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

счет кинематического взаимодействия угол атаки должен непре­ рывно уменьшаться от ао до —ао- Но как только он начнет умень­ шаться, появится кабрируюший продольный статический момент, заставляющий самолет поворачиваться вокруг оси Ozu восстанав­ ливая угол атаки. Поскольку и продолжительность полувитка, и отклонение Да от балансировочного угла атаки, и пропорциональ­ ный ему момент /И*/Ь малы, полное восстановление угла атаки невозможно. Чем медленнее самолет вращается и чем больше его устойчивость по перегрузке, тем полнее будет восстанавливаться угол атаки. То же самое можно сказать и относительно угла скольжения.

Рис. 10.10. Восстановление исходного положи­ тельного угла атаки при поперечном вращении самолета вправо приводит к появлению на­ правленного влево путевого инерционного мо­ мента

Если циклическое изменение угло-в атаки и скольжения при

ческое. Статические моменты сообщают самолету определенные угловые ускорения (в связанной системе координат), и самолет в любое мгновение вращается с определенными угловыми скоро­ стями ыг и шу . Наличие этих скоростей приводит к образованию инерционных моментов Муап и Мгш, под действием которых са­ молет приобретает дополнительные угловые ускорения и скорости. Так, если самолет при положительном начальном угле атаки энер­

331

скольжение, препятствующее вращению. Скольжение, которое воз­ никает за счет кинематических связей, в данном случае не меняет положения.

Таким образом, при положительном исходном угле атаки и ну­ левом угле скольжения вращение самолета не только не возбуж­ дается, но, наоборот, частично подавляется изменениями угла скольжения, что воспринимается летчиком как снижение эффек­ тивности элеронов. Однако так бывает не всегда. Если на дозвуко­ вой скорости полета вращать самолет элеронами в сторону значи­ тельного предварительно созданного скольжения (например, впра-

рицательный угол атаки. При этом за счет продольной устойчи­ вости самолета возникает кабрирующий статический момент, стре­ мящийся возвратить самолет на исходный (положительный) угол атаки. Одновременно на самолет действует статический путевой момент, препятствующий уменьшению внутреннего (правого) скольжения и, следовательно, направленный влево. За счет этого момента самолет приобретает положительную (влево) путевую

момент меньше статического и угол атаки увеличивается — возни­ кает положительная продольная угловая скорость о)г (рис. 10.11,6), которой соответствует положительный путевой инерционный мо­ мент My ийСкладываясь со статическим путевым моментом, он вызывает энергичный заброс правого скольжения. Так как про­ дольная устойчивость самолета невелика и частично подавлена инерционным моментом, а кинематические связи (поскольку со­ храняется внутреннее скольжение) продолжают способствовать уменьшению угла атаки, то в момент заброса скольжения угол атаки сохраняет значительную отрицательную величину.

На отрицательных углах атаки самолет поперечно неустойчив. Поэтому сочетание отрицательного угла атаки с внутренним

332

скольжением обусловливает появление статического поперечного момента, направленного в сторону вращения. Угловая скоростью* будет увеличиваться. Соответственно будут увеличиваться инер­

так называемого «инерционного» вращения, для поддержания этой скорости не требуется отклонения элеронов. При несколько боль­ шей скорости крена прекратить раскрутку самолета уже невоз­ можно никаким отклонением элеронов и самолет теряет попереч­

балансируется на некотором отрицательном угле атаки, при кото­ ром внутреннее скольжение обеспечивает вращение.

