Так как согласно программе движения
|
|
|
|
d<d |
= |
V |
|
, |
|
|
|
|
|
|
|
|
_ |
|
|
= const, |
|
|
|
|
то радиус кривизны |
траектории меняется по такому же закону, как |
и скорость, т. е. непрерывно убывает в первой |
половине |
петли. Вто |
рая половина фигуры симметрична первой. |
|
|
|
|
Набор высоты (относительно |
высоты Нй ввода) в любой точке |
петли при пх = 0 численно |
равен |
изменению кинетической |
высоты: |
|
|
|
|
|
|
|
|
2g |
• |
|
|
|
|
До верхней точки петли, если |
там |
скорость |
VB = V3 B , |
самолет |
набирает высоту |
|
|
|
|
|
Vl-V2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
А Я В |
~ |
° 2 g |
э в . |
|
|
|
(11.27) |
Необходимо |
помнить, |
что здесь VSB = Vt |
э в |
1/ — |
|
истинная |
скорость. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
При -jf — const |
время |
выполнения |
любого |
участка |
петли про |
порционально углу |
поворота |
траектории: |
|
|
|
|
|
|
/ |
е |
= ^ г |
= |
= _ |
- 3 _ @ . |
|
|
(11.28-1) |
|
|
|
|
d@_ |
|
g(nv0—l) |
|
|
4 |
' |
|
|
|
|
|
dt |
|
|
|
|
|
|
|
Вся фигура |
(в = 2и) |
будет |
выполнена за время |
|
|
|
t = |
|
2^Vo |
= |
0 6 4 |
У^—. |
|
(11.28-2) |
Для каждого типа самолета выполнение петли Нестерова воз |
можно лишь до некоторой высоты, которая определяется |
либо не |
возможностью разогнать самолет до минимальной |
необходимой |
скорости ввода |
V 0 m i n ~ 2 Уэ в |
в связи с ограничением Vmax, |
либо не |
возможностью создать минимальную необходимую начальную пе
регрузку Пуо — 4 + 5, либо невозможностью хотя |
бы приблизительно |
обеспечить условие n x v = 0. |
Последняя причина |
особенно |
характер |
на для самолетов с крылом |
малого удлинения, у которых |
увеличе |
ние нормальной перегрузки сопровождается интенсивным ростом лобового сопротивления.
Техника выполнения петли П. Н. Нестерова для каждого типа самолета имеет свои специфические особенности. Однако основные положения, связанные с характером траектории и изменениями ки нематических параметров, целесообразно рассмотреть и в общем виде.
Сложность правильного выполнения петли во многом обуслов лена трудностью ориентировки в пространстве. Уже в начале фи-
гуры при |
в = 40-н45° |
летчик |
практически теряет зрительную связь |
с землей, |
в связи с |
чем его |
представления о положении самолета |
в пространстве становятся приближенными. Прежде всего это от носится к углу крена, который по мере увеличения угла в кинема тически переходит в угол ф разворота по курсу. Из сказанного сле дует, что во избежание выхода траектории петли из заданной вер тикальной плоскости перед вводом в фигуру самолет должен быть строго сбалансирован в боковом отношении при у = 0.
Не менее важно обеспечить приемлемый закон изменения скоро сти. Для этого прежде всего необходимо перед вводом разогнать самолет до заданной скорости V0. Если эта скорость заданием не оговорена, летчик сам должен заблаговременно принять решение, сообразуясь с конкретной обстановкой, изложенными выше теоре тическими положениями и с особенностями своего самолета. В лю бом случае ввод в фигуру можно начинать, лишь убедившись в до статочной величине скорости. V0 . Излишне энергичное наращивание перегрузки в самом начале фигуры приводит к тому, что самолет при большой (в ряде случаев околозвуковой или даже сверхзвуко вой) скорости выводится на большие углы атаки. Его сопротивле ние резко возрастает, пх<^0 и значительная часть энергии необос нованно расходуется еще на вводе в маневр. С другой стороны, чрезмерно вялый темп увеличения перегрузки приводит к растя гиванию траектории по вертикали и также нарушается соответ ствие между уменьшением скорости и увеличением угла в . При нор мальном вводе в петлю перегрузка должна увеличиваться плавно, но достаточно энергично, так, чтобы значение пу0 было достигнуто при угле 6 = 25-^-45° (тем больше, чем меньше удлинение крыла и больше число М 0 ) .
