Производные устойчивости - Stability derivatives

Производная устойчивости. Это пример общепринятого сокращенного обозначения производных стабильности. "M" указывает, что это мера качка момент меняется. В ${displaystyle alpha }$ указывает, что изменения происходят в ответ на изменения в угол атаки. Эта производная стабильности произносится как «см-эм-альфа». Это один из критериев того, насколько сильно самолет хочет лететь «носом первым», что, несомненно, очень важно.

Производные устойчивости, а также контрольные деривативы, являются мерой того, как определенные силы и моменты в самолете изменяются вместе с другими параметрами, связанными с изменением устойчивости (такие параметры, как скорость полета, высота, угол атаки, так далее.). Для определенных условий полета с «триммером» происходят изменения и колебания этих параметров. Уравнения движения используются для анализа этих изменений и колебаний. Производные устойчивости и управления используются для линеаризации (упрощения) этих уравнений движения, чтобы было легче проанализировать устойчивость транспортного средства.

Производные устойчивости и управляемости меняются при изменении условий полета. Набор производных устойчивости и управления при их изменении в диапазоне условий полета называется аэромодель. Модели Aero используются в технике авиасимуляторы для анализа стабильности, а также на авиасимуляторах в реальном времени для тренировок и развлечений.

Стабильность производная vs. контроль производная

Стабильность производные и контроль производные связаны, потому что они оба являются мерой сил и моментов в транспортном средстве при изменении других параметров. Часто эти слова используются вместе и сокращаются в термине «производные финансовые инструменты S&C». Они отличаются тем, что производные по устойчивости измеряют влияние изменений условий полета, а производные управления измеряют влияние изменений положения руля:

Стабильность производная

измеряет, сколько изменений происходит в сила или же момент воздействуя на автомобиль, когда есть небольшое изменение в параметр условий полета Такие как угол атаки, воздушная скорость, высота и т. д. (такие параметры называются «состояниями».)

Контроль производная

измеряет, насколько сильно изменяется сила или момент, действующий на автомобиль, когда есть небольшое изменение прогиб руля такие как элероны, руль высоты и руль направления.

Использует

Линеаризация (упрощение) анализа устойчивости

Производные устойчивости и управляемости меняются при изменении условий полета. То есть силы и моменты на транспортном средстве редко бывают простыми (линейными) функциями его состояний. Из-за этого трудно анализировать динамику атмосферных летательных аппаратов. Ниже приведены два метода, используемых для решения этой проблемы.

Небольшие колебания относительно устойчивых условий полета

Один из способов упростить анализ - рассматривать только небольшие колебания относительно устойчивых условий полета. Набор условий полета (таких как высота, скорость полета, угол атаки) называется условиями «триммирования», когда они устойчивы и не меняются. Когда условия полета стабильны, производные устойчивости и управления постоянны и их легче анализировать математически. Затем анализ для одного набора условий полета применяется к ряду различных условий полета.

Применение в симуляторах для анализа устойчивости

В имитаторе полета можно «искать» новые значения для производных устойчивости и управления при изменении условий. Таким образом, «линейное приближение» не так велико, и стабильность можно оценить в маневрах, охватывающих более широкий диапазон условий полета. Симуляторы полета, используемые для подобного анализа, называются «инженерными симуляторами». Набор значений для производных устойчивости и управления (при их изменении в различных условиях полета) называется аэромодель.

Использование в авиасимуляторах

Помимо инженерных тренажеров, в авиасимуляторы в реальном времени для домашнего использования и профессиональной летной подготовки.

Названия осей автомобилей

Воздушные транспортные средства используют систему координат осей, чтобы помочь назвать важные параметры, используемые при анализе устойчивости. Все оси проходят через центр гравитации (называется «CG»):

• Ось «X» или «x» проходит сзади наперед вдоль тела, называемая Ось вращения.
• Ось «Y» или «y» проходит слева направо вдоль крыла и называется Ось шага.
• "Z" или "z" проходит сверху вниз, называя Ось рыскания.

В зависимости от ситуации используются два немного разных выравнивания этих осей: «оси, закрепленные на теле», и «оси устойчивости».