После достижения критической скорости w 4 самолет про­ должает увеличивать скорость вращения. При этом отрицательный угол атаки постепенно увеличивается. Однако этот процесс раз­ вивается достаточно медленно. Дело в том, что преобладание продольного дестабилизирующего инерционного момента над ста­ билизирующим аэродинамическим моментом лишает самолет про­ дольной устойчивости. Путевая жеустойчивость при этом сохра­ няется. В процессе быстрого вращения углы атаки и скольжения

вых аэродинамического и инерционного моментов. При этом са­

На сверхзвуковых скоростях полета статическая продольная устойчивость самолета по перегрузке сильно возрастает, а стати­ ческая путевая устойчивость уменьшается. Соответственно здесь

333

Область угловых скоростей крена, соответствующая режимам «инерционного» вращения самолета, заключена между критически­ ми скоростями < » х к р а и шд -к р р . Независимо от того, какая из них больше, при дальнейшем увеличении шж устойчивость движения и поперечная управляемость самолета восстанавливаются. Это

и Оу\. В этом процессе угловая скорость шх является возмущающей частотой, с которой происходят обусловленные кинематическим взаимодействием изменения углов атаки и скольжения. Когда возмущающая частота приближается к собственной частоте коле­ баний угла атаки, наступает резонанс движений крена и тангажа

Название рассмотренного явления «инерционное вращение са­ молета» прочно вошло в авиационную терминологию и возражать против него не имеет смысла, но необходимо заметить, что это название не соответствует его содержанию. В развитии данного явления равно участвуют все виды взаимодействия продольного и бокового движений, а непосредственной причиной самовращения является статический поперечный момент, возникающий при опре­ деленных сочетаниях углов атаки и скольжения.

В связи с опасностью входа в режим «инерционного» вращения для сверхзвуковых самолетов обычно вводятся ограничения мак­ симальной угловой скорости шх. Инерционное 'вращение наиболее вероятно на больших дозвуковых скоростях, при которых высокая эффективность элеронов сочетается с небольшой продольной устойчивостью, и на больших сверхзвуковых скоростях, при кото­ рых сильно уменьшаются путевая устойчивость, а значит, и кри­ тическая скорость <охкр?. Вероятность развития самовращения намного повышается в случаях энергичного кренения самолета при малых и особенно отрицательных перегрузках, при отклонении ручки управления от себя в процессе энергичного кренения, при энергичном поперечном вращении самолета в сторону предвари­ тельно созданного скольжения и при отклонении педалей против энергичного поперечного вращения.

Характерными признаками входа самолета в режим инерцион­ ного вращения являются: длительное непрерывное увеличение угловой скорости крена; наличие значительной боковой перегруз-

334

ки с резкими забросами до значений, в несколько раз превышаю­ щих максимальные значения, возможные при отклонениях педа­ лей; действие значительной отрицательной нормальной перегрузки, не соответствующей положению стабилизатора (руля высоты); необычная реакция самолета на отклонения рулей. Из-за боль­ шого рассеивания энергии скорость полета при инерционном вра­ щении быстро уменьшается.

Для вывода самолета из режима «инерционного» вращения нуж­ но прежде всего устранить способствующее ему скольжение, что достигается постановкой педалей в нейтральное положение. При этом, если нет гидроусилителя, приходится прилагать к ним очень большие усилия (иногда 80—100 кгс и более). Элероны необхо­ димо отклонить полностью против вращения. После уменьшения скольжения они даже в области самовращения приобретают неко­ торую эффективность. Стабилизатор наиболее целесообразно плав­ но переместить в нейтральное положение. Энергичные отклонения стабилизатора могут привести (непосредственно и через путевой инерционный момент) к большим забросам и последующим колеба­ ниям всех кинематических параметров.

Г л а в а 11

ВЕРТИКАЛЬНЫЕ МАНЕВРЫ САМОЛЕТА § 11.1. Маневренность самолета и ее показатели

Успех боевых действий во многом зависит от способности само­ лета в кратчайшее время занимать наивыгоднейшее положение относительно воздушных и наземных целей или выходить из-под удара с последующим возможно более быстрым переходом к ата­ ке, т. е. от маневренных свойств самолета.

очередь определяется вектором полной перегрузки.. Поэтому пе­ регрузки могут быть использованы в качестве общих показа­ телей маневренности. При равных начальных условиях самолет, имеющий большие располагаемые перегрузки, может интенсивнее изменять скорость и искривлять траекторию, т. е. будет обладать лучшими маневренными качествами.

Существует и другой, весьма наглядный метод оценки манев­ ренных свойств самолета по частным показателям маневренности. Маневры принято делить на три группы: в вертикальной плоско-

335