Аэродинамика самолета (561545), страница 33
Текст из файла (страница 33)
В перевернутом штопоре вращение самолетапроисходит таким образом, что кабина самолета находится на внешней стороне, поэтому летчик неприжимается к сиденью, как в обычном штопоре, а, наоборот, отделяется от сиденья и висит на привязныхремнях.Непроизвольный срыв в обратный штопор может быть при выполнении обратного пилотажа.Характер вращения самолета Як-52 при перевернутом штопоре более равномерный, чем привыполнении прямого штопорa. Выход самолета из перевернутого штопора более прост и надежен, чем изпрямого.
Это объясняется тем, что значения СуМАКС крыла самолета Як-52 на отрицательных углах атаки,при которых происходит перевернутый штопор, будут меньше, чем при обычном (прямом) штопоре,вследствие чего и склонность к авторотации крыла будет менее резко выражена.При попадании в непреднамеренный перевернутый штопор летчик должен в первую очередьубедиться, что это действительно перевернутый штопор, и уточнить направление вращения. Только послеэтого должен приступить к выводу самолета из перевернутого штопора.ПЛОСКИЙ ШТОПОРСамолет переходит из нормального (прямого) штопора в плоский при следующих ошибках втехнике пилотирования:отклонение ручки управления против вращения в момент ввода самолета в нормальный (прямой)штопор или в процессе выполнения;полное отклонение педали и ручки управления по диагонали на себя и в противоположную сторонуданной педали в процессе выполнения поворота на вертикали;увеличение оборотов двигателя в процессе выполнения прямого штопора.С горизонтального полета самолет входит в плоский штопор стандартным способом как в прямойштопор, но при этом элероны отклоняются на вводе против вращения.С поворота на вертикали самолет попадает в плоский штопор, не доходя 40...30° до вертикали внизза счет резкого отклонения ручки управления на себя и отклонения элеронов против вращения (педальполностью отклонена в сторону поворота на вертикали).Нормальный плоский штопор носит устойчивый характер, угловые скорости в процессе штопоразнак не меняют и нет приостановки вращения.Скорость в процессе выполнения плоского штопора не растет и колеблется в пределах 100...150км/ч.Характеристики штопора от количества витков вращения практически не зависят, однако с ростомколичества витков в штопоре увеличивается запаздывание и потеря высоты на выводе.На самолетах Як-52 и Як-55 правый плоский штопор более устойчивый, чем левый.Положение элеронов при выполнении плоского штопора влияет на его характеристики.
Постановкаэлеронов в нейтральное положение при установившемся плоском штопоре на его характеристики не влияет.При этом вращение остается равномерным, а угловая скорость несколько уменьшается.Постановка элеронов по вращению способствует переходу в крутой штопор и затем в крутуюспираль. При этом угловая скорость интенсивно уменьшается (ωУ ) , приборная скорость увеличивается, авращение становится неравномерным.Увеличение оборотов при выполнении плоского штопора приводит к уменьшению угла тангажа на5...10°. Угловая скорость вращения увеличивается, приборная скорость возрастает с 100 км/ч до 140...150км/ч.Для вывода самолета из плоского штопора необходимо отклонить педаль в сторону,противоположную вращению, ручку управления отклонить полностью от себя (на белую черту). Послеостановки вращения рули управления поставить нейтрально.
Запаздывание самолета на выводе составляет:на правом штопоре до 3,5 витка; на левом - 2 витка.С увеличением количества витков штопора запаздывание на выводе растет.ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ШТОПОР САМОЛЕТАОтклонение элеронов. Характеристики штопора сильно зависят от скольжения. Отклонениеэлеронов при штопоре влияет на скольжение. Опущенный элерон увеличивает аэродинамическоесопротивление полукрыла, создавая тем самым разворачивающий момент, который создает скольжение напротивоположное полукрыло.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА137Если, например, при выполнении левого штопора отклонить ручку управления вправо (противштопора), то возникает скольжение на правое полукрыло. Поэтому, как правило, отклонение элероновпротив штопора не способствует выходу самолета из штопора, а наоборот, усиливает вращение.Скольжение самолета также может создаваться и отклонением педали.ВЛИЯНИЕ ИЗМЕНЕНИЯ, УГЛОВ АТАКИ И СКОЛЬЖЕНИЯ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ШТОПОРА.В процессе штопора самолет вращается не только вокруг продольной оси самолета X, но вокругвертикальной оси Y, в сторону накренения.
