┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 64

В этой точке петли сила Р носит значение нсключительи пентростремительной силы, а функции подъемной силы принимают силы Ф+ пу'. Для того чтобы помочь самолету достигнуть верхней точки петли (положение!У), летчик сейчас же после положения Пl быстро добирает ручку доотказа на себя, уменьшая этим радиус кривизны траектории.

В этом положении самолет удержнваетск центробежной силой Р;, действующей вертикально вверх и заменяющей подъемную силу. Сила Р, в данном случае уравновешивает сумму сил Р+ О. В направлении движения действуют сила тяги Ф и остаточная инерция, уравновешивающие лобовое сопротивление самолета и заставляющие последний пройти верхнюю точку петли. При правильной петле в верхней точке траектории летчик прни<имается центробежной силой своего веса к сидению. Если в положении вверх колесами летчик отделился от сидения, то это является основным признаком неправильного выполнения петли. Пройдя положение Ю, летчик закрывает газ, оставляя ручку гзятой доотказа на себя. Под влиянием момента, руля высоты самолет продолжает криволинейное движение, описывая вторую часть петли. На рисунке в положении 1l дана схема снл при отвесном пикирующем положении самолета.

В этой стадии петли на самолет действуют сила веса О, лобовое сопротивление Я и сила инерции ту', причем 0= Я+ту, или 0)Я. Разность сил 0 в Я сообщает самолету ускорение. Подьемная сила Р уравновешивает центробежную силу. Набрав достаточную скорость, самолет под действием подъемной силы выходит из петли, причем, приближаясь к режиме горизонтального полета (положение Ь1), летчик отпускает ручк~ в нейтральное положение и увеличивает газ для дальнейшего полета, Установлено, что в точке пересечения траектории петли скорости входа и выхода из петли близки по величине; поэтому после совершения первой петли непосредственно можно пойти на вторую, третью и т.

д., давая мотору всякий раз при выходе полный гзз. 161. Перегрузка самолета при петле Необходимость увеличения подъемной силы, по сравнению с нормальным весом самолета, для совершения петли указывает на то, что самолет при петле испытывает перегрузку.

Наибольшую перегрузку самолет испытывает при входе и выходе из петли. В этих участках траектория она достигает, как было ранее указано, 3 — 3,5, т. е. Р— 3,50. Вследствие изменения скорости при движении самолета по траектории петли перегрчзка также изменяется. 352 При восходящем движении самолета перегрузка падает и достигает минимума в верхней точке петли, затем с нарастанием скорости перегрузка снова начинает увеличиваться. Зная посадочную скорость самолета и скорость, потребную для совершения петли, можно приближенно вычислить перегрузку в начале петли по формуле: п= —, 2 ~ иос где Ь' означает начальную скорость петли, У„„— посадочную скорость, и — перегрузку, Например, если Ь'„„=70 км~час, Ь'=-138 им~час, то Причиной возникновения перегрузки, как известно, является сочетание большой скорости и большого угла атаки, отчего подъемная сила резко возрастает.

Ряс. Звт. Оьч Помня формулу Р, = г., =„—,, можно сказать, что перегрузка нри петле зависит от значения величин, входящях в эту формулу, т. е. чем больше нагружен данный самолет, больше скорость и меньше радиус петли, тем большая создается перегрузка самолета. Из всего сказанного не трудно сделать вывод, что правильность и успешность выполнения петли зависит от того, какой по величине окажется центробежная сила в верхней точке петли. Если не будет обеспечено равенство г", =-1о+ Я, то петля или получится с зависанием, т. е.

парашютированием самолета на спину, или самолет совсем не достигнет верхней точки, и петля, следовательно, не получится. Так как величина силы Р, дан. ого тео~м 1влаыи 353 самолета зависит от скорости У и радиуса г, то эти два фактора и должны быть центром внимания летчика при выполнении петли.

Если при горизонтальном полете на малой скорости летчик, не разгоняя самолета, попытается сделать петлю, то последняя не выйдет„так как самолет, перейдя нз подъем, быстро потеряет скорость, и когда подъемная сила станет меньшего веса, тра- ектория изогнется книзу, т. е. самолет в результате перейдет на парашютирование с падением на нос(рис. 337).

