Аэродинамика и динамика полета (Байдаков В.Б., Клумов А.С., 1979 - Аэродинамика и динамика полета), страница 63

п.). Появление моментов ш,е и гпм прн нулевоч угле скольжения и нейтральных органах путевоз) г~ поперечной угпрзвляемостг~ с рос. гои ) гла атаки вызывает непрг пзаольное неуправляемое покачивание самолета с крыла на крыло )по крену) н «вождение» ипса (по рысканию).

Эти покаюаэния и «во «денна» явлнютси первычя признаками сваливания самолета в штопор При этих углзх атаки нз за большой величины отношении т,з)ш„з двнжеяне по крену, кзь указано выше, прн отклонении органа поперечного управления носит ярко выраженный колебательныи характер. Позтоиу вьзе~зза~ельс~во летчика с пелью парирования возникаюпгсн колебательнастн по крену приводит самолет к немедленному сваляван~по в штопор Вмешател~с~во летчика в ну~сане колебания самолета )«вожлеине»] от'клоненнем руля направления в зависимости от дннамгшескнх характеристик (а зплитуды н частоты) этик колебааий иозкет нлн усвакоить, нлн раскачать самолет.

Раскачка е этом случае также приводит к свзлнванию в штопор. Кзк указано в гл б, рутз направленая сохраняет свою эффек. тивность до очень больших углов атаки Вследствие сохранения аэродинамической эффективности н роста отношения тбут„г иа больших углах атш и руль направления станаватся эффективным оргзиоьз управления самолета по крену Поэтому на больших уг- тмэе Р !З.за В з лах эщкп врп действия р)лем нанравлеаия сачолст отвечает бол ш ч уг.еии ьрегю. Повеление гамолета иа больших углах крена сущгствевио завасит от величины и знака коэффипиента гпаэ. Прп попадании в глтбокий крен )более 60 7)Р) семолет, об. лкзаюгпнй путевой статической )стойчнеостью (шее<0), стремит ся оптстнть иос за счет стабилнзтющего влияния коэффнпнеатз и э )восстановить иулевои угол скольжения) Пстстойщвы 1 самолет по теч же причинен стремится полнясь нос пз-за лестэбилизяртющего влияния козффнпненза ю," П вели.

шть щ щавшипся угол скольжении) Вознииновсиве угла схоль.кеиня прн гл)бу квх кренах в обоих случаях вызывается развитп. ем вертикальной скорости 1'„ю направленной вниз нз.за ускореяпи споболиого падении На рас 13 26 поясняется картина нозвикновения разиорачнва. Ю~цпх мочентоа устаЪ~ивого н неустойчивого са юлаев. Длв ярсс щпы з наглядности угол ирена иа рнс. 13.26 приват равным 902 Прн углах крена оолес 60 аа самолете реа шзуетс» каргина, блнзкаи и нзображеын й на рис 13.26.

Пр» меньших углах крена ффекг опускания и похияткя наса пряктнчесии ие проявлнется Поднятие ила пря попвланип свисла~а,в глубокий ирен сопро. еожлается резком возрастанием угла атаки и приводит к спалнва. юпо в штык р Опускание носа прииолпт к учсиьшгиию тгла атак Ь е снатявати я в штопор ие происходит факч ~ образом, нз больших углах втеки про хозе)киных скоростях п тета свалнвзнис' сахютзста в штопор может происхолнть по лву ~ пре ниам из-за нарушении панерсшой управлиемгсти )колсба'тельное лвижсние крена) и нз-за появления путевой пет'с.

той ювостн сачоле а. О росток~ лозах конюх скс реггей гюлета из за неблагоприятного влияния сн пмаемогтп на аэрсьтянат~яческяе . зрзюерпстпкп с» ю. юа сваливаине ес сникает иа меньших углах атаки Нв бои шпх саерюауковых скоростих полета устой сивость путя сохраняется в эксплузтаниониоч диапазоне у~лов а~яка, зэровииамическке ха. Рактернстпкв самолета близки к лннениым, янлсиий пока ~вязни» н вождеаня ие апзникает а сваливания в штопор не пронсьолнг. юо > Л.

