Аэродинамика самолета 1основные свойства воздуха атмосфера земли
 Скачать 4.36 Mb.
|
|
РАДИУС И ВРЕМЯ ВИРАЖА Радиус и время виража являются основными величинами, характеризующими маневренные возможности самолета в горизонтальной плоскости. Как уже говорилось, для выполнения виража необходима центростремительная сила. То есть для уменьшения радиуса виража необходимо увеличить горизонтальную составляющую подъемной силы γ sin Y , а для этого следует увеличить крен самолета, одновременно увеличивая подъемную силу увеличением угла атаки или скорости. Центростремительная сила, с одной стороны, равна γ sin Y , а с другой B r mV 2 (из условия искривления траектории в горизонтальной плоскости (формула 10.16). Следовательно, , sin 2 B r mV Y = γ откуда радиус виража будет равен , sin sin sin 2 2 2 2 γ γ γ γ gtg V G Y g V gY GV Y mV r B = = = = (11.22) Таким образом, радиус виража определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Анализируя выражения формулы (11.22), сделаем заключение, что радиус виража будет тем меньше, чем: меньше удельная нагрузка на крыло ⎟ ⎠ ⎞ ⎜ ⎝ ⎛ S G ; АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 147 больше плотность воздуха ρ (с увеличением высоты полета радиус увеличивается); больше коэффициент подъемной силы Су; больше крен самолета y ; при Су=Су доп с уменьшением скорости радиус растет. Время виража определяется как отношение длины окружности, которую описывает центр тяжести самолета на вираже, к скорости самолета: , 1 64 , 0 2 2 2 2 − = ⋅ = = y B B n V gtg V V Y r t γ π π (11.23) следовательно, время разворота на угол ϕ 1 64 , 0 360 2 − = y РАЗ n V t ϕ (11.24) Из формулы (11.23) видно, что время виража (как и радиус) определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Для уменьшения времени виража необходимы те же условия, что и для уменьшения радиуса виража, но следует помнить, что скорость полета на время виража оказывает значительно меньшее влияние, чем радиус виража. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИРАЖЕЙ САМОЛЕТОВ ЯК-52 И ЯК-55 В учебных целях на самолетах Як-52 и Як-55 виражи с креном до 45° выполняются на скорости V=190 км/ч, определяемой по прибору УС-450К, виражи с креном 60° - на скорости V=210 км/ч. Виражи с креном до 45° принято называть мелкими, а с креном более 45° - глубокими. ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВИРАЖИ При увеличении крена на вираже наступит момент, когда для выполнения его (для преодоления лобового сопротивления) потребуется мощность силовой установки, равная максимальной, следовательно, дальнейшее увеличение крена вызовет снижение самолета, так как правильный вираж невозможен. Если на вираже перегрузка превысит предельную по тяге, то самолет будет снижаться даже при полной тяге, так как лобовое сопротивление будет больше тяги силовой установки. Следует иметь в виду, что при кратковременном развороте можно создать большой крен и перегрузку, вплоть до располагаемой. Однако длительный разворот с большим креном и перегрузкой вызовет значительное торможение самолета, которое приведет к уменьшению скорости и снижению самолета. Предельная по тяге перегрузка является перегрузкой длительного разворота с заданной скоростью. Вираж, для выполнения которого на заданной высоте и максимальном крене использована вся мощность силовой установки и эксплуатационная перегрузка (лимитированная прочностью самолета и выходом на режим сваливания), называется предельным виражом. На самолетах Як-55 и Як-52 предельные по тяге перегрузки во всем диапазоне скоростей полета не превышают эксплуатационную перегрузку по прочности, поэтому основным ограничением предельных виражей самолетов Як-52 и Як-55 является предельная перегрузка по срыву и по располагаемой тяге (Рис. 181, Рис. 182). На рисунках графически изображены характеристики предельных виражей самолетов Як-52 и Як-55 при работе двигателя на 1-м номинале. Показаны изменения характеристик в зависимости от изменения скорости полета на высоте Н=1000м. Анализируя эти графики, можно сделать вывод, что предельный вираж с максимальным углом крена можно выполнить только на определенном угле атаки и соответствующей скорости. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 148 Рис. 181 Характеристики виража самолета Як- 55 (H=1000 м, Gвз-870 кгс, режим работы двигателя-1-й номинал) Рис. 182 Характеристики виража самолета Як- 52 (Н=1000 м, Gвз=1290 кгс, режим работы двигателя- 1-й номинал) Предельный вираж с минимальной скоростью, радиусом и временем выполняется на экономической скорости. С подъемом на высоту избыток мощности силовой установки уменьшается. Поэтому максимальный угол крена также уменьшается. По достижении потолка самолета избыток мощности становится равным нулю и выполнение виража невозможно. