ного режима) высотой, но и большей Скоростью. Время такогб маневра будет тем меньше, чем больше энергетическая скороподъ емность на всех его этапах. Для выполнения этого условия само лет кратчайшим путем переводится на программу энергетически оптимального набора высоты (такая программа показана, напри мер, на рис. 7.23). Вывод самолета с указанной программы на заданный конечный режим горки также осуществляется кратчай шим путем.
§1 1 . 1 0 . Пикирование
Пикированием называют прямолинейное (или близкое к пря молинейному) снижение самолета. Аналогично горке пикирование как маневр, кроме прямолинейного участка, включает криволиней ные участки ввода и вы вода.
При освоении техники пилотирования под пики рованием понимается фи гура пилотажа, при вы полнении которой само лет движется по прямоли нейной траектории со снижением.
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В |
зависимости от угла |
|
|
|
|
|
наклона |
траектории |
пи |
|
|
|
|
|
кирование |
называют |
п о л о г и м ( 0 ^ 3 0 ° ) |
или |
к р у т ы м |
(9>30°) . При углах снижения, близких |
к —90°, пикирование назы |
вают |
о т в е с н ы м . |
|
|
|
|
|
|
При вводе самолета в пикирование |
с |
прямой |
в вертикальной |
плоскости |
траектория |
полета |
искривляется |
книзу силой G cos G — У |
(рис. |
11.15). Как и на |
выводе |
из горки, |
положительная |
подъемная |
сила здесь препятствует искривлению траектории. К этому участку маневра в полной мере относятся все замечания, высказанные в предыдущем параграфе применительно к выводу из горки.
Пикирование широко используется при атаках воздушных и особенно наземных целей, а также как средство интенсивно^ раз гона самолета за счет перевода его потенциальной энергии в кине тическую.
При выполнении пикирования самолет легко может выйти за ограничения максимальной скорости полета. Поэтому здесь тре буются особенно четкое распределение внимания, правильный вы бор режима работы силовой установки, своевременное использо вание воздушных тормозов.
При полетах на малых высотах особенно важно правильно определить момент начала вывода из пикирования. Необходимо иметь в виду, что потеря высоты в процессе вывода из пикирова ния в большой степени зависит от скорости и угла наклона траек тории, а также от перегрузки в процессе вывода.
Расчет пикирований выполняется |
аналогично |
расчету |
горки. |
В частности, для определения потери высоты на выводе |
можно |
пользоваться |
формулами |
(11.31-1) и (11.31-2). |
|
|
Обратим |
внимание на |
зрительное |
восприятие |
летчиком |
конца |
вывода из пикирования. Из кабины он по положению видимых ча стей самолета относительно земли и линии горизонта «наблюдает» не угол наклона траектории в, а угол тангажа 0 = в + а. При выводе из пикирования с большой перегрузкой угол атаки, па который
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
различаются углы в и 9, может |
составлять |
8—12°, а для самолетов |
с крылом малого удлинения и значительно |
больше. В конце вы |
|
вода угол тангажа становится та |
|
ким, каким он бывает в горизон |
|
тальном полете с такой же при |
|
борной |
скоростью. За |
счет этого |
|
у летчика |
складывается |
впечат |
|
ление, что вывод |
закончен. На са |
|
мом же деле в этот момент само |
|
лет |
еще |
продолжает |
снижаться |
|
с углом |
6 = —а |
(рис. |
11.16) и, |
|
следовательно, |
имеет |
вертикаль- |
Рис. 11.16. К объяснению .просадки, |
Н У Ю |
С ™ Р 0 С ™ |
\v = V sin а. Так, при |
самолета на выводе из пикирования |
а =10 |
И |
V — 720 |
км/ч — 200 М/С |
|
вертикальная скорость |
составляет |
|
около |
30 |
м/с. Это явление |
в лет |
ной практике иногда называют «просадкой» самолета. Из сказан ного очевидно, что, снимая перегрузку в конце вывода из пикиро вания, нужно ориентироваться не по подъему носа самолета над горизонтом, а по прекращению приближения земли.
§ 11.11. Возможности маневрирования самолета над линией статических потолков. Динамические высоты полета
В § 7.8 было показано, что сверхзвуковой самолет обладает максимальным запасом энергии на некотором режиме полета (рис. 11.17, точка Л), называемом энергетическим потолком. На этом режиме еще имеется запас коэффициента c v v по сваливанию и продольной управляемости, позволяющий ввести самолет в горку.
