Аэродинамика самолета, страница 42

В перевернутом положении необходимо отклонитьручку управления от себя, тем самым сохранять равенство YB=G. При разворотах на 45° относительно осивыполнения бочки необходимо отклонить ручку управления и педаль в соответствующую сторону, сохраняяравенство Y+Z=G. Перегрузка при выполнении управляемой бочки имеет небольшую величину, оназнакопеременна.Рис. 191 Управляемая горизонтальная бочкаРис.

192 Схема сил, действующих на самолет при выполнении управляемой горизонтальной бочкиРис. 193 Схема сил, действующих на самолет при выполнении горизонтальной штопорной бочкиШтопорная бочка представляет собой энергичное вращение самолета на большой скорости иоколокритических углах атаки. При этом создается лобовое сопротивление значительной величины, чтоприводит к значительной потере кинетической энергии движения (скорость резко падает).

Вследствие этогоАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА168после многократного вращения самолет переходит из штопорной бочки в штопор. Поэтому скорость ввода вштопорную бочку выбирается из условия безопасного вывода из нее.Энерговооруженность и аэродинамическая компоновка самолета Як-55 позволяют выполнять вгоризонте многократные вращения с малой потерей скорости. Для сохранения скорости после вводанеобходимо ручку управления несколько отдать на себя, тем самым уменьшить углы атаки полукрыльев и,как следствие, лобовое сопротивление.

Схема расположения сил при выполнении бочки показана на Рис.193.Траектория штопорной бочки представляет собой винтовую линию, которая отклоняется от осибочки на расстояние, зависящее от количественного движения ручки управления на себя и от скоростивыполнения, а также от количества вращений.При выполнении штопорных бочек предъявляются следующие требования: прямолинейность иравномерность вращения. Для того чтобы самолет начал выполнять штопорное вращение, необходимовывести его на большие углы атаки отклонением ручки управления на себя, затем создать скольжениеотклонением соответствующей педали и отклонить элероны в сторону заданного вращения.В результате этих действий рулями управления создается скольжение, самолет выходит на большиеуглы атаки, происходит резкое увеличение подъемной силы на внешнем полукрыле и ее резкое уменьшениена внутреннем полукрыле. Создается момент сил относительно оси X:Мхб = МхЭЛ + МхСК + МхZ ,(12.1)где Мхб - момент, вращающий самолет относительно оси X;Мх ЭЛ- момент от элеронов;МхСК - момент от скольжения;Mxz - момент, создаваемый проекцией подъемной силы на ось X.ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ БОЧКИУправляемая бочка выполняется на скорости 230 км/ч, обороты двигателя 82 % при полномнаддуве.Перед вводом самолета в управляемую горизонтальную бочку осмотреть воздушное пространство,проверить, свободно ли оно.

Наметить ориентир, относительно которого будет выполняться бочка.Установить скорость 230 км/ч. Создать угол кабрирования 10...15° отклонением ручки управления на себя.Зафиксировать это положение незначительным отклонением ручки управления от себя. Затем энергичнымдвижением ручки управления в сторону выполнения бочки начать вращение самолета вокруг продольнойоси, помогая вращению незначительным отклонением педали в ту же сторону.Как только самолет достигнет крена 45°, не замедляя вращения, начать слегка отдавать ручкууправления от себя для предупреждения ухода самолета в сторону (при положении на «ноже») и опусканиякапота в перевернутом положении.В положении на «ноже» (90 и 270°) необходимо отклонять верхнюю педаль для удержания капотавыше линии горизонта.В перевернутом полете педали находятся в нейтральном положении, чтобы самолет не отклонялсяот ориентира.После достижения перевернутого положения необходимо за 60...50° до выхода в горизонтальныйполет удерживать капот самолета от опускания ниже горизонта увеличением нажима на педаль в сторонувращения, а за 30...40° - отклонением ручки управления на себя.Как только самолет подойдет к горизонтальному положению, ручку управления и педальнеобходимо отклонить в сторону, обратную вращению, а после прекращения вращения - поставить внейтральное положение.В процессе выполнения бочки следить за темпом и равномерностью вращения, направлениемполета, положением капота относительно горизонта на характерный ориентир и определением моментаначала вывода.При правильном выполнении бочки самолет вращается вокруг продольной оси равномерно.Вследствие влияния реакции воздушного винта правая управляемая бочка вращается энергичнее, чем левая.ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ УПРАВЛЯЕМОЙ БОЧКИ:мал угол кабрирования перед вводом - бочка выполняется со снижением;опускание капота ниже линии горизонта в перевернутом положении - мало отклонение ручкиуправления от себя;АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА169мало отклоняется педаль в сторону вращения - самолет вращается с большим радиусом и соскольжением;уход самолета в сторону от ориентира на выводе - в конце вращения рано или много отклоненаручка управления на себя;неравномерное вращение - отпускается ручка управления в процессе вращения;воронкообразное вращение - большое отклонение педали.ГОРИЗОНТАЛЬНАЯ ШТОПОРНАЯ БОЧКАГоризонтальная штопорная бочка выполняется на скорости 170...190 км/ч при оборотахдвигателя 82 %.

