Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 68

е. делает штопор менее крутым. Большой угол атаки при штопоре может повлиять на работу двигателя; срыв потока с кромок воздухозаборника создает условия для неустойчивой работы входного устройства и компрессора (помпажа) и остановки двигателя. $5. Факторы, влияющие на характер штопора На интенсивность вращения и наклон фюзеляжа при штопоре влияют: 1) факторы, связанные с действиями летчика; 2) факторы конструктивно-эксплуатационного характера, не зависящие от летчика. Из факторов первой группы отметим следующие; а) Скорость самолета в момент входа в штопор. Самолет может сваливаться на крыло как по достижении Р м горизонтального полета, так и при «перетягнваиии ручки» на больших скоростях, например, при выполнении глубокого виража, выводе из пикирования и т.

д. Срыв в штопор на большой скорости всегда дает более быстрое вращение самолета, так как аэродинамические моменты, вызывающие самоврашение, пропорциональны скоростному напору. б) Угол скольжения. Исходя из влияния скольжения на само. вращение можно сделать вывод, что внешнее скольжение усиливает вращение при штопоре, а внутреннее ослабляет. Чем сильнее «дана нога» по штопору (например, левая нога при левом штопоре), тем сильнее внешнее скольжение и энергичнее штопор. Поэтому на некоторых самолетах запрещается полное отклонение педалей при выполнении преднамеренного штопора.

На скольжение самолета при штопоре влияет также отклоне. ние элеронов; опущенный элерон увеличивает сопротивление крыла и создает скольжение на противоположное крыло. Например, отклонение ручки вправо при левом штопоре создает скольжение на правое крыло, т, е. внешнее скольжение. Поэтому, как правило, отклонение ручки против направления вращения усиливает штопор. Характер штопора зависит н от других факторов, связанных с действиями летчика: от положения органов механизации крыла, ЗБО шасси и т. д, Характер и степень влияния этих факторов на штопор в значительной степени определяются индивидуальными особенностями, присущими данному типу самолета, и определяются при испытаниях. Из факторов второй группы (конструктивно-эксплуатационных) укажем нз следующие: а) Центровка самолета.

При задней центровке меньше пикирующий аэродинамический момент, создаваемый крылом при штопоре (рис. 15.07), н самолет более склонен к переходу на большие углы атаки. Кроме того, смешение ЦТ назад ухудшает продольную устойчивость самолета в горизонтальном полете, облегчая тем самым выход самолета в горизонтальном полете на критический угол атаки. б) Разнос масс вдоль фюзеляжа. Чем сильнее разнесены массы, тем больше кабрирующий центробежный момент (рис. 15.08), тем меньше наклон фюзеляжа. Кроме того, центробежный момент от продольного разноса масс стремится увеличить имеющийся угол скольжения ! (рис. 15.09).

Если скольжение при штопоре внутреннее, то его усиление способствует ослаблению вращения самолета, т. е. играет положительную роль. в) Разнос масс вдоль размаха (рис. !5.09). У современных самолетов с двигателем в фюзеляже и малым удлинением крыла этот разнос масс довольно мал. Центробежный момент разнесенных по размаху грузов стремится устранить скольжение, что может иногда ослабить, а иногда усилить авторотацию в зависимости от направления скольжения. г) Направление вращения двигателя. При левом вращении ротора его гироскопический момент стремится опустить нос само. лета при левом штопоре и поднять при правом; правое вращение двигателя дает обратный эффект.

Помимо отмеченных конструктивно-эксплуатационных факторов, на характер штопора влияют относительные размеры, форма и взаимное расположение отдельных частей самолета; стреловидность крыла, форма, площадь и плечо хвостового оперения и т. д. Сочетание этих факторов в значительной мере определяет характерные особенности штопора отдельных типов самолетов.

Зб! 6 6. Неравномерный и неустойчивый штопор У многих современных самолетов наблюдается при штопоре неравномерное вращение, сопровождающееся периодическими изменениями наклона фюзеляжа и угла крена. В некоторых случаях штопор получается неустойчивым; правый штопор через короткое время самопроизвольно сменяется левым, затем снова правым и т. д. Неравномерность и неустойчивость штопора наблюдаются в большей части на его первом этапе, непосредственно после сваливания на крыло, когда ось штопора близка к горизонтали (рис.

15.06). По мере накренения вертикальная составляющая подъемной силы уменьшается, у самолета возникает скольжение на опущенное крыло, т. е. внутреннее, или во всяком случае уменьшается внешнее скольжение, которое было создано при сваливании, и вращение замедляется. Когда самолет повернется на 180', то при дальнейшем вращении внизу уже окажется внешнее крыло и начнет развиваться (или усиливаться) внешнее скольжение, которое ускоряет вращение. В итоге вращение оказывается неравномерным. У самолетов со стреловидным крылом, которое очень чувствительно к скольжениям, появляющееся внутреннее скольжение мажет не только замедлить вращение, по и изменить его направление.