Оси, закрепленные на теле

Оси, закрепленные за телом, или «оси тела», определяются и фиксируются относительно кузова транспортного средства:^[1]

• Ось X тела выровнена вдоль кузова транспортного средства и обычно положительна по отношению к нормальному направлению движения.
• Ось корпуса Y расположена под прямым углом к ​​оси корпуса x и ориентирована вдоль крыльев транспортного средства. Если крыльев нет (как у ракеты), полезно определить «горизонтальное» направление. Ось Y кузова обычно принимается положительно с правой стороны транспортного средства.
• Ось Z корпуса перпендикулярна плоскости крыла-корпуса (XY) и обычно направлена ​​вниз.

Оси устойчивости

Самолеты (обычно не ракеты) работают с номинально постоянной "балансировкой". угол атаки. Угол носа (ось X) не совпадает с направлением набегающего воздуха. Разница в этих направлениях является то угол атаки. Таким образом, для многих целей параметры определяются в терминах слегка измененной системы осей, называемой «осями устойчивости». Система осей устойчивости используется для выравнивания оси X с направлением набегающего потока. По сути, система оси корпуса вращается вокруг оси Y за счет дифферента. угол атаки а потом «заново закрепил» на корпусе самолета:^[1]

• Ось устойчивости X ориентирована по направлению набегающего воздуха в устойчивый полет. (Он проецируется в плоскость, образованную осями X и Z тела, если есть скольжение ).
• Ось устойчивости Y - это одно и тоже как ось Y, фиксированная к телу.
• Ось устойчивости Z перпендикулярна плоскости, образованной осью устойчивости X и осью Y тело ось.

Названия сил, моментов и скоростей

Силы и скорости по каждой из осей

Силы, действующие на автомобиль по осям кузова, называются «силами оси тела»:

• X или F_Икс, используется для обозначения сил, действующих на транспортное средство по оси X
• Y или F_Y, используется для обозначения сил, действующих на транспортное средство по оси Y
• Z или F_Z, используется для обозначения сил, действующих на транспортное средство по оси Z
• u (нижний регистр) используется для скорости набегающего потока по оси X тела
• v (нижний регистр) используется для обозначения скорости набегающего потока по оси Y тела.
• w (строчные буквы) используется для обозначения скорости набегающего потока по оси Z тела.

Полезно думать об этих скоростях как о проекциях относительного вектора ветра на три оси тела, а не как о поступательном движении транспортного средства относительно жидкости. Поскольку корпус вращается относительно направления относительный ветер, эти компоненты изменяются, даже если нет чистого изменения в скорость.

Моменты и угловые скорости вокруг каждой из осей

• L используется для обозначения "прокатка момент », который находится вокруг оси X. Будет ли он вокруг оси тела X или оси устойчивости X, зависит от контекста (например, нижнего индекса).
• M используется для обозначения имени "качка момент », который находится вокруг оси Y.
• N используется для обозначения имени "рыскание момент », который находится вокруг оси Z. Будет ли он вокруг оси тела Z или оси устойчивости Z, зависит от контекста (например, нижнего индекса).
• «P» или «p» используются для угловой скорости относительно оси X («Скорость крена вокруг оси крена»). Находится ли он вокруг оси тела X или оси устойчивости X, зависит от контекста (например, нижнего индекса).
• «Q» или «q» используются для угловой скорости относительно оси Y («Скорость тангажа вокруг оси тангажа»).
• «R» или «r» используются для угловой скорости вокруг оси Z («скорость рыскания вокруг оси рыскания»). Находится ли он вокруг оси тела Z или оси устойчивости Z, зависит от контекста (например, нижнего индекса).

Уравнения движения

Использование производных устойчивости наиболее удобно продемонстрировать с ракетами или ракетными конфигурациями, потому что они демонстрируют большую симметрию, чем самолеты, и, соответственно, уравнения движения проще. Если предполагается, что транспортное средство управляется по крену, движения по тангажу и рысканью можно рассматривать отдельно. Обычно учитывается плоскость рыскания, поэтому необходимо учитывать только двухмерное движение. Кроме того, предполагается, что тяга равна сопротивлению, и продольным уравнением движения можно пренебречь.