Необходимо отметить, что в отличие от дозвуковых самолетов, на которых нормальный темп наращивания перегрузки, ка,к прави ло, обеспечивался привычным движением ручки и привычным из менением тянущего усилия на ней, на сверхзвуковых самолетах не
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
обходим специальный, |
непосредственный |
контроль |
за |
величиной |
перегрузки и темпом |
ее |
изменения. |
Скорость |
V0 |
ввода |
в петлю |
здесь обычно |
находится |
в области |
«ложки» |
на |
балансировочной |
диаграмме и |
диаграмме |
9")'. В |
процессе |
уменьшения |
скорости в |
начале петли |
самолет |
проходит |
область |
волнового |
кризиса. При |
этом градиент <p"j' заметно уменьшается, что при обычном темпе движения ручки или неизменном усилии на ней может привести к самопроизвольному увеличению («подхвату») перегрузки. В ряде случаев «подхват» усугубляется тем, что при уменьшении скорости в начале фигуры вступает в работу автоматика АРУ. Переводя си стему управления стабилизатором на большее плечо, автомат уве личивает отклонение стабилизатора на кабрирование при неизмен
ном положении |
ручки управления,- а спад усилия на ручке может |
обусловить непроизвольный ее «подбор» самим летчиком. |
«Подхват» перегрузки на петле Нестерова, равно как и на дру |
гих энергичных |
маневрах, — явление чрезвычайно опасное не толь- |
12* |
355 |
ко как причина преждевременной потери скорости, но и само по себе: забросы перегрузки могут быть столь большими, что возни кает угроза разрушения самолета и потери сознания летчиком.
«Подхват» — явление самопроизвольное, но не неуправляемое. Если летчик непрерывно контролирует перегрузку, т. е. анализи рует свои ощущения, периодически сверяясь с показаниями аксе лерометра, он всегда вовремязаметит тенденцию к забросу пере грузки и соразмерным уменьшением отклонения стабилизатора на
кабрирование удержит ее в необходимых |
пределах. |
|
|
Остановимся еще на одном опасном отклонении — зависании са |
молета около верхней точки петли. Зависанием самолета |
называют |
его переход на отрицательные утлы атаки |
и отрицательные значе |
ния нормальной перегрузки в перевернутом |
положении. |
|
|
Угол атаки в процессе петли непрерывно меняется. Скорость его |
изменения |
|
|
|
|
|
|
dS |
|
|
|
|
становится отрицательной, если |
угловая |
скорость вращения |
само |
|
|
|
го |
„ |
|
лета шг будет меньше скорости |
поворота |
траектории |
Если |
ско |
рость а. на сколько-нибудь длительное время станет отрицательной,
возможен переход самолета на углы а < 0 . Даже без учета возмож ных ошибок самого летчика непо средственно около верхней точки траектории предпосылки к зави санию самолета всегда создаются при потере скорости. Дело в том, что около верхней точки траекто
рии (рис. 11.11) ее искривление
Рис. 11.11. Зависание в верхней части книзу обеспечивается силой веса
петли
даже при полном отсутствии подъемной силы, причем угловая
d@ g
скорость -jj- = -у возрастает с уменьшением скорости полета, па - оборот, угловая скорость сог, с которой самолет поворачивается во круг поперечной оси, при уменьшении скорости падает, поскольку уменьшается продольный статический момент. На некоторой (доста точно малой) скорости даже при полном отклонении стабилизатора (руля высоты) на кабрирование уже невозможно обеспечить равенство и>г — -jjr и угол атаки неизбежно уменьшается. Образно гово ря, самолет падает на спину, не успевая поворачиваться за векто
ром скорости, и переходит на отрицательные углыатаки. Зависание около верхней точки может усугубиться неправиль
ными действиями летчика — вялым подбором ручки управления на себя, а тем более ее задержкой' или отдачей от себя.
356Опасность зависания состоит в том, что при переходе на боль-
шие отрицательные углы атаки самолет может свалиться |
на крыло |
и войти в перевернутый штопор. Кроме того, при плохой |
подгонке |
привязной системы летчик может «потерять» педали и |
временно |
окажется неспособным управлять самолетом.
На основе петли Нестерова разработан еще один типовой бое вой маневр, широко применяющийся как в воздушном бою, так и при атаке наземных целей, — полупетля. Полупетля — фигура пи лотажа, при выполнении которой самолет описывает восходящую часть петли Нестерова с последующим поворотом вокруг продоль ной оси на 180° и выходом в горизонтальный полет в направлении, обратном вводу.