Перед выполнением штопорной бочки осмотреть воздушное пространство, особоевнимание уделив направлению выполнения бочки. Установить скорость 170...190 км/ч при оборотахдвигателя 82 % и полном наддуве. Небольшим, но энергичным отклонением ручки управления на себясоздать угол кабрирования, равный 10...15°, и, не фиксируя этот угол, энергично отклонить полностьюпедаль в сторону вращения бочки и одновременно отклонить ручку управления в сторону вращения к бортукабины самолета.В процессе вращения отклоненное положение педали и обороты двигателя не менять. Как толькосамолет устойчиво завращается, ручка управления отклоняется вперед (по борту) для уменьшения лобовогосопротивления.За 20...30° до завершения бочки начать вывод.

Энергично и одновременно отклонить педаль и ручкууправления в сторону, противоположную вращению. Темп и величина отклонения рулей на вывод зависятот темпа вращения. Чем энергичнее вращение на бочке, тем раньше и энергичнее необходимо отклонитьруль на вывод. Как только самолет прекратит вращение, поставить рули нейтрально.В процессе выполнения бочки следить за темпом и равномерностью вращения, направлениемполета и определением момента начала ввода. Взгляд направлять вдоль оси самолета на горизонт,незначительно его отклоняя в сторону вращения.Правая штопорная бочка выполняется энергичнее, чем левая, техника выполнения одинаковая.ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ШТОПОРНОЙ БОЧКИ:вялое движение ручкой управления на себя при создании угла кабрирования на вводе - нет срыва;большое отклонение ручки управления на себя - вялое вращение и с большим радиусом;не полностью отклоняется педаль после создания угла кабрирования - вялое вращение;отпускаются рули в процессе вращения - неравномерное вращение с замедлением;продолжается движение ручки управления на себя после отклонения педали - вялое неравномерноевращение с большим радиусом;поздняя дача рулей на вывод - выход в горизонтальный полет с креном в сторону вращения.ПЕТЛЯ НЕСТЕРОВАПетля Нестерова - фигура пилотажа, при которой самолет выполняет полет по криволинейнойтраектории в вертикальной плоскости с сохранением направления полета после вывода.Петля была обоснована Н.

Е. Жуковским и впервые выполнена 9 сентября 1913 года русскимлетчиком П. Н. Нестеровым, который является основоположником фигур высшего пилотажа.Петля применяется не только как фигура пилотажа, а также имеет широкое применение дляобучения управлению самолетом в условиях интенсивного изменения угла тангажа, перегрузки, скорости ивысоты полета. Кроме того, элементы петли составляют основу других эволюции в полете, а также фигурпилотажа: переворот, вертикальные восьмерки и др.Петля считается правильной, если все точки ее траектории лежат в одной вертикальной плоскости,а нормальная перегрузка nу на протяжении всего маневра остается положительной, но не превышаетпредельную по срыву в штопор или штопорное вращение.Петля - это не установившееся движение самолета по криволинейной траектории в вертикальнойплоскости под действием постоянно существующей центростремительной силы. Первая половина петлиосуществляется за счет запаса скорости и тяги силовой установки.

Вторая - за счет веса самолета и тягисиловой установки.СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ НА ПЕТЛЕСхема сил, действующих на самолет в наиболее характерных точках петли, показана на Рис. 194.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА170Допустим, самолет летит горизонтально со скоростью, необходимой для ввода в петлю. Для ввода впетлю необходимо отклонить ручку управления на себя, увеличивая тем самым угол атаки. Подъемная силаувеличивается и становится больше веса самолета (при малом угле искривления траектории) илисоставляющей силы веса самолета G cos θ (при больших углах траектории).

Под действием возникающейцентростремительной силы, в начале она равна Y-G >0 (при малых углахуглахθ ), самолет искривляет траекторию полета вверх.θ)и Y-Gcos θ (при большихУравнения движения при вводе имеют вид (положение 1 Рис. 194):условие уменьшения скоростиP − X − G sin θ = mdV< 0;dt(12.2)условие искривления траектории в вертикальной плоскостиP − X − G cosθ = mV2> 0;rBB(12.3)Другая составляющая силы веса самолета G sin θ совместно с лобовым сопротивлением тормозитдвижение, так как становится больше силы тяги Р силовой установки. В результате скорость уменьшается.По мере искривления траектории самолет увеличивает угол наклона траектории, при этомсоставляющая силы веса самолета G cos θ уменьшается и центростремительная сила, равная R=Y-G cos θ ,должна увеличиваться, но она уменьшается, так как скорость падает в большей степени.

Составляющая весаG sin θ . увеличивается, что приводит к интенсивному уменьшению скорости.В положении 2 центростремительной силой является подъемная сила.Уравнения движения в положении 2 имеют вид:условие уменьшения скоростиP − X −G = mdV< 0;dt(12.4)условие искривления траектории в вертикальной плоскостиY =mV2> 0.r(12.5)Рис. 194 Схема сил, действующих на самолет при выполнении петлиАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА171После перехода вертикального положения самолет переходит в перевернутый полет. При этомсоставляющая силы веса Gcos θ совместно с подъемной силой Y создают центростремительную силу,искривляющую траекторию полета: Y+ Gcos θ >0. Составляющая веса самолета Gsin θ уменьшается.