Схема сил в этом случае ! будет аналогична изображенной на рис. 283. Если тоже самое летчик проделает при большей поступательной скорости, то вначале траектория круто поднимется вверх, самолет примет вертикальное положение, а Ф' затем он абсолютно потеряет скорость и свалится на хвост с последующим быстрым переходом на нос (рис. 338). В этом случае может произойти одновременно с падением на хвост переход самолета на левое или правое крыло, если летчик даст соответствующую ногу, Рис. 333.

Наконец, возьмем третий случай, когда начальная скорость почти достаточна для петли. Тогда само- лет может достигнуть верхней точки петли, где, однако, ско- рость окажется недостаточной, поэтому самолет начнет пара- шютпровать на спину н, повернувшись носом книзу, перейдет в пикирование (рис. 339). При парзшютировании на спину угол атаки становится сильно отрицательным, появляется отрица- тельная подъемная сила, и летчик повисает на ремнях. Такая петля называется „с зависанием". Это один из характерных слу- чаев, требующих аккуратного привязывания летчика к самолету и тщательной пригонки привязных ремней.

Неудачные петли, Зб4 Ф 1 ! 1 1 1 $ подобные только что описанным, получаются и в том случае, если начальная скорость петли вполне достаточна, но летчик слишком медленно или очень резко берет ручку на себя. При медленном выбирании ручки на себя и, следовательно, недостаточном увеличении подъемной силы самолет пойдет на подъем по кривой большего радиуса и потеряет скорость, не достигнув верхней точки петли, ,д траектория при этом получится примерно такая, г как на рис. 337, только большего радиусз.

Если же летчик слишком быстро возьмет ручку на себя, то самолет хотя и разовьет большу1о подъемную силу, но лобовое сопротивление также резко возрастет, вследствие чего самолет быстро потеряет скорость, а следовательно, и инер- Ф цию, необходимую для выполнения петли. В за- / висимости от быстрого У поворота ручки на себя характер траектории движения самоле- ~г та получится похожим на тот, который изображен на рис.

338. Рис. 339 162. Штопор Штопор, как показывает само название, есть спуск самолета по сильно вытянутой винтовой траектории. При штопоре самоа"т, двигаясь своим ЦТ по указанной траектории, имеет, кроме того, вращение вокруг своих вертикальной и продольной осей. Таким образом, характер движении самолета при штопоре отличается значительной сложностью, не позволявшей долгое время изучить сущность и причины, вызывающие штопорное движение. Однако в последние годы, в результате тщательных теоретических и практических исследований за границей и у нзс в СССР, удалось правильно установить сущность штопора, объяснить его элементы и факторы, влияющие на характер самого штопорения самолета, а также входа и выхода из него. Результаты исследования штопора имеют колоссальное значение в летной практике, так как летному составу они дают сознательное пилотирование в случаях волевого и случайного штопора, а конструктору позволяют сделать расчеты, уменьшающие склонность самолета к штопору и облегчающие выход из него.

По наклону фюзеляжа штопор разделяется на крутой, пологий и плоский. При крутом штопоре продольная ось самолета имеет наклон к горизонту до 60 — '65", при пологом 45 — 50с и при плоском наклон фюзеляжа уменьшается до 30 — 35с. Рис. 340, Рис. 341. На рис. 340 и 341 представлены положения самолета при крутом и плоском штопорах, где видно их различие по углу наклона фюзеляжа относительно горизонтали. Так как самолет, двигаясь по траектории штопора, в то же время имеет вращение вокруг продольной оси, причем внутреннее крыло находится как бы в стадии непрерывного относительного опускания, а внешнее крыло — в стадии подъема, тоих углы атаки значительно отличаются друг от друга, причем у опускающегося крыла угол атаки сравнительно больше, а у поднимающегося он меньше.

Однако при этом не происходит переворачивания самолета на спину, так как самолет в то же время имеет вращение вокруг своей вертикальной оси. Углы атаки при штопоре принято расценивать по их среднему зна- 3,.6 ченню. Рассматривая чертеж и принимая во внимание, что направление движения самолета при штопоре близко к вертикальному, не трудно установить, что средний угол атаки имеет значительную величину и выходит за пределы летных углов атаки, При крутом штопоре среднее значение угла атаки колеблется от 18 до 2У, а при плоском штопоре угол атаки может достигать 600. Таким образом, при штопоре самолет находится как бы в положении парашютирования с углом атаки, значительно большим посадочного. Вот это и является непосредственной причиной штопорного движения самолета. Явление штопора вытекает из явления поперечной неустойчивости самолета при больших углах атаки.