.

Тело ориентировано под углом ${displaystyle psi }$ (psi) относительно инерциальных осей. Тело ориентировано под углом ${displaystyle eta }$ (бета) относительно вектора скорости, так что компоненты скорости по осям тела равны:

${displaystyle u=Ucos eta }$

${displaystyle v=Usin eta }$

куда ${displaystyle U}$ это скорость.

Аэродинамические силы создаются относительно осей тела, которое не является инерциальной системой отсчета. Для расчета движения силы должны быть отнесены к инерционным осям. Это требует, чтобы компоненты скорости тела были разрешены через курсовой угол. ${displaystyle (eta )}$ в инерциальные оси.

Преобразование в фиксированные (инерционные) оси:

${displaystyle u_{f}=Ucos(eta )cos(psi )-Usin(eta )sin(psi )=Ucos(eta +psi )}$

${displaystyle v_{f}=Usin(eta )cos(psi )+Ucos(eta )sin(psi )=Usin(eta +psi )}$

Ускорение относительно инерциальных осей находится путем дифференцирования этих составляющих скорости по времени:

${displaystyle {frac {du_{f}}{dt}}={frac {dU}{dt}}cos(eta +psi )-U{frac {d(eta +psi )}{dt}}sin(eta +psi )}$

${displaystyle {frac {dv_{f}}{dt}}={frac {dU}{dt}}sin(eta +psi )+U{frac {d(eta +psi )}{dt}}cos(eta +psi )}$

Из Второй закон Ньютона, это равно действующей силе, деленной на масса. Теперь силы возникают из давление распределение по телу, и, следовательно, генерируются по осям тела, а не по инерционным осям, поэтому телесные силы должны быть разрешены как инерционные оси, поскольку Второй закон Ньютона не применим в его простейшей форме к ускоряющейся системе отсчета.

Разрешение сил тела:

${displaystyle X_{f}=Xcos(psi )-Ysin(psi )}$

${displaystyle Y_{f}=Ycos(psi )+Xsin(psi )}$

Второй закон Ньютона, предполагающий постоянную массу:

${displaystyle X_{f}=m{frac {du_{f}}{dt}}}$

${displaystyle Y_{f}=m{frac {dv_{f}}{dt}}}$

куда м - масса. Приравнивая инерционные значения ускорения и силы и разлагая обратно на оси тела, получаем уравнения движения:

${displaystyle X=m{frac {dU}{dt}}cos(eta )-mU{frac {d(eta +psi )}{dt}}sin(eta )}$

${displaystyle Y=m{frac {dU}{dt}}sin(eta )+mU{frac {d(eta +psi )}{dt}}cos(eta )}$

Скольжение, ${displaystyle eta }$, это небольшое количество, поэтому возмущение уравнения движения становятся:

${displaystyle X=m{frac {dU}{dt}}}$

${displaystyle Y=mU{frac {d(eta +psi )}{dt}}}$

Первый напоминает обычное выражение Второго закона Ньютона, а второй - по сути центробежное ускорение.Уравнение движения, определяющее вращение тела, выводится из производной по времени от угловой момент:

${displaystyle N=C{frac {d^{2}psi }{dt^{2}}}}$

где C - момент инерции относительно оси рыскания. Предполагая, что скорость постоянна, есть только две переменные состояния; ${displaystyle eta }$ и ${displaystyle {frac {dpsi }{dt}}}$, который будет более компактно записан как скорость рыскания r. Существует одна сила и один момент, которые для данного условия полета будут функциями каждого ${displaystyle eta }$, r и их производные по времени. Для типичных конфигураций ракет силы и моменты в краткосрочной перспективе зависят от ${displaystyle eta }$ и r. Силы можно выразить в виде:

${displaystyle Y=Y_{0}+{frac {partial Y}{partial eta }}eta +{frac {partial Y}{partial r}}r}$

куда ${displaystyle Y_{0}}$ сила, соответствующая равновесие состояние (обычно называемое подрезать ), стабильность которого исследуется. Обычно используется сокращение:

${displaystyle {frac {partial Y}{partial eta }}=Y_{eta }}$

В частная производная ${displaystyle {frac {partial Y}{partial eta }}}$ и все аналогичные члены, характеризующие приращения сил и моментов из-за приращений в переменных состояния, называются производными устойчивости. Обычно ${displaystyle {frac {partial Y}{partial r}}}$ несущественна для ракетных конфигураций, поэтому уравнения движения сводятся к:

${displaystyle {frac {deta }{dt}}={frac {Y_{eta }}{mU}}eta -r}$

${displaystyle {frac {dr}{dt}}={frac {N_{eta }}{C}}eta +{frac {N_{r}}{C}}r}$

Вклады в производные по стабильности

Каждая производная устойчивости определяется положением, размером, формой и ориентацией компонентов ракеты. В самолетах курсовая устойчивость определяет такие особенности, как двугранный основных плоскостей, размер плавника и площадь хвостовой оперение, но большое количество задействованных важных производных стабильности исключает подробное обсуждение в этой статье. Ракета характеризуется только тремя производными устойчивости, и, следовательно, дает полезное введение в более сложную динамику самолета.

Эта диаграмма показывает поднимать перпендикулярно продольной оси корпуса. В большинстве случаев подъемник располагается перпендикулярно набегающему потоку. То есть перпендикулярно продольной стабильность ось.

Рассмотрим сначала ${displaystyle Y_{eta }}$, тело в угол атаки ${displaystyle eta }$ создает подъемную силу в направлении, противоположном движению тела. По этой причине ${displaystyle Y_{eta }}$ всегда отрицательно.

Эта диаграмма показывает поднимать перпендикулярно продольной оси корпуса. В большинстве случаев подъемник располагается перпендикулярно набегающему потоку. То есть перпендикулярно продольной стабильность ось.

При малых углах атаки подъемная сила создается в основном крыльями, плавниками и носовой частью корпуса. Общий лифт действует на расстоянии ${displaystyle x_{cp}}$ впереди центр тяжести (на рисунке имеет отрицательное значение), это, говоря ракетным языком, центр давления. Если подъемная сила действует впереди центра тяжести, момент рыскания будет отрицательным и будет иметь тенденцию увеличивать угол атаки, увеличивая как подъемную силу, так и момент. Из этого следует, что для обеспечения статической устойчивости центр давления должен располагаться позади центра тяжести. ${displaystyle x_{cp}}$ это статическая маржа и должен быть отрицательным для продольная статическая устойчивость. В качестве альтернативы положительный угол атаки должен создавать положительный момент рыскания на статически устойчивой ракете, т.е. ${displaystyle N_{eta }}$ должен быть положительным. Обычной практикой является проектирование маневренных ракет с почти нулевым статическим запасом (т.е. нейтральной статической устойчивостью).

Потребность в позитиве ${displaystyle N_{eta }}$ объясняет, почему у стрел и дротиков есть полеты, а у неуправляемых ракет - плавники.

.

Эффект угловой скорости заключается в основном в уменьшении подъемной силы носа и увеличении подъемной силы хвостовой части, которые в некотором смысле препятствуют вращению. ${displaystyle N_{r}}$ поэтому всегда отрицательно. Крыло вносит свой вклад, но поскольку ракеты, как правило, имеют небольшой статический запас (обычно менее калибр ), обычно это мало. Кроме того, вклад плавников больше, чем у носа, поэтому возникает чистая сила. ${displaystyle Y_{r}}$, но обычно это несущественно по сравнению с ${displaystyle Y_{eta }}$ и обычно игнорируется.

