Аэродинамика самолета (561545), страница 32
Текст из файла (страница 32)
В этом случае принепроизвольном скольжении в одну сторону (левую, например) самолет под действием восстанавливающегомомента энергично накреняется вправо, что вызовет затем правое скольжение. Устраняя возникший левыйкрен, самолет из-за повышенной поперечной устойчивости перейдет равновесное положение и войдет впротивоположный (правый) крен. В итоге получим ряд повторных колебаний с крыла на крыло.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА132Для уменьшения поперечной устойчивости самолетам со стреловидным крылом увеличиваютплощадь вертикального оперения и придают отрицательный угол поперечного V.Между поперечной и путевой управляемостью существует такая же связь, как и между поперечными путевым равновесием: крен вызывает скольжение и разворот самолета, а скольжение - крен.
Разворотсамолета только с помощью руля направления или только элеронов происходит со скольжением.Скольжение ускоряет срыв потока с крыла, чем снижает безопасность полета и создает дополнительноесопротивление, которое требует увеличения потребной тяги. Необходимо запомнить, что самолет скользит всторону отклоненной ручки управления и в противоположную сторону относительно отклоненной педали(левая педаль - правое скольжение). Для того чтобы разворот выполнялся без скольжения, необходимо рульнаправления и элероны отклонить в сторону разворота таким образом, чтобы скольжение от кренаустранялось скольжением от руля направления.
Разворот без скольжения называется координированным.Статистикой установлено, что для нормального поведения самолета в полете нужно определенноесоотношение между кренящими и разворачивающими моментами.Летными испытаниями установлено, что соотношение отклонения элеронов и отклонения рулянаправления для нормального поведения самолета в боковом отношении должно быть0δ ЭЛ= 0,3 - 0,5δ Р0.
П ..Таким образом, отклонение элеронов должно быть в 2 - 3 раза меньше отклонения рулянаправления.ШТОПОР САМОЛЕТАШтопором самолета называется неуправляемое движение самолета по спиральной траекториималого радиуса на закритических углах атаки.В штопор может войти любой самолет, как по желанию летчика, так и самопроизвольно приошибках летчика в технике пилотирования. Так как штопор представляет собой неуправляемое движение,то выход и управляемый полет требует твердых навыков, хороших знаний и понимания его физическойсущности. Штопор выполняется на самолетах Як-52 и Як-55 как с учебной целью, для тренировки летногосостава, а также как фигура спортивного пилотажа.Рис.
158 Штопор самолета: а - прямой; б - обратный; а - плоскийСуществуют два вида штопора: нормальный (прямой) и обратный (перевернутый) (Рис. 158).По режиму установившегося вращения штопор подразделяется на крутой (наклон фюзеляжа кгоризонту составляет 50...70°) и плоский (наклон фюзеляжа составляет около 20...300).На всех вышеуказанных режимах штопора угол атаки больше критического, и чем положе штопор,тем больше угол атаки. На крутом штопоре угол атаки составляет 25...30°, на плоском - 60...650.Потеря высоты на крутом штопоре в среднем составляет 100...150 м за один виток. На плоскомштопоре потеря высоты значительно меньше и составляет 50...80 м.Скорость вращения на штопоре составляет (на самолетах Як-52 и Як-55): при выполнении крутогоштопора - 4,0...4,5 с, а на плоском - 2,5...3,0 с.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА133Как уже говорилось, что штопор - это неуправляемое движение самолета и весьма опасное на малойвысоте.
Поэтому летчик должен четко представлять причины штопора, какие факторы и как влияют на негои осмысленно относиться к работе рулями как на вводе, так и особенно на выводе самолета из штопора.Рис. 159 Штопор: а - схема сил и моментов, действующих на самолет в процессе штопора; б - схемасил, действующих на самолет при штопореСРЫВ В ШТОПОР НА МАЛОЙ ВЫСОТЕМожет произойти при одновременном уменьшении скорости полета и увеличении угла атаки (Рис.160). Скорость полета падает, поэтому должна падать и подъемная сила, но вследствие увеличения углаатаки коэффициент подъемной силы Су будет расти (компенсируя падение скорости), в результате чегоподъемная сила некоторое время будет расти и оставаться равной весу самолета. Но коэффициент Су растеттолько до критического угла атаки, а затем резко уменьшается, так как за критическим углом резкоухудшается обтекание - происходит срыв струи с поверхности крыла.Поэтому когда угол атаки достаточно увеличился, подъемная сила становится меньше весасамолета и он начнет «проваливаться», опуская капот.
Если летчик попытается еще увеличить угол атаки, тосамолет станет «проваливаться» плашмя, т. е. парашютировать. Однако при парашютировании самолеттрудно удерживать от кренов. А так как эффективность элеронов на больших углах атаки сильно ослаблена,то сохранить поперечное равновесие обычно не удается, и самолет сваливается на крыло, стремясь перейтив штопор.Таким образом, происходит так называемая потеря скорости, которая приводит к ухудшениюпоперечной управляемости. Если бы летчик мог длительное время удерживать самолет в состояниипарашютирования, то в любой момент можно было бы, отклонив ручку управления от себя, уменьшить углыатаки, набрать скорость и перевести самолет в нормальный полет.
