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

§ 12.3. Обоснование техники выполнения правильного виража

При выполнении виража по классической схеме перед вводом самолета в маневр в прямолинейном горизонтальном полете на заданной высоте устанавливается заданная скорость и намечается ориентир для визуального контроля за ходом маневра и определе­ ния момента вывода. С той же целью летчик запоминает исход­ ный курс полета. В тренировочных полетах во избежание лишней загрузки внимания и для упрощения ориентировки в зоне ввод в

вираж целесообразно выполнять в направлении на аэродром или от аэродрома.

Темп ввода самолета в вираж определяется темпом увеличения крена, который летчик контролирует визуально. В начале ввода, пока крен и угловые скорости малы, кинематическое взаимодейст­ вие вращений не имеет существенного значения. Крен здесь уве­ личивается непосредственно за счет вращения самолета вокруг

продольной оси в сторону желаемого разворота: ^ - г и г .

Для того чтобы преодолеть инертность самолета и быстро со­ общить ему желаемую поперечную угловую скорость, необходим значительный рулевой момент Мхэоэ, тем больший, чем энергич­ нее ввод. Поэтому в начале ввода требуется достаточно большой угол отклонения элеронов в сторону разворота.

мент элеронов должен лишь уравновешивать поперечный демпфи­ рующий момент. Кроме того, с увеличением крена и угловых ско­ ростей все сильнее проявляется кинематическое взаимодействие вращении, за счет которого крен увеличивается и без собственного вращения самолета вокруг продольной оси, т. е. растет угловая скорость шжп, направленная против разворота (см. формулу 12.14). Поэтому после достижения желаемой скорости увеличения крена отклонение элеронов постепенно уменьшается, в некоторое мгно­ вение они приходят в нейтральное положение, а к концу ввода, когда крен доведен до заданного, оказываются несколько откло­

ш, п и рулевой момент должен уравновешивать поперечный демп­ фирующий момент, препятствующий этому вращению.

Таким образом, характер изменения поперечной угловой скоро­

к невыдерживанию желаемого темпа ввода, неравномерности уве­ личения крена и т. п., могут существенно усложнить пилотирова-

377

иие (например, при повышенной скорости ~ - в конце ввода), но

непосредственно сами по себе не вызывают грубых отклонений.

Иначе обстоит дело с путевым и продольным управлением. Угловые скорости щ и <о2 в любое мгновение должны строго соот­ ветствовать друг другу и фактически имеющемуся углу крена. На­ рушение этого соответствия, являющегося основным законом ко­ ординации управления для виража, приводит к отклонению век­ тора полной угловой скорости вращения самолета от вертикали; в результате самопроизвольно изменяется угол атаки и возникает скольжение, что уже само по себе может привести к опасным ситуациям. Кроме того, изменения углов а и р обусловливают на­ рушение равновесия действующих на самолет сил и, как следст­ вие, отклонение траектории от исходной горизонтальной плоскости.

стать примерно пропорционально самому углу у, т. е. достаточно интенсивно. Поскольку современный самолет обладает значитель­ ным моментом инерции относительно вертикальной оси, для полу­ чения необходимого углового ускорения требуется существенный рулевой момент ЖуН8н, а следовательно, и достаточно большое отклонение руля направления в сторону разворота. С дальнейшим увеличением угла крена потребный путевой рулевой момент бы­ стро уменьшается. К концу ввода он должен лишь уравновеши­

новления координации управления необходимо усилить нажим на педали в сторону разворота. При передаче ноги разворот самолета опережает поворот траектории, появляется внешнее скольжение, нажим на педали необходимо ослабить.

