Akademik

Гистерезис

Гистерезис: (от греческого hysteresis — отставание, запаздывание)
1) Г. в аэродинамике — неоднозначность структуры поля течения и, следовательно, аэродинамических характеристик обтекаемого тела при одних и тех же значениях кинематических параметров, но при различных направлениях их изменения (например, при увеличении или уменьшении угла атаки (α), Маха числа). Г. проявляется в большей или меньшей степени в зависимости от Рейнольдса числа Re, формы профиля крыла, его относительной толщины (с)и т. п. и связан в основном с неоднозначностью структуры обтекающего потока при равных значениях, но разных направлениях изменения параметра — увеличения (прямой ход) или уменьшения (обратный ход).
Впервые аэродинамический Г. описан в 1931 английским исследователем Э. М. Джейкобсом (Jacobs) при анализе экспериментальной зависимости коэффициента подъёмной силы cy (см. Аэродинамические коэффициенты) профиля от угла атаки. Дальнейшие экспериментальные исследования показали, что при ламинарном обтекании крыла большого удлинения ((λ≥)5,0) гистерезисные петли могут возникать при сравнительно малых значениях Re(≤)0,22*106. Это особенно заметно у толстых крыльев ((c) = 18—24%), у которых наблюдается срыв потока с носовой части. Диапазон значении (α), соответствующий неоднозначной структуре обтекания крыла, расширяется с увеличением относительной толщины профиля. При значениях Re > 0,8*106 такой тип отрыва потока исчезает в связи с переходом ламинарного течения в турбулентное. На приведены результаты испытаний крыла с удлинением (λ) = 5,0 в аэродинамической трубе. В области критических углов атаки происходит резкое уменьшение cy. При Re = l*106 Г. отсутствует; при Re > 2*106 отчётливо видна гистерезисная петля, причём расхождение значений cy при заданном α при прямом и обратном ходах увеличивается с увеличением значения Re.
При неустановившемся движении летательного аппарата в зависимости от аэродинамических сил и моментов проявляется так называемый динамический Г. Например, такой Г. имеет место при колебаниях угла атаки профиля (или крыла) около значений (α)отр или (α)1, соответствующих отрыву потока или началу разрушения устойчивой вихревой структуры над несущей поверхностью (см. Крыла теория) при стационарном обтекании. При этом с ростом скорости тангажа (ω)z, и увеличением заброса угла атаки (α)забр при (α)забр > (α)отр или (α)1 происходит существенное расширение гистерезисных петель в зависимостях интегральных аэродинамических характеристик от угла атаки. Это связано со смещением на большие углы атаки режима безотрывного обтекания при положительном значении (ω)z, а также с видоизменением отрывного течения на профиле или крыле большого удлинения и трансформацией вихревой структуры для треугольного крыла или крыла с наплывом на больших углах атаки при неустановившемся движении.
2) Г. в системе управления — неоднозначность зависимости выходного перемещения системы управления от входного сигнала при его медленном изменении в прямом и обратном направлениях. Обычными причинами Г. являются люфты, трение и упругие деформации в элементах системы управления, зоны нечувствительности в рулевых машинках и рулевых приводах. Г., как правило, приводит к ухудшению характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарат и может явиться причиной его автоколебаний. Допустимые размеры Г. определяются требованиями к точности пилотирования летательного аппарата.