Иногда это возможно, если потеряскорости не полная. В этом случае самолет упадет на нос, быстро наберет скорость и снова станетуправляемым. Также при потере скорости и падении на крыло (Рис. 160, а) возможен вывод самолета на нос.В противном случае вслед за сваливанием на крыло следует штопор, для выхода из которого и изпоследующего пикирования требуется значительная высота.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА134Следовательно:- на малых высотах (примерно 600 м) необходимо всегда иметь достаточный запас скорости, т. е.выдерживать скорость не менее наивыгоднейшей;- если допущена ошибка, скорость упала на значительную величину, управление, особенно поэлеронам, стало несколько вялым, следует незначительно отклонить ручку управления от себя и в то жевремя удерживать самолет в поперечном равновесии элеронами и рулем направления;- в случае внезапного отказа двигателя, особенно на взлете немедленно отклонить ручку управленияот себя, и если скорость сильно упала, не начинать разворота до тех пор, пока самолет не наберет скоростьдо необходимой величины (не менее наивыгоднейшей) и не перейдет в нормальное планирование.Рис.
160 Потеря скорости в горизонтальном полете: а - падение на нос с переходом в. пикирование, б падение на крыло с переходом в пикирование или штопорСАМОВРАЩЕНИЕ КРЫЛА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ. ПРЯМОЙ ШТОПОРПри потере скорости и накренении самолета происходит увеличение углов атаки у опускающегосяполукрыла и уменьшение их у поднимающегося полукрыла (Рис. 161). Если полет происходит на малых илисредних углах атаки, то указанное изменение углов атаки создает торможение (демпфирование) крена (Рис.163).На критических или закритических углах атаки случайное накренение самолета (вращение вокругпродольной оси) не только не тормозится, а, наоборот, еще больше усиливается, так как увеличение угловатаки сверх критического у опускающегося полукрыла (α ОП ) сопровождается усилением срыва потока ипадением коэффициента СуОП; у поднимающегося полукрыла, у которого углы атаки уменьшаются(α) , коэффициент подъемной силы СуПОД уменьшается в меньшей степени или даже может возрасти(Рис.
162). В результате этого подъемная сила опускающегося полукрыла, имеющего большие углы атаки,оказывается меньшей, чем у поднимающегося полукрыла, вследствие чего на самолет будет действоватьмомент самовращения Мх (см. Рис. 161), направленный в сторону первоначального накренения самолетаЭто явление-самовращение, или авторотация, лежит в основе штопора самолета.ПОДРис. 161 К объяснению самовращения крылаАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТАРис. 162 К объяснению самовращения крыла135Рис. 163 К объяснению демпфирования крылаРис.
164 Соотношение подъемных сил опускающегося и поднимающегося полукрыльев приустановившемся самовращенииПод действием указанного неуравновешенного момента самовращения крыло будет вращатьсявокруг продольной оси с положительным угловым ускорением. По мере ускорения вращенияподнимающееся полукрыло начинает работать с углами атаки, значительно меньшими критического, т. е. вусловиях плавного обтекания, в то время как опускающееся полукрыло уже работает в условиях полногосрыва воздушного потока.Но угловая скорость накренения не будет возрастать безгранично. При некоторой угловой скоростивращения наступает равенство СуОП = СуПОД (Рис.
164), моменты нормальных сил обеих полукрыльеввыравниваются, угловое ускорение исчезает и устанавливается постоянная угловая скорость ω Хсамовращения (авторотации).Величина угловой скорости самовращения крыла самолета зависит от величины исходного углаатаки (перед срывом в штопор).ПЕРЕВЕРНУТЫЙ ШТОПОРПеревернутый (обратный) штопор может быть получен как преднамеренно, так и непроизвольно изза грубых ошибок летчика в технике пилотирования. Вращение самолета в перевернутом штопорепроисходит в области отрицательных закритических углов атаки.Обратный штопор может выполняться как с прямого, так и с обратного полета.
Перед вводомскорость полета уменьшается до минимальной, углы атаки при этом становятся околокритическими иликритическими. Достигнув критических углов атаки, летчик создает скольжение на одно из полукрыльев, исамолет входит в режим авторотации.В этом случае отрицательный угол атаки и Су по величине меньше, чем в прямом полете (длясамолета Як-52). Так как максимальный коэффициент подъемной силы имеет отрицательную величину(− Су МАКС ) ,при котором образуется срыв потока и начинается авторотация, и в обратном полете егозначение меньше, чем в прямом, то безопасная скорость (минимальная), при которой происходит срыв вАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА136перевернутый штопор, будет больше, чем в прямом полете, на 20...30 км/ч. Для самолета Як-52 скоростьсрыва в перевернутый штопор составляет 140 км/ч.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
