┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 65

Из пройденного мы знаем, что в этом случае даже незначительное нарушение поперечного равновесия вызывает возникновение дестабилизирующего момента, т, е. смещение ЦД в сторону поднимающегося крыла, не позволяющее самолету возвратиться снова в равновесие. В отношении штопора это явление принято называть салгпвращением самолета, так как, двигаясь под влиянием веса книзу, самолет находится под непрерывным действием этого дестабилизирующего момента, вращаясь вокруг продольной оси до тех пор, пока летчик не примет мер к уменьшению угла атаки самолета, при котором самовращение прекращается.

163. Схема сил при штопоре При установившемся штопоре ЦТ самолета двигается со скоростью К касательной к любой точке траектории (рис. 342). Разлагая эту скорость по вертикальному и горизонтальному направлениям, получим две составляющие скорости: У вЂ” верти; кальную скорость снижения и тв — окружную скорость. Данные, характеризующие штопор, как то: высота, теряемая за один виток, время одного витка, радиус, а также величина сил, возникающих в результате движения, в основном зависят от соотношения и величины вертикальной и окружной скоростей. При штопоре на самолет действуют три основные силы: сила веса 6, центробежная сила Е, и полное сопротивление самолета )с„, которое с вертикалью образует угол э (рис.

343). Сила )с„может быть заменена двумя составляющими: горизонтальной Р и вертикальной Д, которые с небольшой погрешностью будем считать подъемной силой и лобовым сопротивлением. Складывая вес самолета О н центробежную силу Р„получим равнодействующую 6ь аналогичную новому весу.

При установившемся штопоре силы находятся в следующем соотношении: или Р=И, з!ву Р; Я = тс„соз ч = 6. Величина центробежной силы определяется по формуле: ОеР г г =- — ' е 9Ь~ , ) Рис. 343. Схема сил при штопоре. Рис. 342, где от — угловая скорость вращения, выраженная в радианах в секунду. Если известно время одного витка штопора, то угловая скорость может быть определена из равенства: 2и 6,28 При штопоре, как и при всяком криволинейном движении, самолет испытывает перегрузку, величина которой и равна отношению — -. 0' Подставляя вместо 0 равное ему Р.

соз о, получим: 1 и= —. соа р Из этого равенства следует, что перегрузка растет с увеличением крутизны штопора, так как с увеличением угла у соз о уменьшается и, следовательно, обратная этому величина, 1 т. е. — увеличивается. ' сохо' 358 Перегрузка при штопоре может быть представлена в другом выражении, вытекающем из рассмотрения схемы сил. Сила полного сопротивления 1с., как гипотенуза, равна; Вынеся за знак корня значение веса О, получим: Подставляя полученное значение Я, в выражение для иере- Р,~ грузки ( и = — /, окончательно получим: =о/ и= р'1+( — з„1) .

Это уравнение позволяет определить перегрузку самолета при штопоре, если неизвестен угол наклона оси самолета ~у. 164. Скорости и радиус штопора Определение поступательной скорости самолета ири штопоре вытекает из основного равенства сил: 11 6=С„йЯУ'сов ч, откуда / 6 с,рзсовт ' Таким 'образом, скорость У при штопоре изменяется про- Вследствие больших углов атаки при штопоре, величина С, весьма значительна, и поэтому поступательная скорость относительно невелика.

Расчеты показывают, что при нормальном штопоре она равна примерно средней скорости горизонтального полета, точнее она на 60 — 70'/„больше посадочной скорости данного самолета. При плоских штопорах скорость значительно уменьшается, превышая посадочную всего лишь на 10 — 15' „. При этом необходимо отметить, что указатель скорости на штопоре дает неверные показания, так как, вследствие очень больших углов атаки, трубка Пито обтекается косым потоком, и разность давлений в приборе нарушается. 359 Вертикальная скорость сг и окружная тз могут быть опреде. лены из рассмотрения параллелограма скоростей (рис.

342): и= Ь' 1п0, и 17 сов в, где 0 в угол наклона вектора 1г к горизонтали. Так как угол наклона траектории штопора 0 очень велик, то 81п 0 есть величина, весьма близкая к единице. При нормальном штопоре она примерно равна 0,98 — 0,99, поэтому скорость по траектории У и вертикальная скорость У весьма близки по величине. Вертикальную скорость можно приближенно определить практическим путем в полете; для этого необходимо заменить величину потери высоты Н за несколько витков и время 0, затраченное на это; 'Если, кроме того, заметить количество витков а, которые совершил самолет на протяжении Н, то можно определить потерю высоты Ь за один виток: Н Л= —.