Поскольку изменения высоты и скорости, равно как и основной расход времени, определяются половиной петли, которая выпол няется так же, как и петля Нестерова, то и расчет этого маневра
(пилотажной |
фигуры) |
осуществляется |
теми же |
методами |
по |
тем |
же формулам. |
|
|
|
|
|
|
Поворот самолета |
на 180° вокруг продольной |
оси называют |
по |
л у б о ч к о й . |
Полубочка — это элемент |
пространственного |
манев |
рирования, которое будет рассмотрено |
в отдельной главе. |
Сейчас |
лишь заметим, что для безопасного и надежного выполнения полу бочки требуется достаточно высокая эффективность элеронов и что
на полубочке возникают значительные |
углы скольжения, в |
связи |
с чем создаются благоприятные условия |
для одностороннего |
разви |
тия срыва потока, повышающего опасность входа самолета в што пор. Поэтому выполнение полубочки на скорости менее эволютивной недопустимо. Если по причинам, рассмотренным применитель но к петле Нестерова (или любым другим), скорость в верхней точке окажется менее эволютивной, в учебных полетах наиболее целесообразно плавным подбором ручки управления на себя пере вести самолет на нисходящий участок траектории и выполнить вто рую половину петли. При этом необходимо внимательно следить за появлением кренов и скольжения, немедленно устраняя их сораз мерными отклонениями элеронов и руля направления. При необхо
димости сохранить набранную высоту (например, |
в боевом |
поле |
те) |
полубочка выполняется после прохода верхней |
точки, |
на |
сни |
жении, когда скорость станет более эволютивной. |
|
|
|
|
|
§ 11.8. Переворот |
|
|
|
|
|
Другим типовым маневром на базе петли Нестерова |
является |
переворот (рис. 11.12). Это фигура пилотажа, |
при |
выполнении |
ко |
торой самолет поворачивается относительно продольной |
оси |
на |
180° |
(выполняет полубочку) с последующи-м |
снижением |
в |
верти |
кальной плоскости и выводом в горизонтальный полет в направле нии, обратном вводу.
Переворот широко применяется как способ ввода самолета в крутое пикирование, как способ быстрого изменения направления полета на 180° с одновременным уменьшением высоты и как само-
стоятельный маневр при атаке воздушных и наземных целей или при выходе из-под удара.
Если потеря высоты на перевороте жестко не ограничена, основ ная его часть, следующая за полубочкой, выполняется, а следова тельно, и рассчитывается, как и вторая половина петли Нестерова.
В ряде случаев, особенно при
|
|
|
|
|
|
|
|
|
маневрировании |
на |
малых |
высо |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
тах, |
особый |
интерес |
представляет |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
выполнение |
переворота |
|
с |
мини |
|
|
|
|
|
|
Qs/n Q |
мальной |
потерей |
высоты. |
Чтобы |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
выявить |
необходимые |
для |
этого |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
условия, |
найдем |
радиус |
|
кри |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
визны |
траектории |
из |
уравнения |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(11.15-2): |
|
|
\ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
V* |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
— cos В) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Подставляя |
сюда |
выражение |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
нормальной |
перегрузки |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 6 7 6 ' |
|
после |
очевидных |
пре- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
образований получаем |
|
|
|
|
|
|
1'ис. 11.12. Переворот |
|
|
|
|
|
|
|
|
cos (-) |
|
|
(11.29) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 ( 7 /5 |
|
|
|
|
|
|
|
|
В |
первой |
половине |
нисходящей |
части |
переворота |
|
при |
6 = |
= 180-f-270° cos6<0. Здесь |
и подъемная |
сила, и составляющая веса |
Gcos6 направлены в одну сторону и вместе искривляют |
|
траекто |
рию полета. Как видно из выражения |
(11.29), чем больше |
коэффи |
циент су и меньше скорость V, тем меньше радиус |
гв, |
а |
|
следова |
тельно, меньше и потеря высоты на данном участке |
маневра. Прак |
тически |
этот |
участок |
целесообразно |
выполнять |
при |
|
V—Vaa |
и |
Су — Су доп fa у — t l |
у д о п ) - |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
При |
проходе |
вертикального |
положения |
(6 = 270°) |
cos 9 |
меняет |
знак. Теперь составляющая |
веса G cos в |
направлена против подъем |
ной силы и препятствует искривлению |
траектории. |
Согласно |
фор |
муле |
(11.29) |
теперь радиус |
|
искривления |
траектории |
будет |
тем |
меньше, |
чем больше коэффициент су |
и |
скорость. |
Если, |
|
сохраняя |
предельно большое значение су |
= С у Л |
О а , |
увеличивать |
скорость, |
то |
будет |
возрастать |
и перегрузка. |
При |
некоторой |
сравнительно |
не |
большой скорости |
V0pt |
она |
достигнет |
физиологической |
|
границы |
или значения |
пэ. |
Это и будет |
оптимальная |
скорость |
выполнения |
второй |
половины |
переворота — от отвесного |
пикиров шия |
до вы |
хода |
в |
горизонтальный |
полет. |
Поскольку |
коэффициент |
с = с у д о п |
в процессе маневра не меняется и ему в прямолинейном |
горизон |
тальном |
полете соответствует |
скорость |
Vv, п |
mm доп, то индикаторное |
