Одно из наиболее опасных явлений, встречающихся при |
полетах |
в неспокойной атмосфере, — вход самолета в восходящий |
воздуш |
ный поток. |
|
В силу вязкости воздуха на периферии потока образуется пере ходная зона, в которой скорость постепенно увеличивается. На са мой окраине такой зоны, где скорость потока Ды еще мала, в ре
зультате сложения этой скорости с обращенной |
скоростью |
поле |
та — V угол атаки получит малое приращение Аз.~~ |
. При |
этом |
в аэродинамическом фокусе самолета (рис. |
16.1) |
возникает неболь |
шое пропорциональное углу Да приращение |
подъемной |
силы |
ДУ, |
Ь ^ м 2 |
-v |
|
|
|
Gee вмешательство |
|
|
|
|
летчика |
|
|
|
|
Выдерживается
горизонтальный
полет
Рис. |
16.1. Вход самолета в восходящее |
воздушное |
|
течение |
|
под действием |
которого траектория начнет |
отклоняться кверху. |
У устойчивого |
по перегрузке самолета продольный момент АМг |
силы ДУ будет пикирующим. Он вызовет вращение самолета вокруг
оси |
Oz\. И искривление |
траектории кверху, и вращение |
самолета |
на |
пикирование будут |
способствовать восстановлению |
исходного |
угла атаки. Но самолет все глубже входит в переходную зону, ско рость и нарастает и рассмотренный процесс продолжается.
Если переходная зона достаточно широка, а градиент ско рости восходящего потока по направлению полета соответственно мал, то медленное искривление траектории небольшой силой ДУ и
медленный поворот самолета под |
действием |
небольшого |
момен |
та АМ2 примерно |
компенсируют |
увеличение |
скорости и. |
Грубой |
разбалансировки |
самолета нет, |
и |
он с несколько увеличенным |
углом атаки плавно переходит в набор высоты и уменьшает угол тангажа. Естественно, в данном случае летчик может плавным дви
жением |
ручки от себя удержать самолет в |
горизонтальном полете |
(рис. 16.1). |
|
|
Чем |
больше градиент |
тем меньше |
успевает искривиться |
траектория и повернуться самолет за время пролета через переход-
н\'ю зону. При достаточно больших (но вполне реальных) значе- du
ниях - ^ - и скорости полета это время становится столь малым, что уменьшение приращения угла атаки за счет искривления траекто рии и уменьшения утла тангажа становится несущественным. Такой случай называют входом самолета в восходящий порыв или просто восходящим порывом.
Входу самолета в восходящий порыв соответствуют |
приращение |
угла |
атаки |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Л а = - £ - |
|
|
|
|
(16.1) |
и приращение нормальной |
перегрузки |
|
|
|
|
|
Аяу |
= |
у |
2 g " |
= 0,5с; -§- ?HVu. |
|
(16.2) |
Так как безопасное увеличение угла атаки ограничено допусти |
мым |
значением коэффициента |
cv№a, |
а |
угол |
атаки в исходном ре- |
жиме |
горизонтального |
полета |
су |
г . |
„ |
2G |
— , |
то условию |
а=—-— |
= |
У '// |
|
|
|
|
|
|
Су |
|
|
|
безопасности полета |
по выходу |
на околосрывные |
режимы |
|
|
|
с;(* + |
^)<су |
|
Д 0 п |
|
|
|
можно придать вид |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
с |
. ( |
2 |
0 |
|
л.ЛЛ-с |
|
|
|
Решая это уравнение относительно минимально допустимой ско рости полета при наличии вероятности входа в восходящий порыв с вертикальной скоростью и, получаем
V , = |
J L . |
С у ж о п |
+1 + 1 |
(16.3) |
|
|
|
|
йР„ (с у и)
Скорость Vmin тем больше, чем больше вертикальная |
скорость |
порыва, удельная нагрузка |
крыла, производная с; и высота |
полета |
и чем меньше допустимое |
(по сваливанию) значение коэффициен |
та с у д о п подъемной силы.
Максимальная скорость полета в неспокойной атмосфере опре деляется возможностью выхода самолета на эксплуатационную пе регрузку. Из очевидного условия
|
1 + |
Д/гу </г* |
|
с учетом выражения (16.2) |
|
получаем |
|
V |
= |
= |
|
2 4 - ^ - 1 . |
(16.4) |
г m a x |
|
9 — |
|
max |
|
|
|
5 |
|
Если исходным был не горизонтальный полет, а какой-либо ма невр с произвольной перегрузкой пу, в формулу (16.4) вместо еди ницы должна подставляться эта перегрузка.
Максимальная скорость полета в неспокойной атмосфере тем меньше, чем меньше удельная нагрузка крыла, эксплуатационная перегрузка данного самолета и высота полета и чем больше ско рость порыва и производная с*.
