Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 67

Огромное влияние на поведение самолета оказывает скольж е н и е. Известно, что при наличии поперечной устойчивости скольжение приводит к накренению в сторону, противоположную скольжению. На больших углах атаки данный эффект значительно усиливается, так как скольжение вызывает срыв потока с крыла, противоположного направлению скольжения. Например, скольжение на правое крыло, вызванное дачей вперед левой педали, приводит к срыву потока на левом крыле и сваливанию на это крыло.

355 Как показывает опыт, односторонний срыв потока при скольжении может произойти на углах атаки, значительно меньших, чем срыв при отсутствии скольжения. При полете на больших углах атаки нужно исключительно коордииированно управлять самолетом, чтобы избежать скольжения и преждевременного сваливания на крыло. А если сваливание начинается, то наиболее эффективно можно его прекратить созданием скольжения в сто. рону сваливания с помощью руля направления. Например, сваливание вправо останавливается дачей левой педали. При этом важно вовремя поставить педали нейтрально, чтобы ие вызвать сваливания в другую сторону. 4 3. Самовращенне крыла и самолета Рис. 1В.вл. Различие в подъем иых силах опускаю~пегосв и под вимающегося крыльев При накреиении самолета происходит увеличение углов атаки у опускающегося крыла и уменьшение у поднимающегося (рис.

11.!3). Если полет происходит при малых или средних углах атаки, то указанное изменение углов атаки создает, как мы знаем, торможение (демпфирование) крена, и в итоге даже большим моментом не удается быстро накренить самолет, Как голько действие накреняюшего момента прекращается, вращение почти моментально останавливается. Но стоит придать крылу угол атаки, больший критического, как его поведение совершенно меняется сообщенное крылу вращение ие только не тормозится, но, наоборот, еще больше усиливается. Это явление — самовращение, или авторотация, — леи;ит в основе штопора самолета. Объяснением причины возникновения накреняюгцего момента, поддерживающего вращение, является тот известный факт, что увеличение угла атаки сверх критического сопровождается усиле. нием срыва потока и падением подъемной силы; поэтому подь- емная сила опускающегося крыла Су ~улм имеюгцего ббльшие углы атаки, оказывается меньшем, чем у поднимающегося крыла (рнс.

13.02). с, ! Г По мере ускорения вращения га "л ! ! ! поднимающееся крыло начинает ра! 1 ботать с углами атаки, значительно ! ! ! меныпнми критического, т.е. в усло- виях плавного обтекания, в то вре- 45 мя как опускающееся крыло рабо(!аат!ап( тает уже в условиях полного срыва потока. Но угловая скорость накрене- 0 5 а .'5 и иия не будет возрастать безгранично. С уменьшением углов атаки плавно обтекаемого крыла уменьшается и его подъемная сила и, в конце концов, моменты подъемных сил обоих крыльев выравниваются, угловое ускорение исчезает и устанавливается постоянная угловая скорость самоврагцення. Пусть, например, при отсутствии вращения угол атаки всех сечений крыла равен а,о=18',5 (рис.

15.03). В этом случае у двух небольших, симметрично расположенных участков правого и левого крыльев подъемные силы одинаковы и поперечные моменты, создаваемые ими, взаимно уравновешены. То же получится и прн вращении самолета вокрут оси к с такой угловой скоростью, при которой а,в=25', а анод=!2', т, е. да=а — а =а — и =бо5, оь ср ср лод Сравнение прямого и стреловидного крыльев показывает (рис. 3.20), что у последнего падение св после критического угла атаки носит более плавный характер. Поэтому стреловидные крылья менее склонны к самовращению, чем прямые. Если в процессе самовращения создать внутреннее скольжение (например, скольжение на правое крыло при вращении вправо), то угловая скорость уменьшается и даже самовращение мо. жет совсем остановиться.

