гистерезис

Рис. 1. Зависимость c_y от α при прямом и обратном изменениях α при различных значениях Re.

гистере́зис (от греч. hystérēsis — 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  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 c_y (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 ( = 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 рис. 1 приведены результаты испытаний крыла с удлинением λ = 5,0 в аэродинамической трубе. В области критических углов атаки происходит резкое уменьшение c_y. При Re = l·10⁶ Г. отсутствует; при Re > 2·10⁶ отчётливо видна гистерезисная петля, причём расхождение значений c_y 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 α₁^*, соответствующих отрыву потока или началу разрушения устойчивой вихревой структуры над несущей поверхностью (см. Крыла теория) при стационарном обтекании (рис. 2). При этом с ростом скорости тангажа ω_z, и увеличением заброса угла атаки α_забр при α_забр > α_отр или α₁^* 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 аппарата и может явиться причиной его автоколебаний. Допустимые размеры Г. определяются требованиями к точности пилотирования летательного аппарата.

Ю. Г. Живов, Г. И. Столяров.

Рис. 2. Экспериментальные зависимости c_y и аэродинамического коэффициента момента тангажа m_z, и приведённой скорости тангажа от α для колеблющегося крыла.