Ответ

Манипулирование уравнениями движения приводит к однородному линейному дифференциальному уравнению второго порядка по углу атаки. ${displaystyle eta }$:

${displaystyle {frac {d^{2}eta }{dt^{2}}}-left({frac {Y_{eta }}{mU}}+{frac {N_{r}}{C}}ight){frac {deta }{dt}}+left({frac {N_{eta }}{C}}+{frac {Y_{eta }}{mU}}{frac {N_{r}}{C}}ight)eta =0}$

Качественное поведение этого уравнения рассмотрено в статье на курсовая устойчивость. С ${displaystyle Y_{eta }}$ и ${displaystyle N_{r}}$ оба отрицательны, демпфирование положительный. Жесткость зависит не только от члена статической устойчивости. ${displaystyle N_{eta }}$, он также содержит член, который эффективно определяет угол атаки из-за вращения тела. Расстояние от центра подъемной силы до центра тяжести, включая этот термин, называется запас маневра. Для стабильности он должен быть отрицательным.

Это затухающее колебание угла атаки и скорости рыскания после возмущения называется режимом «флюгера», после тенденции флюгер указывать на ветер.

Комментарии

Переменные состояния были выбраны как угол атаки. ${displaystyle eta }$ и скорость рыскания r, и исключили возмущение скорости u вместе с соответствующими производными, например ${displaystyle Y_{u}}$. Это может показаться произвольным. Однако, поскольку временной масштаб изменения скорости намного больше, чем временной масштаб изменения угла атаки, его влияние незначительно с точки зрения курсовой устойчивости транспортного средства. Точно так же игнорировалось влияние крена на рыскание, потому что ракеты обычно имеют низкую соотношение сторон конфигурации и инерция крена намного меньше, чем инерция рыскания, следовательно, ожидается, что петля крена будет намного быстрее, чем реакция рыскания, и игнорируется. Эти упрощения задачи, основанные на априори знания, представляют собой инженерный подход. Математики предпочитают делать задачу как можно более общей и упрощать ее только в конце анализа, если вообще упрощают.

Динамика самолета более сложна, чем динамика ракеты, главным образом потому, что упрощения, такие как разделение быстрых и медленных режимов, а также сходство между движениями по тангажу и рысканью, не очевидны из уравнений движения и, следовательно, откладываются до поздней стадии. Анализ. Дозвуковой транспортный самолет имеет конфигурации с высоким удлинением, поэтому рыскание и крен нельзя рассматривать как разъединенные. Однако это всего лишь вопрос степени; основные идеи, необходимые для понимания динамики самолета, включены в этот более простой анализ движения ракеты.

Контрольные производные

Отклонение поверхностей управления изменяет распределение давления по транспортному средству, и с этим справляются путем включения возмущений сил и моментов из-за отклонения управления. Прогиб плавника обычно обозначается ${displaystyle zeta }$ (дзета). Включая эти члены, уравнения движения становятся:

${displaystyle {frac {deta }{dt}}={frac {Y_{eta }}{mU}}eta -r+{frac {Y_{zeta }}{mU}}zeta }$

${displaystyle {frac {dr}{dt}}={frac {N_{eta }}{C}}eta +{frac {N_{r}}{C}}r+{frac {N_{zeta }}{C}}zeta }$

Включение управляющих производных позволяет изучить реакцию транспортного средства и уравнения движения, используемые для проектирования автопилота.

Примеры

• C_{L${displaystyle eta }$}, называется двугранный эффект, является производной устойчивости, которая измеряет изменения в момент качения в качестве Угол скольжения изменения. "L" указывает прокатка момент и ${displaystyle eta }$ указывает угол скольжения.

Смотрите также

• Продольная статическая устойчивость
• Нейтральная точка
• Аэродинамический центр
• Динамика полета
• Направленная устойчивость

Рекомендации

1. Роскам, январь (1979). «4». Динамика полета самолета и автоматическое управление полетом. 1. Оттава, Канзас: Роскам авиационная и инженерная корпорация. п. 113.Номер карточки в каталоге Библиотеки Конгресса: 78-31382

• Бабистер А В: Динамическая устойчивость и реакция самолета. Еще 1980, ISBN  0-08-024768-7
• Фридланд Б: Проектирование системы управления. Книжная компания McGraw-Hill 1987. ISBN  0-07-100420-3
• Роскам Ян: Динамика полета самолета и автоматическое управление полетом. Роскам авиационно-инженерная корпорация, 1979 г. Второй выпуск, 1982 г. Номер карточки каталога Библиотеки Конгресса: 78-31382.