Определив скорость и из выражений (16.3) и (16.4) и прирав няв их друг другу, можно найти оптимальную скорость полета в не спокойной атмосфере на заданной высоте:
Поскольку эта скорость обратно пропорциональна |
К р я , ее при |
борное значение от высоты полета не зависит: |
|
|
V t = V |
= - \ / Г ^ 3 1 |
|
П6 5-2) |
Например, для некоторого |
самолета, имеющего |
-^- = |
300-^- , |
пу — 7 и су дО П = 0,9: |
|
о |
М |
|
|
|
^ p o p t = V S k = 1 9 4 м/°=700 км/4- |
|
При входе самолета в восходящий порыв, как и в рассмотрен ном выше случае входа в воздушное течение с широкой переходной зоной, на самолет действуют положительное приращение подъем ной силы и пикирующий продольный момент. Траектория будет искривляться кверху, а угол тангажа уменьшаться. Однако теперь возмущения параметров велики. Самолет приобретает значитель ную угловую скорость, развивается малое продольное возмущенное движение, характер которого определяется собственными динами ческими свойствами самолета. В подавляющем большинстве слу чаев оно будет протекать в форме затухающих колебаний углов атаки и тангажа (рис. 16.2). Синхронно с углом атаки будет коле баться и нормальная перегрузка.
Следует иметь в виду, что в районах большой турбулентности, например вблизи грозовых облаков, летчик, как правило, встре чается не с единичными вертикальными порывами, а со множе ством порывов, среди которых есть и восходящие и нисходящие. Если летчик будет парировать колебания угла атаки и перегрузки энергичными отклонениями ручки управления, то действие рулево го момента может сложиться с действием очередного порыва и уве личить забросы Да и Апу. Поэтому при полете в неспокойной атмо сфере следует активно парировать лишь наиболее сильные забросы перегрузки. В основном же следует примерно зафиксировать ручку управления (при обратимой системе по возможности зажать ее)
в положении, соответствующем балансировке самолета на исходной скорости, и небольшими отклонениями в нужную сторону выдержи вать средний угол тангажа.
При наличии автопилота последний должен быть включен. Если
автопилот имеет |
канал тангажа, |
он будет |
несколько |
замедлять |
сброс перегрузки, |
но зато намного |
сократит |
амплитуду |
колебаний |
по тангажу и практически полностью задемпфирует колебания угла атаки.
Продольные (встречные и попутные) порывы ветра оказывают значительно меньшее влияние на поведение самолета. Действие та ких порывов равносильно соответствующему изменению скорости.
Рис. 16.2. Вход самолета в восходящий порыв
Так, встречный порыв ветра и обусловливает увеличение скорости обтекания крыла, а соответственно и увеличение подъемной силы на величину
AY = cyS г " Y |
' - C y S ^ r - = c y S ^ ( ~ + 2 ^ ) . (16.6-1) |
Поскольку реальные значения отношения -у- для современных
самолетов не превышают нескольких десятых, то первым слагаемым в скобке можно пренебречь. Тогда
AY = c y S ^ - .
Если исходный полет был горизонтальным, то начальное значе ние подъемной силы Y = G. Приращение нормальной перегрузки при входе во встречный порыв
тоже не превышает нескольких десятых. Естественно, что такие пе регрузки неопасны.
Поведение самолета при действии продольного воздушного по рыва определяется его устойчивостью по скорости: устойчивый са-
Рис. 16.3. Вход самолета в бо ковой порыв
молет при входе во встречный порыв отклоняется кверху, а при входе в попутный порыв — книзу, после чего (при невмешательстве летчика) развиваются длиннопериодические колебания утла танга жа, скорости и высоты полета; неустойчивый самолет затягивается в сторону начального отклонения. И в том и в другом случае угол тангажа и скорость изменяются достаточно медленно. Поэтому па рирование отклонений от исходного режима полета не вызывает затруднений.
При входе в боковой воздушный порыв, имеющий скорость и (рис. 16.3), самолет приобретает угол скольже ния
Под действием пропорциональной углу |3 боковой силы Z траектория на чинает отклоняться в сторону, куда дует ветер. Одновременно возникают также пропорциональные углу сколь жения путевой Ми и поперечный Мх моменты. Самолет, если он устойчив в путевом и поперечном отношениях, разворачивается навстречу ветру и кре нится но ветру.
С появлением угловых скоростей щ и шх возникают демпфирующие и спи ральные боковые моменты. Развивает ся боковое возмущенное движение са
молета, которое было подробно рассмотрено в § 9.5. В начальной фазе его характер определяется собственными свойствами самоле-. та в малом боковом движении. Как правило, эта фаза имеет вид быстро затухающих короткопериодических колебаний угла сколь жения и вынужденных, обусловленных периодическими изменения ми угла скольжения, колебаний по крену.
Если летчик не вмешивается в поведение самолета, то первая фаза бокового возмущенного движения закончится при отклонении
самолета |
по курсу |
в сторону, куда |
дует |
ветер. Скольжение самоле |
та |
будет |
устранено (рис. 16.3, график) |
при остаточном |
угле крена |
по |
ветру. |
|
|
|
|
|
|
Рациональное |
вмешательство |
летчика в поведение |
самолета в |
процессе начальной фазы бокового движения возможно лишь при достаточно большом периоде колебаний. Оно должно в основном сводиться к демпфированию угловой скорости щ, что достигается мягкими отклонениями педалей против разворота, и устранению крена.
Если летчик ограничивается только отклонениями педалей, он может подавить движение рыскания и устранить скольжение на первой же полуволне. Однако, поскольку самолет все это время
