide clear insight into the approximations made during the abstractions in transition to partial models. The model can be applied in all phases of the flight dynamics design and with form suitable for software development. Inertial properties are modeled as invariant within the frame of integration of airplane dynamics, changing out of that frame either instantly or very slow. Aerodynamic forces and moments acting on the airplane are determined by Taylor development within the control volume with quasi stationary motion of air, in the form enabling simple introduction of the external stores contributions. The general model of propulsive group acting on the airplane dynamics is presented, without detailed analysis of the propulsor internal dynamics. Integration of the propulsive group effects into the airplane flight dynamics model is given in the form permitting the development propulsion oriented flight control system, aimed to serve as the back-up in the case of the primary system failure. The model of armmament acting on airplane dynamics is given on the similar principles as the propulsive group one, without detailed analysis of the internal dynamics. The form to include external stores contributions to aerodynamic and gravitational loads is presented, as well as one procedure of external stores aerodynamic load contributions calculation.