Если бы лобовое сопротивление самолета уравновешивалось |
тягой |
(п.х — 0), то в процессе горки высота и скорость |
изменялись |
бы по |
кривой Я э = Я э т а х = const (рис. 11.17, штриховая |
линия). В |
реаль |
ных условиях, как только самолет уйдет с линии статических по толков, тяга становится меньше сопротивления, энергия посте пенно уменьшается и скорость падает быстрее, чем при Я э = const (рис. 11.17, сплошная кривая).
Если на некоторой высоте Я ь ненамного превышающей стати ческий потолок, летчик выведет самолет из горки, то подъемная сила окажется достаточной, чтобы уравновесить силу веса, и гори зонтальный полет с торможением будет возможен до тех пор, пока скорость не упадет до величины Ус в . Чем большей будет высота Hi
Вывода из горки, тем меньшим будет запас скорости до VCB, а сле довательно, и располагаемое время горизонтального полета с тор можением. Наконец, на некоторой высоте Н'а, которую называют
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
динамическим |
потолком |
самолета, |
возможная продолжительность |
прямолинейного |
горизонтального |
|
полета сокращается |
до нуля. |
Д и н а м и ч е с к и й п о т о л о к — э т о н а и б о л ь ш а я |
в ы с о т а |
г о р и з о н т а л ь н о г о |
|
п о л е т а . |
|
|
|
|
Однако в подавляющем |
|
|
|
большинстве |
|
случаев |
ди |
|
|
|
намический |
потолок суще |
|
|
|
ствующих |
самолетов опре |
|
|
|
деляется |
условием |
£у ! р |
= |
|
|
|
= суг. п - На некоторой вы |
|
|
|
соте, меньшей |
И'л, |
для ба |
|
|
|
лансировки |
самолета |
|
в |
|
|
|
прямолинейном |
горизон |
|
|
|
тальном полете потребует |
|
|
|
ся полное |
отклонение |
ста |
|
|
|
билизатора на |
кабрирова |
|
|
|
ние |
(рис. 11.17, |
точка В) |
|
|
|
и границей |
режимов |
го |
|
|
|
ризонтального |
полета |
бу |
|
|
|
дет |
кривая, |
|
соответству |
|
|
|
ющая |
записанному |
выше |
|
|
|
условию. В |
этом |
|
случае |
|
|
|
динамический |
|
потолок |
|
|
|
НЛ<СН'Д |
определится |
вы |
|
|
|
ходом |
самолета |
на ско |
|
|
|
рость |
V C B |
с полностью от |
|
|
|
клоненным |
на |
кабриро |
Рис. 11.17. Динамические высоты |
вание |
стабилизатором. |
|
|
|
|
|
Иногда понятие «динамический потолок» не связывают с гори зонтальным полетом, а рассматривают как наибольшую высоту, на которой самолет еще обладает эффективностью рулей, доста точной для управляемого перехода на снижение. При таком опре делении высота динамического потолка возрастает до Н"л, так как обычно самолеты сохраняют управляемость до Vn p= 120-f-160 км/ч (рис. 11.17, точка D).
Возможные высоты |
полета |
над линией |
статических |
потолков |
принято называть динамическими высотами. |
Здесь можно |
выде |
лить |
две характерные |
области: область, |
ограниченную |
кривыми |
VCB |
(Н) и V |
,„(//), |
в |
которой |
возможно |
кратковременное |
мане |
врирование при п у ^ \ |
с торможением, |
и область, |
расположенную |
левее кривой |
VCB(H) |
и выше линии |
Vvmin(H), |
в |
которой |
полет |
возможен только с перегрузкой |
пу<1. |
|
|
|
|
|
|
Вывод самолета в область динамических высот, как правило, осуществляется горкой. В самый правый угол этой области (на-
запаспример, |
6 |
точку /) невелик,можно выйти,а п -0,только начиная горку на режима |
энергетическогокрайне сложно. Растянутыйпотолка. Посколькуучасток |
ввводаэтой будетточке сопровождатьсярасполагаемый |
значительнымиперегрузкипотерями энергии, |
характеристикато выполнить такуюV(H) |
горкутакой |
|
|
хр |
|
|
и
горки лишь при идеальной реализации оптимального закона дви жения совпадет с кривой ABC.