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И РАБОТА РУЛЕЙ НА ПРАВИЛЬНОМ ВИРАЖЕ Для выполнения виража самолет необходимо накренить, но это недостаточно. При накренении самолета создается центростремительная сила и самолет начинает движение по кривой, но демпфирующий момент вертикального оперения противодействует развороту. Поэтому, накреняя самолет элеронами, необходимо одновременно отклонить руль направления в сторону виража. Отклонение руля направления необходимо также для компенсации Дополнительного лобового сопротивления, стремящегося развернуть самолет во внешнюю сторону, в сторону внешнего полукрыла. Внешнее полукрыло движется по внешнему радиусу (по внешней траектории) (Рис. 183), скорость его больше, чем внутреннего полукрыла, и, следовательно, подъемная сила и лобовое сопротивление больше. Таким образом, для выполнения правильного виража с креном 30...45° необходимо плавно отклонить ручку управления и 'педаль (руль направления) в сторону виража. По достижении •необходимого крена и угловой скорости ручку управления необходимо отклонить слегка в противоположную сторону, а также слегка отклонить педаль (руль направления) в противоположную сторону. Эти действия рулями необходимы, так как подъемная сила внешнего полукрыла больше, чем внутреннего. При этом возникает момент Мх относительно продольной оси, стремящийся увеличить крен. Чтобы компенсировать этот момент необходимо отклонение ручки управления в противоположную сторону. Но отклонение ручки управления в противоположную сторону приведет к уменьшению моментов My (лобового сопротивления и демпфирующего), поэтому необходимо одновременно с ручкой управления слегка нажать на педаль в обратную сторону. Отклонение ручки управления и нажим на педаль в обратную сторону должны быть тем меньше, чем энергичнее был ввод самолета в вираж. После того как ввод закончен, крен, положение капота самолета относительно горизонта и угловую скорость необходимо сохранять постоянными. Для вывода из виража необходимо ручку управления и педаль отклонить в сторону, обратную виражу. Выполнение виража с креном более 45° имеет свои особенности, которые рассмотрим ниже. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 149 Рис. 183 Уравновешивание противодействующих виражу моментов рулем направления скорость на вираже увеличена соответственно крену; отсутствие боковой продольной перегрузки ⎟⎟ ⎠ ⎞ ⎜⎜ ⎝ ⎛ X Z n и n (отсутствие наклонов вперед-назад, влево-вправо, летчика прижимает только к сиденью); При выполнении виража необходимо учитывать влияние гироскопического момента воздушного винта. На самолетах Як-52 и Як-55 установлен воздушный винт левого вращения, поэтому при выполнении правого виража этот момент стремится поднять капот самолета, а на левом - опустить. Особенно это необходимо учитывать при выполнении глубоких виражей. Неучет гироскопического момента воздушного винта может привести к «зарыванию» самолета на левом вираже и взмыванию на вираже, что в конечном счете приведет к срыву в штопор или штопорную бочку. О правильности виража - отсутствии скольжения летчик судит по признакам: шарик указателя скольжения находится в середине (на указанной метке). НЕПРАВИЛЬНЫЙ ВИРАЖ СО СКОЛЬЖЕНИЕМ Вираж со скольжением возникает в результате некоординированных действий рулями управления и резкой работы рычагом дроссельной заслонки карбюратора и шагом винта, т. е. является результатом ошибочных действий летчика. Рассмотрим выполнение глубокого виража со скольжением. Предположим, что на глубоком вираже, например левом (Рис. 184, а), крен увеличен на величину, при которой скорость становится недостаточной для сохранения условия G = Υ γ cos , т. е. составляющая подъемной силы γ cos Υ становится меньше веса самолета, самолет начнет снижаться. Для того чтобы восстановить равновесие, необходимо нажать на правую педаль (отклонить руль направления вправо) во внешнюю сторону, при этом создается скольжение на левое (внутреннее) полукрыло. Рис. 184 Глубокий левый вираж с внутренним скольжением АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 150 Рис. 185 Плоский вираж с внешним скольжением Возникает боковая аэродинамическая сила Zб, которая по своей величине зависит от угла скольжения р. Она создает добавочную вертикальную силу Z 1 (Рис. 184, б, в). СилаZ 1 , складываясь с силой γ cos Υ , создает