Особенности новой физической модели самолета
В физической модели самолета были внесены следующие добавления:
- Динамика самолета всегда рассчитывается на основе одних и тех же общих уравнений физики, описывающих поступательное и вращательное движение твердого тела под воздействием внешних сил и моментов, вне зависимости от природы их возникновения.
- Центр тяжести самолета может изменять свое положение в скоростной системе координат.
- При расчете аэродинамических характеристик (АДХ) самолет представляется как совокупность элементов планера (фюзеляж, консоли крыла, стабилизатора и т.п.), для которых производится раздельный расчет АДХ во всем диапазоне местных углов атаки и скольжения (в т.ч. и закритическом), местных скоростных напоров и чисел Маха, с учетом отклоненения и степени разрушения органов управления и отдельных элементов планера.
- Реактивный двигатель представляется как сложный комплекс моделей основных элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и стартер-генератора.
При пилотировании самолета новая физическая модель проявляется следующим образом:
- Переход между режимами полета происходит более плавно без резкого изменения угловых скоростей вращения самолета и пространственного положения (например, при сходе с "Колокола", или при посадке с углом крена, на одну из опор шасси).
- Естественным образом учитывается гироскопический эффект при вращении самолета.
- Учитывается несимметричное действие на самолет внешних сил (таких как "разнотяг" двигателей и т.п.), а также действие внешних сил, проходящих не через центр массы самолета (например: сила тяги двигателей, сила сопротивления тормозного парашюта при его выпуске ). Такие силы корректно обрабатываются на любых этапах полета и вызывают адекватный вращательный момент.
- Учитывается сила отдачи при стрельбе из пушки.
- Имеется понятие продольной и поперечной центровки, которая может изменяться в зависимости от заправки самолета топливом, подвески грузов на пилонах.
- Естественным образом учитывается несимметричная подвеска грузов на пилонах, правильно влияющая на характеристики поперечного управления (в зависимости от скорости полета, нормальной перегрузки и пр.).
- Корректно моделируется аэродинамика самолета во всем диапазоне углов атаки и скольжения. Особенно это заметно при выполнении режимов "Колокол" со скольжением на хвост, опрокидыванием на спину, поворотом через крыло и пр.
- Эффективность поперечного и бокового управления, а также степень боковой и поперечной статической устойчивости зависят от угла атаки, продольной и поперечной центровки.
- Естественным образом учитывается режим авторотации крыла при вращении по крену на больших углах атаки.
- Естественным образом учитывается кинематическое, аэродинамическое и инерционное взаимодействие продольного, поперечного и бокового каналов (движение рыскания при выполнении вращений по крену, движение крена при даче педалей и пр.).
- Наличие угла скольжения обусловлено управляющим воздействием летчика и пространственным положением самолета.
- В случае разрушения элементов планера движение самолета получается естественным образом, методом исключения из аэродинамического расчета разрушенного элемента целиком, или частично.
- Модель обеспечивает реалистичный характер сваливания (покачивание с крыла на крыло с одновременными колебаниями по курсу).
- Реализован различный характер аэродинамической тряски в зависимости от режима полета: при превышении максимально допустимого угла атаки, числа Маха и пр.
- Сила тяги двигателя на режиме "Малый газ"(МГ) соответствует реальной.
- Обороты МГ зависят от режима полета: высоты и числа Маха, а также от атмосферных условий: давления и температуры.
- Моделируется кратковременный заброс оборотов при приемистости.
- Время приемистости и дросселирования двигателя, а также его управляемость (запаздывание реакции на РУД) зависят от оборотов.
- Значение температуры газов за турбиной сложным образом зависит от режима работы двигателя, режима полета и атмосферных условий.
- Удельный расход топлива нелинейно зависит от режима работы двигателя и режима полета.
- Корректно моделируется динамика параметров работы двигателя (оборотов и температуры газов) в процессе запуска и остановки. Реализован режим авторотации двигателя от набегающего потока, "зависания" оборотов (при продолжающемся росте температуры) в случае неудачного запуска при неправильном положении РУД на ранних стадиях запуска, а также "встречный" запуск и автоматический запуск в воздухе.
- Каждая гидросистема (левая и правая) питает свою группу потребителей гидравлической энергии (шасси, бустеры элеронов, закрылки, носки крыла, переставной стабилизатор, управление передним колесом(ПК), тормозные системы и т.п.).
- Давление в левой и правой гидросистеме зависит от баланса производительности гидронасосов и расхода гидрожидкости потребителями гидравлической энергии (бустеры, силовые приводы и т.п.). При этом, производительность гидронасосов зависит от оборотов левого и правого двигателя соответственно, а расход гидрожидкости потребителями - зависит от интенсивности их работы.
- Моделируется как полный, так и частичный отказ силовых приводов при падении давления в соответствующей гидросистеме.
- Модель триммера тангажа и рыскания и модель механизма триммерного эффекта крена реализованы с различной логикой. В частности, положение триммера тангажа не влияет на положение РУС на околонулевых скоростях полета/руления. Работоспособность триммеров и МТЭ зависит от наличия электропитания в бортовой сети самолета.
- При падении давления в левой ГС, поперечная управляемость самолета ухудшается с ростом приборной скорости полета. Продольная и боковая управляемость самолета не зависят от давления в ГС.
- Скорость выпуска и уборки механизации крыла и переставки (переставной стабилизатор, изменяющий свой угол установки помимо отклонения руля высоты) стабилизатора зависит от давления в ГС.
- Выпуск механизации крыла в положение более маневренной конфигурации (МК) на больших приборных скоростях полета приводит сначала к частичному, а затем и к полному заклиниванию силовых приводов, влечет за собой повреждение трубопроводов ГС, утечку гидрожидкости и падение давления в ГС.
- Выпуск шасси на больших приборных скоростях полета приводит сначала к частичному, а затем и к полному заклиниванию силовых приводов, влечет за собой повреждение трубопроводов ГС, утечку гидрожидкости и падение давления в ГС.
|