Вращение самолета на штопоре вокруг оси Y вызывается тем,что лобовое сопротивление у опускающегося полукрыла, работающего на закритических углах атаки вусловиях срыва потока, больше, чем у поднимающегося полукрыла, работающего в условиях плавногообтекания на докритических углах атаки.Таким образом, самовращение крыла вокруг продольной оси самолета на закритических углах атакисопровождается появлением спирального путевого момента My, который, разворачивая самолет в сторонунакренения, вводит его в спиральное движение. Капот самолета при этом обращен вовнутрь спиральнойтраектории.Рис. 165 Параболический участок штопораОсь спирали, по которой движется самолет (его центр тяжести), на первых витках штопора близка кпараболе (Рис.
165). Это объясняется тем, что в процессе вращения самолета подъемная сила в среднем завиток нейтрализуется (подъемная сила в равное время направлена как вверх, так и вниз) и самолет всреднем движется под действием силы тяжести как тело, вращающееся горизонтально.Для параболического участка траектории, когда ось штопора близка к горизонтали, характерныпериодические изменения углов атаки и скольжения, вызывающие неравномерность, а иногда инеустойчивость штопора. На этом этапе штопора (по мере накренения в процессе сваливания на крыло)вертикальная составляющая подъемной силы уменьшается, вследствие чего у самолета возникаетскольжение на опущенное полукрыло, т.
е. внутреннее, или, во всяком случае, уменьшается внешнеескольжение, которое было создано при сваливании, и вращение самолета замедляется. Когда самолетповернется на 180°, то при дальнейшем вращении внизу уже окажется внешнее полукрыло и начнетразвиваться (или усиливаться) внешнее скольжение, которое ускоряет вращение. В итоге вращениеоказывается неравномерным.У самолета Як-52, очень чувствительного к скольжению, появляющееся внутреннее скольжениеможет не только замедлить вращение, но и изменить его направление.
Это возможно в том случае, когдавход в штопор был недостаточно энергичным, с малой угловой скоростью. Такой штопор называетсянеустойчивым.РАЗНОС МАССНеравномерность вращения самолета вокруг наклонной оси штопора вызывает непрерывныеизменения угла наклона продольной оси самолета к горизонту: капот самолета периодически топоднимается, то опускается вниз. При вращении самолета массы, разнесенные вдоль оси фюзеляжа, создаютцентробежный кабрирующий момент, который стремится поднять капот самолета и увеличить угол атаки.Пикирующий момент полной аэродинамической силы самолета стремится опустить капот и уменьшить уголатаки (Рис. 166).
В момент замедления вращения пикирующий момент от аэродинамических сил Мпикстановится большим, чем кабрирующий момент от центробежных сил капота и хвоста самолета Мкаб,вследствие чего само лет опускает капот. Опускание капота сопровождается увеличением угловой скоростивращения и нарастанием Мкаб от центробежных сил. Когда Мкаб станет больше, чем Мпик, опусканиекапота прекращается и далее он поднимается.По мере приближения оси штопора к вертикали неравномерность вращения самолета постепенноуменьшается и продольная ось самолета составляет более постоянный угол с горизонтом.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТАРис. 166 Схема сил, действующих на самолетпри выполнении штопора. Влияние инерционныхсил разнесенных грузов138Рис. 167 Аэродинамическое затенение рулей приштопореВЛИЯНИЕ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТА.На переход самолета в штопор и на вывод его значительное влияние оказывает центровка.Самолет Як-52 при полете одного летчика в передней кабине имеет значительную переднююцентровку (17,7 %), следовательно, крыло на больших углах атаки создает большой пикирующий момент, т.е.
тенденцию перехода в пикирование и уменьшения угла атаки. Вследствие этого самолет труднеепереходит из нормального (прямого) штопора в плоский и легко выходит из штопора. При перемещениицентра тяжести назад картина ухудшается, особенно при очень задних центровках. Это объясняется тем, чтомомент крыла на больших углах атаки из пикирующего становится кабрирующим, т. е. самолет стремитсяувеличить угол атаки (примерно начиная с центровки 30 % САХ). Из вышесказанного следует вывод, чтопри задней центровке самолет будет хуже выходить из штопора (с запаздыванием), а при задней центровкеможет совсем не выйти.Аэродинамическое затенение рулей. Эффективность действия рулей управления в значительноймере влияет на вывод самолета из штопора.
При вращении на штопоре рули управления затеняются. Этопроисходит потому, что часть поверхности горизонтального (или вертикального) оперения попадает в зонувозмущенного потока - аэродинамической тени от фюзеляжа, стабилизатора, киля - или в зону срыва потокас крыла. Вышесказанное резко снижает эффективность рулей, вследствие чего вывод самолета из штопорапроисходит с запаздыванием (Рис. 167).Эффективность рулей управления при выводе самолета из штопора может быть достигнута путемрационального взаимного размещения вертикального и горизонтального оперения на фюзеляже и выборомформы в плане.Влияние силовой установки на штопор.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
