сти, в горизонтальной плоскости и по пространственным траекто риям.
В первой группе в отдельную подгруппу обычно выделяют ма невры по прямолинейным (или близким к прямолинейным) траек ториям. Маневренность самолета в рамках данной подгруппы ха рактеризуется временем разгона и торможения в заданном интер вале скоростей на различных высотах, скороподъемностью и т. п. •Свойства самолета в криволинейных вертикальных маневрах оце
ниваются |
по характеристикам вертикальных пилотажных фигур — |
петли П. |
Н. Н е с т е р о в а , полупетли, переворота. Маневренность |
самолета в горизонтальной плоскости оценивается по характери стикам установившихся и форсированных виражей. О маневрен ности самолета на пространственных траекториях можно судить по характеристикам боевого разворота, восходящих и нисходящих
спиралей. |
|
|
|
|
Оценка маневренных свойств |
самолета по характеристикам |
фи |
гур пилотажа |
целесообразна не |
только из-за |
наглядности, но |
еще |
и потому, что |
фигурный пилотаж, являясь |
средством овладения |
боевым маневрированием, входит в него составной частью. «Каж
дая фигура — даже самая |
простая —это |
маневр в воздушном |
бою»,— пишет трижды Герой Советского |
Союза |
А. И. П о к р ы ш- |
к и н. |
|
|
|
Однако между фигурами |
пилотажа и боевым |
маневрированием |
имеются и существенные различия: при выполнении фигур траек тории и все параметры в их характерных точках заранее опреде лены, при боевом маневрировании летчик либо сам выбирает тра екторию и режим полета, сообразуясь с тактической обстановкой и маневренными возможностями самолета, либо строит маневр по
данным, |
получаемым |
с наземных |
пунктов наведения. |
|
|
|
§ |
П.2. Располагаемая нормальная |
перегрузка |
|
|
|
|
|
и ее |
ограничения |
|
|
|
Согласно формуле (6.5-2) располагаемая |
нормальная |
пере |
грузка |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
на заданном |
режиме |
полета |
(рн, |
М) |
пропорциональна |
распола |
гаемому |
значению |
коэффициента |
c v v |
и обратно пропорциональна |
удельной |
нагрузке |
крыла. |
|
|
|
|
|
|
Располагаемый, т. е. наибольший, достижимый в полете |
коэф |
фициент |
Сур на дозвуковых и частично околозвуковых |
режимах |
полета лимитируется |
сваливанием |
самолета: cyp=cVCB- |
На |
сверх |
звуковых |
режимах |
полета возможность увеличения коэффициен |
та су ограничена характеристиками продольной управляемости са молета: сур = су1( (рис. 11.1, верхний график, см. соответствую щие кривые).
С увеличением числа М коэффициент суСь |
уменьшается |
мед |
леннее, чем величина М2 , поэтому располагаемая перегрузка |
пур |
возрастает |
(рис 11.1, нижний |
график). |
|
|
|
С увеличением высоты полета давление рн |
падает |
и перегруз |
ка пуР |
при |
неизменном |
числе М уменьшается. |
Падение су по кри |
вой с у р с |
р ( М ) |
протекает |
более |
круто, |
особенно |
вблизи |
М = 1. В |
ре |
зультате здесь на малых и |
средних |
высотах |
полета |
увеличение |
перегрузки заметно замедляется, а на больших и стратосферных высотах она либо остается примерно постоянной, либо даже не сколько уменьшается.
По соображениям безопасности для каждого типа самолета уста навливаются ограничения нормаль ной перегрузки, непосредственными причинами которых являются:
—выход самолета на околокри тические углы атаки;
—прочность и жесткость само
лета;
—надежность работы систем са
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
молета и |
двигателя; |
|
|
|
|
6 |
Н'О Jj |
|
|
|
|
•— физиологические |
возможно |
|
|
|
|
сти экипажа. |
|
|
|
|
|
•4 |
|
|
|
|
|
В |
полете |
всегда |
возможны |
от |
|
— |
. |
— |
|
клонения, для |
исправления которых |
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
летчику |
необходим |
некоторый |
ре |
|
|
|
|
|
зерв коэффициента подъемной |
силы. |
|
1 |
1 |
|
|
|
Если |
в |
процессе |
маневрирования |
0 |
0,5 1,0 |
1,5 |
2fi М |
|
самолет |
преднамеренно |
выведен |
на |
|
|
|
|
|
|
|
околосрывные |
режимы, |
то |
такого |
Рис. 11.1. Располагаемая и допу |
|
резерва нет. Любое случайное уве |
стимая перегрузки |
(пример) |
|
личение угла атаки или нарушение |
|
|
|
|
|
|
бокового |
равновесия |
здесь |
приводит |
к |
сваливанию |
самолета, |
следствием чего может быть либо вход самолета в штопор, либо прекращение задуманного маневра и значительная потеря вы соты. Поэтому нормальная перегрузка ограничивается не значе
ниями |
Су с Ъ и rtyp, |
а допустимыми |
значениями |
этих параметров |
Су доп И |
доп- |
|
|
|
|
Для |
самолетов с |
прямым или стреловидным крылом допусти |
мые значения су и пу |
обычно устанавливаются по началу предупре |
дительной тряски: су |
д0 П = су т р , Пуцы |
— Пугр |
(см. |
соответствующие |
кривые на рис. 11.1). |
|
|
|
|
При треугольном крыле начало предупредительной тряски, как |
правило, еще не является признаком |
выхода |
на опасные углы ата |
ки. Для самолетов с таким крылом пределом безопасного увели чения а, су и пу обычно считается начало покачивания самолета, обусловленного как развитием срыва потока, так и рассогласова нием поперечной и путевой устойчивости: Судоп==£цщ>к, п у д о п =
уцок-
Расчет самолетов на прочность производится по разрушающей перегрузке п?. В зависимости от требований к маневренности са молета величина я? устанавливается в пределах 13,5—5. При не сколько меньших перегрузках самолет не разрушается, ноэле
менты его конструкции могут получить |
остаточные |
деформации. |
В связи с этим наибольшая допустимая |
в процессе |
эксплуатации |
перегрузка пэг называемая эксплуатационной, должна быть мень ше разрушающей:
где f = 1,5-4-2 — коэффициент безопасности.
