Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

сваливание самолета на крыло. Повышение перегрузки приводит не только к росту самой скорости сваливания, но и к увеличению действующих на самолет моментов. Поэтому чем больше пере­ грузка, тем энергичнее происходит сваливание и интенсивнее воз­

ливается влияние скольжения и отклонений рулевых поверхностей на движение самолета. В таких случаях самолет либо сразу энер­ гично сваливается на крыло и входит в штопор в сторону откло­ нения педалей, либо, если из-за большого крена в сторону разво­ рота первоначально возникает внутреннее скольжение, делает один энергичный бросок по крену против скольжения, после чего переходит в штопор в сторону отклонения руля направления.

Если сваливание происходит в прямолинейном полете или на маневре с небольшой (близкой к единице) перегрузкой, то его развитие можно прекратить. Для этого необходимо соразмерным отклонением ручки (штурвала) управления от себя перевести са­ молет на меньшие углы атаки и зафиксировать его на нисходящей траектории для увеличения скорости. Одновременно отклонением педалей против разворота следует устранить внешнее скольжение. На самолетах, для которых на околокритических углах атаки ха­ рактерны короткопериодические боковые колебания и повышенная реакция по крену на отклонение руля направления, педали сле­ дует зафиксировать в нейтральном положении.' Если указанные действия не выполнены или выполнены нечетко и поздно, самолет входит в штопор.

Начальный период штопора имеет ряд специфических особен­ ностей, обусловленных прежде всего наличием значительной гори­ зонтальной составляющей скорости. Даже в прямолинейном по­ лете индикаторная скорость сваливания современных самолетов, как правило, превышает 200 км/ч. Истинная скорость в зависи­ мости от высоты полета будет еще больше.

В процессе сваливания нарушается равновесие самолета отно­ сительно всех осей. Однако наибольшим из всех неуравновешен­ ных моментов является поперечный момент, в то время как попе­ речный момент инерции, наоборот, во много раз меньше других моментов инерции. Поэтому при сваливании самолет сравнительно быстро приобретает угловую скорость ых- Вместе с самолетом во­ круг продольной оси поворачивается и подъемная сила. Действуя

траектория под действием толь"ко силы веса. В результате траек­ тория начального участка штопора приблизительно имеет вид спи­ рали, навитой вокруг нисходящей параболы (рис. 10.8).

При вращении самолета вокруг оси Охх проявляется кинемати­ ческое взаимодействие продольного и бокового движений. К концу

327

первой четверти витка угол атаки заметно уменьшается и самолет приобретает внутреннее скольжение, угол которого дополнительно увеличивается под действием силы веса. Даже.при полном откло­ нении педалей по штопору скольжение здесь, как правило, остает­ ся внутренним. В конце второй четверти витка угол атаки может стать даже отрицательным, а скольжение обусловлено только отклонением руля направления. В третьей четверти витка угол атаки снова увеличивается, а скольжение становится внешним. К концу витка самолет примерно восстанавливает исходное поло­ жение относительно траектории.

Рис. 10.8. Начальный участок штопора

Циклическое изменение углов атаки и скольжения в процессе витка приводит к колебаниям и других кинематических параме­ тров. Так, появление внутреннего скольжения в первой четверти

вращение и сваливается в другую сторону, после чего картина повторяется. Такой режим неустойчивого штопора, когда самолет попеременно выполняет по 0,5—0,75 витка в разные стороны, называют «падение листом». При неустойчивом штопоре вывод из него обычно надежно обеспечивается постановкой рулей в ней­ тральное положение.

Усовременных самолетов, имеющих большие удельные на­

ка и более. Поэтому вывод из штопора обычно производится на этом участке.

При сваливании с криволинейной траектории на повышенной скорости входной участок еще больше растянут. Отклонение оси спирали вниз сначала происходит весьма медленно. Поскольку

328

эффективность рулей здесь повышена, при их фиксации в поло­ жении «по штопору» первые витки выполняются энергично, без заметных колебаний параметров.

§ 10.4. Взаимодействие продольного и бокового движений на малых углах атаки. «Инерционное» вращение самолета

Взаимодействие продольного и бокового движений проявляется во всех случаях, когда имеет место одновременный поворот само­

У сверхзвуковых самолетов момент инерции Jz во много раз боль­

заброс угла скольжения может быть большим. Ситуация разви­ вается настолько быстро и неожиданно, что, как правило, летчик не успевает парировать образование скольжения отклонением пе­ далей вправо. Более того, при отсутствии необратимого гидро­ усилителя в системе ножного управления под действием шарнир­ ного момента может произойти увод педалей влево, что способст­ вует увеличению правого скольжения. Если статическая попереч­ ная устойчивость самолета достаточно велика, то с образованием

329

правого скольжения, несмотря на отклонение элеронов вправо, са­ молет может энергично перейти в левый крен.

При достаточно больших значениях угловых скоростей инер­ ционные моменты могут стать больше аэродинамических, в том числе и рулевых, моментов. Тогда самолет становится неустойчи­ вым и неуправляемым, а его движение будет определяться дей­ ствием инерционных моментов. Для дозвуковых самолетов с крыльями значительного удлинения, в которых размещается су­ щественная часть грузов, выход на такие режимы практически невозможен. При сравнительно небольшом различии между мо­

вались бы угловые скорости, далеко выходящие за рамки их прак­ тически возможных значений. Явления, связанные с потерей устой­ чивости движения при вращениях, стали актуальными для сверх­ звуковых самолетов.

Заметим, что длительное вращение самолета с большими угло­ выми скоростями шу и wz невозможно, поскольку при изменении

ствием продольного и бокового движений, могут развиваться толь­ ко на основе энергичного поперечного вращения. В формулах (10.2) и (10.3) потенциальная возможность образования значи­ тельных инерционных моментов заложена в виде большой скоро­ сти шх- Сравнительно небольшие или кратковременные существую­ щие угловые скорости wz и ту играют роль стимуляторов, опреде­ ляющих законы изменения инерционных моментов.

Моменты Му и н и Мг ин.не влияют на движение крена непосред­ ственно, но первый из них обусловливает изменение угла сколь­ жения, а второй — изменения угла атаки, что (особенно при стре­ ловидном или треугольном крыле) сопровождается изменениями величины и даже знака производной тх.

В процессе поперечного вращения самолета за счет кинемати­ ческого взаимодействия продольного и бокового движений проис­ ходит циклический переход угла атаки в угол скольжения и на­ оборот. Заметим, что этот переход в чистом виде осуществляется только за счет поперечного вращения и не связан с вращением самолета вокруг осей Oz{ и Оух. Самолет, обладающий продольной и путевой устойчивостью, сопротивляется изменениям указанных углов. Если, например, он имел положительный начальный угол атаки а0 при р0 = 0,- то в первой половине оборота (рис. 10.1) за

330