3, 6. Штопор самолета Штопором назывзется пространственное движение самолета, шозникающее после сваливания с большимн угловымн скоросгячн вращения самозеть относительно всех трех осей, гопронождаюшс. еся нарушечнем нор«>аз«пой >прав>ясности самолета Штопор проис«одвт. как правило, с по~грей высо>ы полета Штпор чожет быть устананнвшимся, с периодическим изменением параметров вращения, н неустановившимся, когда самолет совершает беспорядочное, неустойчивое вращение Траектория центра масс самолета в >становившемся штопоре близка к винтовой . инни с вертикальной осью Характернычп пзраыетрамп штопора являются время одного витка, потеря высоты зз в>пон и средняя скорость самолета, слабо менявшаяся в процессе штопора Харак тернстики штопора зависят от аэродинамики самолета него массова, з срцн пара стро, а зк е о ы о ы лета.

>становившийся штопор мозкет возня«зть через некоторое вр»- «1я после свалнаання самолета. Выход самоне~а в штопор после сваливании чо>кно предотвраюст плавным учеиыпение ~ угла ага ки сачолета путем плавного отктюненпя р>чкн управления от себя прн нейтральном положении остах>ьнь>х органов управления Рез. кое уменьшение «тла ага«н не предотнрасцает штопора, так как сопровождается резким возрастаннеч угловых скоростей крена ц рыскания из-за взаимного влиню>я продольного н бо«оного двнженця В ш топор само >ет попадаю непреднамеренно, вследствие гру.

бых ошибок в технике пилотирования и выхода сачолета на нелоп>стямые рсжиь|ы полета Преднамеренный ввод самолета в што. пор осуществляется в специальных иснытаннят иа штопор опытныт экземпляров сачолегов Для предотярюцення попадания сзчолета в штопор вволятсн эксплуатацнонныс ограничения по ццннчально допустнмои скороств гор>гаси«алиного полета и чннцчально допустимой эволютнаной скоросюц на которон разрешае~ся производить маневр с заланной (ио ие более) перегрузкой самолета Очевилно, что эволюююнэя скорость болыпе минимальной скорости Обычно >казанные ограничения приводятся для приборной с«орости полета Вы«од само лета за пределы >станонленных ограничений мо кет принесен к сваливанию в штопор. Наруцгение норчальной управляемости самолета в процессе зцтопора обусловлено существенным влиянием взаимодействия продольного н бононаго движения, налцчвем нслпнейнос~ей в про.

теканин аэродниа высоких кзрактсрнстнк на больших углах атака Тик как пространственное движение са«соле«а описывается нели. иейнычи дифференциальными уравнениями, то «арактернстнкц в этом случае зависят не только от утлов отклонения орлеанов управления, но и от последовательное~и и длительности нт отклонении. Это качественно новое свойство упранляемостн самолета присуще тольао пространственному вращению самолета. Реакция самопал на отнлаяенпе органов упраалення в атом случае происходит со значительным, аеабычным для иормальнага пилотировании запаздыеаииеи д пожег сопровождаться обратимостью реакции. В ряде режаяов гптапора может проявляться обратная реакнея самолета на отклонение органов управления Например, отклоне.

нне ручки гю крену против арагдейая в режипе штопора, как правило, увеличивает ртлавую скорость вращения самолета по крену Указанные особенности существенно аатрулняют для летчика нывоп сзчолета пз штоппрз Пргг прекращении вра1деная самолет ныходит из штопора не сразу, а с ззпмдынаннеы, сопровождающимся потерей высоты полета.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ ОГЛЛВИБИИ 2 Лм нр В.П. Вол! нне — М 06 р а, !9Ы вЂ” 775 Ар а м Н С„ И ! В Й Л ролнм « — М Обер не!, !056— Мо 795! — 483 !978 — 424 !953 †3 1964 572 . ЗБЗ . -304 », ЯУ! -Мб 4950 — 352 !950 — 348 4 о !96! .42! 500 ы !964 †3 !Ы2 — 468 е. Б ' р !336 ! П, 7936 ! И! —,Иб .— 275 342 4 С р. Пр ынл е 3 Вмл н 74 Ы Гла 2 0 мм м м «л й м.34 мы!аналой 39 50 Зз Обмн мл 60 Р Р ар о Глана 4 А рм м Р Р Р " Умн" Р*н 87 87 93 р ар !о х н!' Р 7!7 Р Р Р Р ! 2Б !32 .