Наоборот, скольжение в сторону поднимаю!цегося крыла (внешнее) усиливает самовра- 357 орил ия Рис. 15.04. Положение пентров давления крыла и гори. вонтального оперения при внешнем скольжении где и, — угол атаки рассматриваемого участка опускающегося крыла; а, л — угол атаки симметрично расположенного участка поднимаюптегося крыла; Рис. 10.03. Одинаковые подьаср — средний1 угол атаки обоих емныесилы „,мметричио рлс крыльев. положенных влементов опуска- Прн некоторой угловой скорости ющегося и поднимающегося вращения окажутся уравновешен- крыльев прн определенной ными уже ие моменты, создаваемые угловой 'корости ~ращения симметрично расположенными произвольно выбранными участками крыльев, а моменты, создаваемые всем левым крылом и всем правым крылом.

Угловая скорость. самовращения получается наибольшей у крыльев, для которых характерно рез- Ф кое падение подъемной силы после критического угла атаки. шение. Это объясняется двумя причинами: во-первых, отмеченным выше влиянием скольжения на интенсивность одностороннего срыва потока и, во-вторых, отклонением центров давления крыла и оперения от оси врашения в сторону скольжения (рис.

15.04), чем создается момент, усиливающий вращение прн внешнем скольжении и тормозящий при внутреннем. В 4. Штопор самолета Изучение штопора необходимо для успешного вывода самолета в нормальный полет в случае непреднамеренного срыва в штопор. Теория штопора является одним из наиболее сложных вопросов аэродинамики самолета. В создании этой теории виднейшую роль сыграли исследования советских ученых ( В. С.

Пышнова и А. Н. Журавченко. При установившемся штопоре центр тяжести самолета движется вниз по спиральной траектоРса рии. На рис. !5.05 схематически показана траектория штопоряшего самолета. Надо только иметь в аиду, что в действительности спираль значительно сильнее вытянута: радиус ее не превышает полуг(г размаха крыльев и обычно равен 1 — 3 м, а потеря высоты за один виток исчисляется 'сотнями ме. тров. Нос самолета при штопоре обращен внутрь спиральной траектории и опушен. движение самолета при установившемся равномерном штопоре складывается из двух простых движений: поступательного движения вниз и врашения вокруг оси спиральной траектории (оси штопора). Следовательно, при штопоре мы наблюдаем самоврашение самолета вокруг вертикальной оси, проходящей впереди его центра тяжести.

Штопор может быть крутым и плоским. При ! крутом штопоре ось фюзеляжа составляет с вертикалью угол 25 — 40', при плоском — 60 — 70', ПоРис.!в.ов. шгэ- скольку хорда крыла почти параллельна оси фюзеляжа, а спиральная траектория центра тяжести очень мало отличается от вертикальной прямой, эти углы можно считать углами атаки среднего сечения крыла, т. е. средними углами атаки крыла при штопоре. Скорость самолета при штопоре невелика — она превышает ~'аи, в зависимости от наклона фюзеляжа на 15 — 70%, Малая величина скорости объясняется большим сопротивлением при боль.

ших углах атаки. Началом штопора является сваливание самолета на крыло. Если летчик ае принял мер к восстановлению нормального полета,. то врашснне самолета вокруг направления его полета посте- 358 пенно усиливается. При этом ось штопора постепенно искривляется вниз (рнс. 15.06) под действием силы веса, так как при вращении самолета его подъемная сила равное время направлена как вверх, так и вниз, т. е. сама себя компенсирует. При большой гтса шлплпхат Уб' .Г С Рнс. 1500. постепенное искривление осн штопора вниз под дей- ствием силы веса самолета истинной скорости полета, что характерно для современных самолетов вообще, а в особенности на больших высотах, ось штопора очень нескоро становится вертикальной, а часто гак и не доходит до вертикали.

Не будь вращения, не удалось бы достичь таких болыних углов атаки, какие наблюдаются при штопоре, поскольку руля высоты не хватило бы для преодоления пикирующего аэродинамического момента, создаваемого крылом и стабилизатором (рис. 10.07).

Рнс. 15.07. Образование пикируюшего аэродинзмического момента при больших углах атаки Рис. 15.08. Кабрируюпгия пентробежный момент, свнзанныя с разносом масс вдоль фюзеляжа Но при вращении самолета массы, разнесенные вдоль оси фюзеляжа, создают центробежный кабрирующий момент (рис. 15,08), которым и уравновешивается аэродинамический пикирующий момент. Всякая причина, уменьшающая пикирующий аэродинамический момент или увеличивающая угловую скорость, приводит к увеличению угла атаки крыла, т.