а ' Радиус штопора можно вычислить из уравнения окружной скорости, а именно: та=1'.сов 0, но, с другой сторвны, та=шг; следевательно, маса з г Радиус штопора получается очень небольшой, в нормальном случае он даже меньше половины размаха самолета. Пользуясь приведенными выше основными формулами, решим ряд задач по определению главных элементов штопора. Пусть мы имеем следующие данные: вес самолета 890 кг, скорость по траектории 122 нм час, или приблизительно 34 лг,'сем, время 4 витков 8,4 сек., потеря высоты за 4 витка 282 лс. Находим следующие основные данные штопора.

1. Потеря высоты за один виток: 282 Ь вЂ” „70,5 лг, 2. Время одного витка: вл 2,1 сек. 3. Угловая скорость вращения: 2 3,14 и= — '= 3 рад/сек. 2,1 4. Вертикальная скорость: У=. — '-33,6 и,сам. 70,5 2,1 5. Угол наклона траектории: з1п 0 = з4 = 0,985. И,6 Находим по таблице тригонометрических величин: ~ Е 80'. 6. Окружная скорость, Находим по таблице значение соз 80~, оно равно 0,17: гс = 34 0,17 = 5,8 лг/сея. 7. Радиус штопорж 3 =193 лг.

8. Перегрузка: 9. Сила полного сопротивления при штопоре: И, =890 2 = 1 780 кг. 10. Угол наклона продольной оси самолета к горизонтали: З90 соз ~г = 11зо — — 0,5. По таблице тригонометрических величин этому соответствует ~ р= 60п 4 165. Влияние центровки и других факторов на штопор Характер штопора, а также быстрота входа и выхода самолета из штопора в значительной степени зависят от центровки, т. е.

от расположения ЦТ самолета. Из предыдущего известно, что существует три вида располон1ения ЦТ относительно САХ: переднее — от 25 до 30"/„, среднее или нормальное — 30 — 34'/„и заднее — от 34% и более, В случае значительного переднего расположения ЦТ сила тг'„ при штопоре пройдет сзади ЦТ, образуя с равнодействующей О„ пару сил, момент которой стремится перевести самолет на малые углы атаки и, следовательно, прекратить самовращение (рис. 344).

При передней центровке самолет, имеющий прочие нормальные условия, неохотно входит в штопор и очень быстро из него выходит. При соответствующем профиле крыльев и сосредоточенности основных грузов близко к ЦТ самолет с передней центровкой может в штопор совсем не входить. В случае средней центровки самолеты в большинстве сравнительно легко входят в штопор и выходят из него с небольшим запаздыванием, достигающим в зависимости от характера штопора до ",,— 2 виткос.

! а! Ряс. 344. Рис. 345. При задней центровке, если сила Д. при штопоре проходит впереди ЦТ, самолет, войдя в штопор, выходит из него с большим запаздыванием, и возможен случай, когда самолет из штопора совсем не выйдет. Объясняется это неблагоприятным действием момента пары сил Я„О„, который в этом случае стремится увеличить угол атаки и, следовательно, усугубить штопор (рис. 345). Задняя центровка, выходящая за допустимые нормы, приводит самолет к плоскому штопору. Расположение ЦТ относительно САХ, однако, не является единственным фактором, влияющим па штопор. Характер штопорения самолета зависит еще и от того, в какой мере рассредоточены основные грузы по трем основным осям самолета, Наиболее значительное рассредоточение масс у одномоторных самолетов бывает по продольной оси л — х, в меньшей Зб2 степени по поперечной в — з и самое малое — по оси, перпен- дикулярной к двум только что указанным осям у — у Рассмотрим, как будет влиять на штопор разнос масс по продольной осн.

Из рис. 34б видно, что, благодаря наклону фюзеляжа прн вращении самолета вокруг вертикальной оси С в С, массы, рас- положенные к хвосту и носу фюзеляжа, подвергаются действию центробежных снл Д, и у,', которые стремятся увеличить радиус вращения этих масс, т. е. уменьшить наклон фюзеляжа и уве- личить угол атаки самолета. Противодействие этому оказывает аэродинамическая сила, действующая на стабилизатор. Таким образом, становится ясным, что чем больше разнесены грузы по продольной оси само- г' лета, тем больше будет их мог мент инерции, положе будет наклон самолета при штопоре, интенсивнее самовращение.

>' Может быть случай, когда самолет, имея почти нормальную г' центровку, но чрезвычайно рассредоточенные массы по продольной оси, после нескольких витков с трудом выходит из штопора нли даже совсем не выходит из него. Удаление масс в обе стороны от ЦТ по поперечной оси также оказывает некоторое влияние на штопор. При вращении самолета эти массы увеличивают общий момент инерции и не- сколько затрудняют выход из штопора. При этом центробежные силы, действующие на массы, стремятся поставить поперечную ось перпендикулярно к оси вращенля (рнс. 347). Рассматривая далее влияние рассредоточения масс по оси самолета у — у (рис.