Это возможно в том случае, когда вход в штопор был недостаточно энергичным, с малой угловой скоростью. Как видно из рисунка, при вращении самолета вокруг наклонной оси его угол тангажа непрерывно изменяется: нос самолета то поднимается (даже выше горизонта), то опускается круто вниз. По мере приближения оси штопора к вертикали неравномерность вращения самолета уменьшается, а ось самолета составляет более постоянный угол с горизонтом. 6 7.

Вывод самолета нз штопора Для прекращения штопора достаточно перевести самолет на малый, докритический угол атаки, при котором самовращение крыла невозможно. Однако попытка вывести самолет из штопора одной только дачей ручки от себя оказывается обычно безуспешной, так как момент от руля высоты недостаточен для преодоления центробежного кабрируюшего момента. При наличии внешнего скольжения такая попытка иногда приводит даже к усилению самовращения и переходу самолета в плоский штопор.

Увеличение угловой скорости вызывается вращающим моментом вокруг оси штопора, создаваемым при внешнем скольжении подъемной силой от руля высоты (рис. !5,04), приложенной приблизительно в ЦЛ горизонтального оперения. 362 Чтобы обеспечить эффективное действие руля высоты, нужно уменьшить сначала центробежный кабрирующий момент, т.

е. замедлить вращение самолета. Для этого необходимо отклонить руль направления против штопора (при левом штопоре дать правую ногу). Отклонением руля направления уничтожается внешнее и создается внутреннее скольжение, роль которого в замедлении самовращения отмечалась выше. Обьшно вертикальное оперение при штопоре (особенно плоском) работает в ухудшенных условиях, будучи «затенено» горизонтальным оперением, расположенным ниже вертикального. Сведение до минимума взаимного затенения вертикального и горизонтального оперений является одной из важ- с, ных задач, решаемых й с СО конструктором при проекСс ,3с3Э тировании и доводке са- 'с0~сз', молета.

с6 с ЭР Неправильная последовательность действия рулями (отклонепие руля высоты раньше руля направления) может затруднить и даже сделать невозможным выход из штопора по причине не только слабого (и даже обратного) действия руля высоты до замедления вращения, но и дополнительного затенения вер- рне. 1з.1в дополнительное затенение вертитикальпого оперения от- вал»ного оперения при штопоре, вызываемое клоненным вниз рулем отклонением руля высоты вниз высоты (рис. 15.10).

Последовательность действий рулями для вывода из штопора устанавливается для каждого самолета испытаниями в полете и указывается в инструкции по технике пилотирования. У большинства современных самолетов эта последовательность такова: а) энергично дать ногу против штопора; б) дать ручку от себя за нейтральное положение; в) как только прекратится вращение, поставить педали в нейтральное положение; г) вывести самолет из пикирования, дав ему предварительно набрать достаточную скорость. Некоторые самолеты не требуют полного отклонения педали против штопора и прекращают вращение при нейтральном положении рулей. Такие самолеты лучше всего выводить из штопора установкой органов управления в нейтральное положение, особенно прн не- ЗбЗ устойчивом штопоре, когда трудно определить направление вращения.

Иногда самолет попадает в п е р е в е р н у т ы й штопор. Вывод из него принципиально не труднее, чем из обычного штопора. Отличие состоит в том, что после отклонения педалей ручку нужно отклонять не от себя, а на себя (рис. !5.11). После остановки вращения самолет оказывается в отрицательном пикировании. Вертикальное оперение при перевернутом штопоре работает в лучших условиях, чем при обычном, так как воздушный поток из-за стреловидности кили набегает Р на него почти перпендикулярно к передней кромке.

Поэтому даже при нейтральных педалях демпфирующий момент вертикального оперсния создает внутреннее скольжение. Если при перевернутом штопоре трудно определить направление вращения, то педали лучше ставить в нейтральное ноложенне, а не отклонять до отказа. Основными конструктивно-эксплуатационными мероприятиями, облегчающими вывод самолета из штопора и уменьшающими запаздыРнс. 1З.11. Отклонение руля высоты пя вывод яз перевернутого ванне остановки вращенияявляются: штопора а) передняя центровка самолета, увеличивающая пикирующий момент крыла; б) уменьшение разноса масс с целью более быстрой остановки вращения и особенно разноса масс вдоль фюзеляжа, затрудняющего уменьшение угла атаки; в) применение «неротирующих» крыльев, т.