Для выхода в точки области динамических высот, расположен ные левее (например, на динамический потолок Я д , точка D), горки обычно начинают с максимально допустимой скорости и вы
соты, на 3—4 км меньшей |
статического потолка (точка Е). Здесь |
располагаемый |
запас n y v значительно больше, а пхр>0. |
Это упро |
щает технику |
выполнения |
горки, позволяет точнее |
реализовать |
выбранную программу движения, обеспечивает некоторое пополне ние запаса энергии в начале самой горки (до линии статических потолков). В конечном итоге, несмотря на меньший начальный запас энергии самолета, его вывод на заданный режим становится более надежным.
Горки для выхода на динамические высоты, как правило, вы полняются с переменным углом 6Г . Если при вводе создать доста точно большой угол 0rmax. то в дальнейшем, плавно уменьшая его, можно удерживать самолет на криволинейной траектории с очень
малой перегрузкой. На больших стратосферных высотах, |
где ин |
дуктивное сопротивление велико, это позволяет сохранить |
nxV>0 |
до высот, заметно превышающих статические потолки. С |
другой |
стороны, с увеличением угла 6 r m a x увеличиваются потери энергии на вводе. Соотношение этих двух противоположных тенденций и определяет оптимальный угол горки в каждом случае. Практиче
ски оптимальные |
углы 0 г т а х составляют 15—20°, если необходимо |
вывести самолет |
в правую часть области динамических |
высот, и |
до 40" при выходе на режимы, близкие к динамическому |
потолку. |
§ 11.12. Маневры по волнообразным траекториям
Использование волнообразных траекторий расширяет тактиче ские возможности самолета, сокращая время, путь и расход топ лива при разгоне и догоне противника. Это особенно существенно при небольших избытках тяги, например, при маневрировании вблизи статического потолка или на скоростях, близких к макси мальной.
|
|
|
|
|
|
|
Чтобы выявить |
физические |
причины улучшения |
характеристик |
догона при построении маневра |
по волне вниз (рис. 11.18), заме |
ним плавную волнообразную траекторию двумя отрезками |
прямой |
с углами наклона |
± 6 (рис. 11.18, штриховая |
линия) |
и |
по |
мало |
сти избытка тяги |
будем считать пх = 0. Тогда |
изменения |
скорости |
будут обусловлены только действием составляющей веса Gsin9, ускорение j^gs'mQ на протяжении всего маневра постоянно по величине и в нижней точке меняет знак.
Скорость на нисходящем участке траектории 1-2 в любой мо
мент времени t от начала |
маневра |
будет |
V= V0 + g sin 91. |
По |
скольку изменение скорости |
пропорционально |
времени, |
то |
ее сред |
нее значение К с р = VQ + g sin в tt |
на указанном |
участке |
будет |
до |
стигнуто через время / ь равное |
половине времени, затрачиваемого |
на всем участке 1-2. |
|
|
|
|
|
|
|
Заметим, что скорости в |
начале |
участка |
меньше, |
чем |
в |
его |
конце. Поэтому в момент t\ самолет, достигнув средней скорости
участка, еще не долетит до |
его средины /. В силу симметрии ма |
невра относительно нижней |
точки 2 скорость Кс р является и сред- |
|
' у |
Рис. 11.18. Маневр по волне вниз
ней скоростью всего маневра. Ее проекция на горизонтальное на правление
|
V |
x cp |
i / c p |
cos 0 = |
V0 |
cos© - f 4 т - sin 20 |
(11.34) |
|
|
|
|
|
2 |
|
больше |
начальной |
скорости маневра V0, с которой |
двигался бы |
самолет |
при выполнении |
догона |
на |
горизонтальной |
прямой. |
Таким образом, при выполнении догона по волне вниз увели чивается средняя скорость маневра. Это и обусловливает сокраще ние его протяженности, продолжительности и расхода топлива. За метим, что скорость в конце маневра при этом остается неизмен ной: V4=Vo- При условии я,г = 0 энергия самолета не меняется. Вернувшись на исходную высоту, он восстанавливает и исходную
скорость |
полета. |
|
|
|
|
|
Приращение средней |
горизонтальной скорости за счет движе |
ния самолета по волне вниз зависит от скорости V0 , угла 6 и про |
должительности маневра |
(которая составляет t — Atx): |
|
|
|
vn |
|
sin 20 — V/0 (l - c o s |
в ) . |
(11.35) |
Оптимальный угол наклона траектории можно определить из |
условия |
— |
^ — = 0: |
gty cos 20O 9 t |
Vn sin 0„„, = |
0. |
|
Учитывая, |
что cos2e= l — sin2 |
20, |
получаем |
|
|
|
|
2gtx sin2 eopt + K 0 |
sin 0 ^ - ^ = 0, |
|
|