Для одноместного истребителя обычно значение я* =7-4-8, для фронтового бомбардировщика я* =4-г-5, для транспортных самоле
тов пэу — 3—4.
В ряде случаев вводятся дополнительные ограничения экс плуатационной перегрузки. Так, при значительном увеличении по летного веса (перегрузочный вариант) для создания такой же перегрузки требуется большая подъемная сила и пропорциональ но ей возрастают усилия в силовых элементах планера; при на личии внешних подвесок, даже при неизменном общем весе само лета, увеличиваются местные нагрузки. На отдельных режимах полета при больших перегрузках могут возникать опасные вибра ции крыла и других частей самолета. Дополнительные ограниче ния перегрузки могут быть введены по условиям пуска ракет, стрельбы и т. п.
На большинстве самолетов при отрицательных перегрузках на рушается нормальная работа топливной системы: топливо отли вается в верхнюю часть расходного бака, а емкость отсека отрица тельных перегрузок, в котором находится топливозаборник, неве лика. После выработки топлива из этого отсека в систему посту пит воздух, что приведет к выключению двигателя. Попадание воз духа в гидросистему может привести к отказу гидроусилителей. Поэтому полет с отрицательными перегрузками жестко ограничен по продолжительности. Абсолютная величина отрицательной экс плуатационной nepei рузки обычно составляет половину ее поло жительного значения (например, —4 при я* = 8). При околонуле вой перегрузке жидкости в баках занимают случайное положение относительно заборников, в связи с чем фиксация таких перегру зок на самолетах, недооборудованных специально, запрещена.
Физиологические возможности человека в отношении перене сения перегрузки зависят от ее величины, направления, продол жительности действия, повторяемости и т. п. Сопротивляемость перегрузкам зависит также от субъективных данных человека: со стояния здоровья, натренированности, соблюдения определенного режима, характера деятельности во время действия перегрузки и т. д. Легче всего человек переносит перегрузку в направлении -
спина —грудь. Даже длительно действующая в этом направлений 10—15-кратная перегрузка обычно переносится без каких-либо не желательных последствий. При обычном положении летчика в ка
бине нормальная перегрузка действует в направлении от |
таза |
к голове, если она положительна, и в обратном направлении, |
если |
она отрицательна. Эту перегрузку, особенно отрицательную, чело век переносит значительно хуже. В среднем считается, что кратко временно действующая перегрузка (3—5 с) не должна выходить за пределы
—1,5 О , < 8,0.
При длительном действии перегрузки ее физиологические гра ницы сужаются примерно до пределов
- 0, 5 < л , < 4,5.
Для расширения границ переносимости перегрузок применяют ся противоперегрузочные костюмы, которые, создавая давление на определенные участки тела, повышают сопротивляемость организ ма действию перегрузки. В таком костюме человек может перено сить перегрузку на 1,5—2 единицы больше, чем без него.
§ 11.3. Располагаемая продольная перегрузка, первые и вторые,
режимы полета на маневре. Нормальная перегрузка, предельная по располагаемой тяге
Согласно выражению (6.4-2) располагаемая продольная пере грузка определяется избытком располагаемой тяги над лобовым сопротивлением:
пхр |
_ |
PP-Q |
|
G ' |
На маневре с повышенной |
нормальной перегрузкой ( п у > \ ) ло |
бовое сопротивление самолета увеличивается за счет индуктивной
составляющей. |
Прирост сопротивления |
на |
маневре AQ~AQi |
= |
— Q—Qr. п по сравнению с сопротивлением в прямолинейном |
гори |
зонтальном полете (при п у |
= \ ) |
на основании |
формул |
(7.10-1) и |
(7.10-2) |
можно |
записать в виде |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
AQ = |
Q/ г.п (л» - |
1) = |
1,43 • |
|
(д> - |
1). |
(11.2) |
Имея кривую Qr . п(М) для некоторой высоты полета и зависи |
мость Л(М), легко рассчитать и построить |
сетку |
кривых |
Q(M) |
при |
различных |
|
значениях |
перегрузки |
п у |
(рис. .11.2, |
верхний |
график). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Как |
видно из формулы |
(11.2), приращение |
лобового |
сопротив |
ления |
A |
Q в равных условиях маневра |
(рн, М, п у ) |
тем больше, чем |
больше полетный вес и коэффициент индуктивности. При увеличе нии перегрузки сопротивление самолета возрастает пропорциональ-
