Аэродинамика самолета, страница 41

Этот момент стремится накренитьсамолет вправо, в это время ручка управления отдается от себя и гироскопический момент стремитсяразвернуть самолет тоже вправо. Таким образом, в верхней точке горки у самолета есть тенденцияразвернуться и накрениться вправо - это накренение и разворот парируются отклонением левой педали.В учебных целях на самолетах Як-52 и Як-55 горка выполняется при следующих скоростях: ввод 300 км/ч; начало вывода-170 км/ч; вывод в горизонтальный полет - не менее 140 км/ч.ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ГОРКИВвод в горку производится на скорости 300 км/ч.Перед вводом в горку осмотреть воздушное пространство, особенно в направлении выполнения,убедиться, что оно свободно.

В горизонтальном полете или снижении установить скорость 300 км/ч приоборотах двигателя 82% и полном наддуве. Затем плавным движением ручки управления на себя создатьзаданный угол наклона траектории, зафиксировать его незначительным отклонением ручки управления насебя. Угол наклона траектории контролировать по видимым частям фонаря кабины самолета и полукрыльевотносительно горизонта (и по авиагоризонту на самолете Як-52). Вывод из горки начинать по достижениискорости 170 км/ч отдачей ручки управления от себя, не меняя режима работы двигателя.

Перевод самолетав горизонтальный полет должен быть закончен на скорости не менее 140 км/ч.При выполнении горки необходимо учитывать реакцию и гироскопический момент воздушноговинта. При вводе в горку ручка управления отклоняется на себя, самолет стремится развернуться влево, этотразворот необходимо компенсировать отклонением правой педали. По мере уменьшения скорости за счетреакции винта самолет стремится накрениться вправо. Это стремление необходимо компенсироватьотклонением левой педали.При выводе самолета из горки за счет отдачи ручки управления от себя появляется правыйразворачивающий момент, который парируется отклонением левой педали.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА164ХАРАКТЕРНЫЕ ОТКЛОНЕНИЯ И ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ГОРКИ:резкий перевод самолета в набор высоты - большие перегрузки и преждевременная потеряскорости, мал набор высоты;не контролируется и не выдерживается угол наклона траектории горки по видимым частям фонарякабины самолета и полукрыльев относительно горизонта и по авиагоризонту:начало вывода из горки на меньшей скорости или медленное опускание капота самолета на линиюгоризонта - уменьшение или потеря скорости на выводе.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА165ФИГУРЫ СЛОЖНОГО ПИЛОТАЖАБОЕВОЙ РАЗВОРОТБоевым разворотом называется быстрый разворот на 180° с набором высоты.

Боевой разворотявляется одним из видов маневрирования самолета. Применяется при необходимости быстро изменитьнаправление полета на 180° и одновременно набрать высоту (Рис. 190). Набор высоты при выполнениибоевого разворота производится в основном за счет запаса кинетической энергии движения (запасаскорости).Для выполнения боевого разворота необходимо на заданной скорости ввода создатьцентростремительную силу в горизонтальной и вертикальной плоскостях, разворачивающую самолет позаданной траектории.

Для этого необходимо отклонить ручку управления на себя и в сторону разворота,одновременно отклоняя педаль в сторону разворота, т. е. энергично вводить самолет в глубокий разворот наподъеме. По мере подъема крен увеличивается, а радиус разворота уменьшается. При развороте на 120° кренстановится максимальным. В этот момент для уменьшения центростремительной силы в горизонтальной ивертикальной плоскостях необходимо начать отклонять ручку управления в сторону, обратную развороту, иослабить нажим на внутреннюю педаль, а при необходимости отклонить противоположную педаль с такимрасчетом, чтобы самолет при полной уборке крена вышел точно на выбранный ориентир.Параметры боевого разворота (высота, скорость и время) во многом зависят от манерыпилотирования и в первую очередь от перегрузки nу и угла крена γ.

Чем меньше перегрузка на боевомразвороте, тем меньше угловая скорость вращения и тем больше время выполнения разворота.Увеличение крена при заданной перегрузке приводит к снижению темпа набора высоты. Взависимости от величины крена самолет вместо боевого разворота может выполнить петлю (при малом углекрена) или вираж (при большом угле крена).Перед боевым разворотом могут стоять задачи: максимальный набор высоты или минимальноевремя разворота.Обе задачи одновременно выполнены быть не могут.Если при развороте на 120° крен энергично доведен до 70...80°, то разворот будет быстрым повремени (плоским), а набор высоты будет мал. Этот разворот называется через плечо.Значительный набор высоты достигается постоянным увеличением крена до 60° и угла набора до40...50°, достигающих своего максимального значения при развороте на 120°.

После чего крен и угол наборауменьшаются.Главное преимущество боевого разворота перед обычным разворотом состоит в том, что самолет,разворачиваясь, в то же время набирает высоту.Другое преимущество боевого разворота состоит в том, что он позволяет быстрее, чем обычныйразворот, изменить направление полета на обратное.Рис. 190 Схема сил, действующих на самолет при боевом разворотеТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ БОЕВОГО РАЗВОРОТАБоевой разворот выполняется на скорости 300 км/ч, обороты двигателя 82 %, наддув полный.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА166Перед вводом в боевой разворот необходимо осмотреть воздушное пространство, убедиться, чтооно свободно. Наметить ориентир для вывода.

