┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 66

348), можно установить, что эти массы прн штопоре также обладают моментом инерции, но, с другой сто- роны, центробежные силы, действующие на массы, стремятся опустить нос самолета и перевести его на малые углы атаки„ что способствует выходу из штопора. Не менее важным фактором, от которого зависит быстрота входа и выхода из штопора, является профиль крыльев. Рассма- тривая кривые Лилиенталя различных профилей, мы замечаем, что характер падения С в закритической области бывает не- одинаков. Так, например, тонкие профили с заостренным ребром атаки после л.

а„ „, имеют резкое падение С, и поэтому их момент самовращейия при штопоре велик. При этом самолет, обладаю- 363 Рас. 34б щий нормальной центровкой, легко входит в штопор и гребу большего момента рулей для выхода из штопора. На рис. 3 дана примерная характеристика профиля с резким падением в области самовращения. Крылья утолщенного профиля, наоборот, в большинстве с чаев имеют менее интенсивное падение С„после критическ~)го угла атаки (рис.

350). Рис. 347 Самолеты, снабженные такими крыльями, при нормальной центровке менее охотно входят в штопор и легче из него выходят, так как момент самовращения обладает меньшей величиной. Рис. 350. Рис. 349. 166. Ввод и вывод самолета из штопора В летной практике штопор может быть выполнен по желанию летчика или он может произойти случайно в результате неправильного пилотирования. В том и другом случае штопор является результатом относительной потери скорости, при которой самолет, как мы установили, переходит на углы атаки, превосходящие критический.

364 По желанию летчика самолет можно ввести в штопор с люого вида полета; нормально же исходным положением нужно читать горизонтальный полет. В этом случае для выполнения штопора летчик должен: а) закрыть газ мотора н постепенно выбирать ручку на себя д тказа для придания самолету угла атаки, при котором начи ется самовращение; как только скорость дойдет до минимальной для данного самолета, дать ногу доотказа в желаемую сторо у. Са лет при этом быстро опустит нос и под влдянием момента руля направления начнет вращение, которое не прекратится до тех пор, пока рули будут оставаться в указанном положении.

Для быстрого вывода самолета из штопора нужно, во',первых, затормозить вращение поворотом рули направления в обратную сторону и, во-вторых, уменьшить угол атаки, поставив ручку руля высоты в положение, приближающееся к нейтральному. В момент прекращения враще- ф ния самолета асе управление должно быть при- ~ф,~~ ведено к нейтральному положению. Затем ручка берется на себя ',для вывода самолета из пикирования. Порядок вывода самолета из штопора неоди- Ряс ЗЗ1 иаков для разных типов самолетов; на многих типах нужно одновременно давать ручку от себя в среднее положение между нейтральным и на себя и обратную ногу доотказа.

По прекращении вращения вывод нз пикирования выполняется так же, как и в первом случае. Если самолет выходит из штопора с запаздыванием, то никаких других движений рулями делать не следует. Из плоского штопора самолет выходит с трудом, причем возможны случаи невыхода из него. Объясняется это тем, что при значительном эффекте самовращения самолета рули действуют весьма слабо, так как их обтекание происходит под чрезвычайно большим углом. Действие руля высоты и особенно руля направления понижается, кроме того, от их взаимного затенения (рис. 351).

При выводе самолета из плоского штопора на некоторых самолетах можно применять элероны, повернув их в сторону штопорения, так как на нелетных углах атаки элероны имеют обратное действие. В случае верхней децентрации винта (линия тяги выше центра тяжести) самолет может выйти из плоского штопора при помощи полного газа, так как тогда сила тяги дает пикирующий момент. Непроизвольный штопор в летной практике получается в большинстве случаев или на подъемах, когда самолет легко может потерять скорость при передирании, или на разворотах, связанных с положением рулей и всего самолета, способствующим переходу в штопор при недостатке скорости.

Случайный штопор весьма опасен на низких высотах, так для вывода из него самолета требуется в среднем высот менее 100 м. Большинство катастроф, происшедших в рез тате потери скорости по неосторожности летчиков, свя именно с недостатком высоты. Поэтому при подъеме после вз следует со всей внимательностью следить за скоростью с лета, за исправностью работы мотора, избегать разворото небольших высотах при планировании и особенно при под еме.

167. Боевой разворот Сущность боевого разворота заключается в быстр11й перемене направления на 180ч с набором высоты. Он пре,1ставляет собой комбинацию виража и горки. Для выполнения боевого разворота требуется ~остаточно большая начальная скорость, и самолеты со средним запасом мощности начинают эту фигуру с полным газом, Ф. е. с максимальной скоростью горизонтального полета. Истрэбители, обладающие большим запасом мощности, обычно науинают боевой разворот от средней скорости, но в процессе задирания самолетов газ дается доотказа. Если скорость в начале разворота недостаточна (превосходит посадочную менее' чем в полтора раза), то самолет сильно задирать нельзя, в противном случае в верхней части разворота он потеряет скорость и свалится на нос или в штопор. В практике боевым разворотам предъявляются два основных требования: наименьшее время разворота и максимально возможный набор высоты.