углах крена она на порядок меньше угловой скорости шИп- Лишь при х = 45° наступает равенство этих скоростей. При больших углах крена скорость ш г п становится намного больше скорости щп. По­ этому в самом начале ввода в вираж нет необходимости в сооб­ щении самолету большого ускорения относительно поперечной оси. Отклонение стабилизатора (руля высоты) на кабрирование в про­ цессе ввода в вираж осуществляется постепенно (чем больше крен, тем энергичнее) с таким расчетом, чтобы продольный рулевой мо­ мент М*<? (или M / S B ) обеспечивал статическую балансировку

378

' Контроль соответствия между угловой скоростью ш2 и креном осуществляется по постоянству угла тангажа, т. е. по постоянству положения линии естественного горизонта в поле зрения летчика. При недостаточной угловой скорости со2 поворот самолета в пло­ скости его симметрии отстает от поворота траектории, что приво­

нарушается соответствие между перегрузкой и углом крена. По­

отставать и от новой, отклонившейся книзу траектории. В резуль­ тате происходит прогрессирующее «зарывание носа», теряется вы­ сота. При повышенной (относительно потребного значения шг п ) угловой скорости ы2 углы атаки и тангажа увеличиваются, траек­ тория отклоняется кверху.

Из сказанного следует, что в процессе ввода самолета в вираж летчик должен внимательно следить за углом тангажа, добиваясь

вала) управления на себя. При опускании носа согласовывать па­ раметры шг и у путем ускоренного подбора ручки на себя следует лишь в начале ввода, при сравнительно небольшом угле крена и

ручки управления необходимо замедлить темп увеличения крена. Это положение станет очевидным после анализа характерных от­ клонений на вираже.

Другим необходимым для сохранения заданной скорости зако­ ном координации управления на вираже является постоянное ра­ венство между тягой и лобовым сопротивлением.

По мере увеличения крена в процессе ввода в вираж лобовое сопротивление самолета возрастает главным образом за счет ин­

дуктивной составляющей, пропорциональной пу — с о $ а •, а также за счет некоторого дополнительного сопротивления, отражающего рассеивание энергии при демпфировании вращений. Поэтому одно­ временно с увеличением крена необходимо увеличивать и тягу силовой установки. Потребный темп перемещения РУД выбирается практически с учетом характеристик приемистости двигателя и коэффициента индуктивности А. Естественно, в каждом конкрет­ ном случае летчик должен учитывать желаемый темп ввода: чем

379

энергичнее он решил вводить самолет в вираж, тем с большим упреждением необходимо перемещать РУД. В процессе ввода, контролируя постоянство скорости (по указателю), летчик коррек­ тирует темп перемещения РУД, а при необходимости и темп уве­ личения крена.

При выполнении виражей с использованием форсажных режи­ мов работы двигателя ввод имеет некоторые особенности. Дело в

некоторого вполне определенного минимума. Поэтому при вклю­ чении форсажа и тяга двигателя возрастает скачком на некоторую конечную величину. Плавное регулирование тяги в интервале ре­ жимов от максимала до минимального форсажа, как правило, не обеспечивается. Лишь на отдельных двигателях предусмотрено дросселирование основного контура при включенном форсаже. Однако, поскольку получение тяги, которую мог бы создать основ­ ной контур, путем дожигания топлива за турбиной явно невы­ годно, такая схема регулирования широкого распространения не получила. Кроме того, время включения форсажной камеры от мо­ мента подачи соответствующей команды (перемещения РУД в по­ ложение «Форсаж») строго не лимитируется, что затрудняет обес­ печение координации управления при включении форсажа в про­ цессе ввода в вираж.

По указанным причинам форсаж обычно включается перед вво­ дом в вираж в прямолинейном горизонтальном полете, при скоро­ сти на 30—80 км/ч менее заданной для виража. В этом случае

для выполнения виража задают высоту, скорость, угол крена и режим работы двигателя. Необходимо иметь в виду, что на задан­ ной высоте полета скорость, крен и лобовое сопротивление, кото­ рое уравновешивается тягой, связаны однозначной зависимостью. Поэтому произвольно можно выбрать лишь два из этих трех пара­ метров. Третий же параметр должен оставаться свободным. За счет его изменений летчик обеспечивает постоянство двух других. На современных самолетах в качестве такого «регулировочного» параметра наиболее удобно использовать угол крена. Его значе­ ние, рассчитанное заранее или взятое из летной практики, следует считать ориентировочным. В зависимости от метеоусловий, инди­ видуальных особенностей самолета и двигателя, фактического по­ летного веса, сорта топлива и т. п. тяга двигателя может ока­ заться несколько больше или меньше лобового сопротивления. Равновесие действующих на самолет продольных сил и обеспечи­

380