Установить скорость по прибору 300 км/ч при оборотахдвигателя 82 % и полном наддуве. Плавным движением ручки управления на себя и в сторону боевогоразворота с одновременным движением педали в ту же сторону создать угол кабрирования 10...15° и крен10...15° и координированными движениями рулями управления ввести самолет в разворот с наборомвысоты.Темп ввода в боевой разворот должен быть таким, чтобы после разворота на 120° самолет имелкрен 60° и угол подъема 40...50°, при дальнейшем развороте удерживать это положение. Развернувшись на150° (за 30° до ориентира вывода) координированными движениями ручки управления и педалей в сторону,противоположную развороту, начать вывод самолета из разворота с таким расчетом, чтобы скорость привыводе была не менее 140 км/ч.При выводе следить за одновременным уменьшением угла набора высоты, крена и угловойскорости.После вывода самолета из боевого разворота в горизонтальный полет необходимо убрать наддув дозаданного.ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ БОЕВОГО РАЗВОРОТА:мала скорость ввода в боевой разворот - самолет быстро теряет скорость;на вводе в боевой разворот при малом крене излишне отклоняется ручка управления на себя разворот происходит с большим углом набора и потерей скорости во второй половине,в начале разворота и в первой его половине недостаточно отклоняется педаль и мало отклонениеручки управления на себя - вялый ввод в боевой разворот, мала угловая скорость вращения самолета;некоординированные действия рулями управления при раз вороте - разворот происходит с заносомхвоста или скольжением на крыло;велик крен на развороте - происходит скольжение на крыло и мал набор высоты;вывод из боевого разворота происходит с большим углом - возможна потеря скорости;перетягивание ручки управления во второй половине разворота - возможен срыв в штопор;после разворота на 120° не компенсируется влияние реакции и гироскопического моментавоздушного винта - самолет стремится увеличить крен.При выполнении боевого разворота следует учитывать, что внешняя половина крыла движетсябыстрее, чем внутренняя.Вследствие разности подъемных сил полукрыльев возникает поперечный момент, действующий всторону увеличения крена, что приводит к увеличению кривизны траектории в горизонтальной плоскостиувеличению неуравновешенной центростремительной силы Y sin у и уменьшению ее в вертикальнойплоскости вследствие уменьшения центростремительной силы Y cos у Gcos θ .

Такое перераспределениецентростремительных сил является одной из причин уменьшения приращения высоты. Учитывая это,необходимо следить за изменением крена, допуская его увеличение в строгом соответствии с увеличениемуглов тангажа и разворота самолета в горизонтальной плоскости.При раннем уменьшении крена во второй половине боевого разворота, сохранении большого угланабора и малой угловой скорости происходит быстрая потеря скорости. В этом случае необходимоотклонить элероны, тем самым увеличить крен. Координированным движением ручки управления и педалейподвести капот самолета к горизонту, после чего вывести самолет из крена в горизонтальный полет, недопуская потери скорости менее 140 км/ч.Данная ошибка исправляется только выводом самолета из боевого разворота независимо от того, насколько градусов он развернулся.Увеличение крена более 60° снижает возможность максимального набора высоты за боевойразворот и затрудняет ведение ориентировки.

Если крен увеличился более 60°, то следует его уменьшить ипродолжать выполнение боевого разворота.БОЧКАУправляемая бочка - фигура пилотажа, при выполнении которой самолет поворачиваетсяотносительно продольной оси на 360° с сохранением общего направления полета (Рис. 191).Управляемые бочки различают по скорости вращения на быстрые и замедленные. Бочки,выполняемые на больших скоростях и околокритических углах атаки, называют штопорными бочками.Бочки по положению оси вращения относительно горизонта подразделяют на горизонтальные,восходящие, нисходящие; по количеству вращении - одинарные, полуторные, двойные, тройные,многократные. При вращении управляемой бочки возможна фиксация в любом положении (через 45°, 90°,АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА167180°, 120°). Управляемая бочка выполняется за счет отклонения элеронов, при помощи которых летчикимеет возможность регулировать угловое вращение.

Отклоняя элероны, летчик создает разность подъемныхсил полукрыльев. Создается момент Мх, который начинает вращать самолет относительно оси Х (Рис. 192).Основное условие прямолинейности выполнения бочки является равенство подъемной силысамолета и его веса (YB=G). Подъемная сила YB самолета является суммой проекций подъемной силы Y1 ибоковой силы Z, создаваемой фюзеляжем и вертикальным оперением на ось Y. Для того чтобы это условиесохранялось при повороте на 90° и 270°, необходимо отклонением соответствующей педали отклонить осьсамолета от оси направления выполнения бочки на величину р.При этом будет сохраняться равенство Z=G.