Время разворота, как мы знаем,.зависит от крена виража, а набираемая высота — от вертикальной скорости самолета. Эти два условия противоречат друг другч. Чем больше крен, тем больше расходуется мощности на разворот и меньше ее остается для набора высоты. Поэтому при боевом развороте большему крену будет соответствовать )меньший набор высоты, но и меньшее время разворота, при меньшем крене — наоборот. Для большинства самолетов наиболее подходящим креном является бо". Перегрузка при боевом развороте достигает 2,8 — 3. С увеличением нагрузки данного самолета начальная скорость боевого разворота я время увеличиваются, а крен и величина набора высоты уменьшаются.

Уменьшение плотности воздуха оказывает на боевой разворот влияние, аналогичное увеличению веса самолета. 168. Перевороты через крыло По характеру движений самолета перевороты через крыло бывают двух видов: а) штопорные или быстрые, при которых самолет еписывает сильно вытянутую спиральную траекторию; -"бб б) медленные илн управляемые перевороты, при которых ' вращение самолета происходит вокруг продольной оси. Те и другие виды переворота разделяются на ординарные, двойные, или „бочки", и четверные („ двойная бочка"). Ординарный штопорный переворот.

Сущность его заклюется в быстрой перемене направления полета на 180э путем с мещения следующих элементов движения самолета. 1. Кабрирование до 30 — 40 . . Некоторый небольшой занос хвоста и одновременно с им переворачивание самолета на спину в желаемую сто ну вокруг некоторой оси, проходящей через ЦТ самолета.

3. алее следует стадия выхода из переворота, аналогичная второ части петли. Об ий вид такого переворота представлен на рис. 352. В э и довольно сложном движении ЦТ самолета перемещается, ак уже было сказано, подобно штопору, по винтовой линии, у певая до переворота на спину сделать полвитка штопора вок уг горизонтальной оси. Норма ный переворот с выходом на 180э выполняется следующим о разом. Находясь в стадии горизонтального полета, летчик уве чивает скорость прибавлением газа до полуторной посадочной, затем плавным, но энергичным движением ручки на' себя зад рает самолет до 30 — 40~ и почти одновременно дает доотказ ногу в сторону желаемого переворота, добирая ручку на себя.

Самолет немедленно опрокидывается через крыло в сторону дан~ й ноги. С переходом самолета на спину летчик дает обратную огу для.погашения инерции вращения самолета; руль высоты ос ется взятым на себя до того момента, когда самолет начнет в ~ходить в горизонтальный полет.

Присматриваяс к характеру выполнения переворота, замечаем, что положе~ е рулей здесь такое же, как и при штопоре, т. е, ручка берется доотказа на себя, нога — доотказа в желаемую сторону. Отсю 'а вытекает сходство траекторий переворота и штопора. В самом1деле, при взятии ручки на себя самолет быстро увеличивает~угол атаки, переходя в закритическую область, т.

е. в область самовращения. Если летчик задержит рули отклоненными доотказа, то самолет, не прекращая вращения, в итоге перейдет В, обычный штопор. Необходимо заметить, что, подобно штопору, характер переворота зависит от типа самолета. Так, например, толстокрылые самолеты с большим размахом, с малой нагрузкой на площадь и передней центровкой неохотно делают переворот; выполненная фигура обычно имеет вид, представленный на рис. 353. Самолеты, имеющие тонкие крылья, большую нагрузку, малый размах и нормальную центровку, выполняют переворот легко и быстро. Перегрузка самолета, возникающая вследствие криволинейного движения, достигает при нормальном перевороте 2 — 2,5 и зависит от начальной скорости.

367 5 г г ! г с 1 %3; еа Рис. 332. Ординарггый гптопорный переворот г ~г Рпс, 333. Вариаит ординарного пгтопориого переворота, Двойной переворот, или „бочка", Этот вид переворота отличается от ординарного тем, что самолет делает полный виток горизонтального штопора, перевернувшись вокруг оси на Зббо, т. е. снова до своего нормального положения (рис. 354). Для выполнения двойного переворота начальная скорость должна быть не менее двойной посадочной; при отсутствии достаточного запаса скорости самолет во втором полувитке, вяло вращаясь, переходит на снижение с опусканием носа. Увеличение начальной скорости при двойном перевороте сильнейшим образом сказывается на перегрузке самолета.