Определяющая роль принадлежит коэффициенту подъемной силы Cy в силу его зависимости не только от α, но и от χ, M, β, ω, где χ – угол стреловидности крыла. В итоге мы можем констатировать, что законы образования аэродинамических сил и моментов в статике плоского движения и динамике пространственного движения изменяются. В этой ситуации информация об α для формирования управления, в том числе ограничения критических состояний, не имеет смысла. Здесь необходимо использовать информацию о величине Cy(·).
Рассмотрим функции Cy(·) на качественном уровне. На рис. 1.17 приведены функции Cу(α) для стреловидного крыла (2), прямого (1) и соответствующие этим функциям критические значения угла атаки αкр крыла.
Рис. 1.17
Пусть возникла угловая скорость ωх относительно оси ОХ (продольной), что обусловливает изменение угла атаки α. Угол атаки, измеряемый флюгариком αф, остается неизменным. Величина Cу(z) получит приращение
ΔCу(z) = ΔCу(Δα(z,ωx)).
Пусть ωx увеличивается. При этом увеличивается Cу(z), и при достижении Cукр в сечении z угол атаки достигает критического значения αкр. При этом αф остается неизменным, что обусловливает необходимость введения зависимости αкр = αкр(αф,ωх). Если мы будем рассматривать Cу(z,α), где α – угол атаки в сечении z по размаху крыла, когда ωx ≠ 0, β = 0, то получим:
Cу(z,α) = Cу(αф) + ΔCу(z,ωх,β).
При этом
Изменение критического угла атаки самолета при полете с ωx ≠ 0 приведено на рис. 1.18. При этом зависимость Cу(α) преобразуется в Cу(α,ωх), и тогда αкр = αкр(ωх); Cу кр = Cу кр(α,ωх), когда
Рис. 1.18
Эти различия обусловлены методами измерения угла атаки, т. е. методами съема информации. При этом на рис. 1.18 представлены зависимости Cу от угла атаки αф, измеренного флюгариком в невозмущенном потоке воздуха.
Пусть самолет совершает полет при α < αкр и ωx = 0. Угол атаки α измеряется флюгариком αф в невозмущенном потоке воздуха αнв = αф. Рассмотрим сечение крыла на расстоянии z от оси симметрии. В рассматриваемой ситуации Су = Су(z) = Су(α(z)).
Если мы хотим строить алгоритм вычисления