уравновешенную силу, равную весу самолета. В результате чего самолет прекратит скольжение. При внутреннем скольжении летчик отклоняет руль направления в сторону скольжения. Также в сторону внутреннего борта отклоняется от центрального положения шарик указателя скольжения прибора скольжения. Рассмотрим вираж с внутренним скольжением при малом крене. При появлении скольжения на вираже с малым креном возникающая боковая сила Z будет противодействовать центростремительной силе Рцс. Если Z=F ЦС ., то, несмотря на крен, самолет будет выполнять прямолинейный полет со скольжением на опущенное полукрыло. Такой прямолинейный полет с креном и скольжением аналогичен прямолинейному планированию с креном и скольжением. Рассмотрим вираж с внешним скольжением. При отклонении руля направления (например, влево) и угле крена, равном нулю, создается внешнее скольжение (в данном случае на правое полукрыло). Вследствие бокового обтекания самолета воздушным потоком возникает боковая сила Z, которая играет роль центростремительной силы. Под действием ее самолет начинает выполнять полет по криволинейной траектории влево в горизонтальной плоскости (Рис. 185). При этом сила тяги силовой установки Р раскладывается на две составляющие. Одна из которых Pi действует как центростремительная сила. Силы Z и Р 2 имеют малую величину, поэтому траектория виража имеет большой радиус. Если руль направления отклонить на большую величину, то появится кренящий момент во внутреннюю сторону (в рассматриваемом случае влево) за счет разности подъемных сил левого и правого полукрыльев. В данной ситуации при отклонении ручки управления в сторону уменьшения крена (в рассматриваемом случае вправо) увеличивается лобовое сопротивление внутреннего полукрыла, что приводит к появлению разворачивающего момента, и самолет увеличивает крен и сваливается на внутреннее полукрыло (влево), выполняя штопор или штопорное вращение. Особенно это характерно для самолета Як-52 на скоростях менее 150 км/ч. Следовательно, вираж с внешним скольжением не только не выгоден, но и не безопасен. При внешнем скольжении на вираже летчика прижимает к внешней стороне кабины самолета. Шарик указателя скольжения прибора ДА-30 (на самолете Як-52) отклоняется во внешнюю сторону. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ВИРАЖА С КРЕНОМ 35...45° Вираж с креном до 45° выполняется на скорости 190 км/ч при оборотах двигателя 82%. Перед вводом самолета в вираж осмотреть воздушное пространство, особое внимание уделив стороне выполнения виража, наметить ориентир для ввода и вывода из виража, установить обороты двигателя, соответствующие скорости 190 км/ч. После этого плавным и координированным движением ручки управления и педалей ввести самолет в вираж. По мере увеличения крена увеличить наддув с таким расчетом, чтобы при крене 45° сохранялась скорость 190 км/ч. Как только крен достигнет заданного, необходимо зафиксировать его небольшим отклонением ручки управления в сторону, противоположную крену, и ослабить нажим на внутреннюю педаль, сохраняя угловую скорость, продолжать выполнение виража. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 151 В установившемся вираже нужно контролировать положение кабины самолета относительно горизонта, величину крена, показания приборов (указателя скорости, положение шарика указателя скольжения, вариометра, высотомера и авиагоризонта). Если в процессе выполнения виража возникли изменения положения видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта (вариометр показывает снижение или набор высоты), необходимо плавным и соразмерным движением ручки управления и педалей поднять или опустить капот самолета относительно горизонта до нормального положения, контролируя действия по показаниям авиагоризонта (на самолете Як-52), указателя скорости и вариометра. За 20...25° до намеченного ориентира координированным движением ручки управления и педалей в сторону, обратную вращению (ручка управления идет с опережением), начать вывод из виража. По мере уменьшения крена плавно уменьшить наддув до заданного с таким расчетом, чтобы выйти в режим горизонтального полета на установленной скорости без набора высоты. После вывода самолета в горизонтальный полет поставить рули в нейтральное положение. При выполнении виража необходимо учитывать влияние гироскопического момента воздушного винта. Самолеты Як-52 и Як-55 на виражах устойчивы и легко переходят из одного виража в другой. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ВИРАЖА С КРЕНОМ 60° Вираж с креном 60° выполняется на скорости 210 км/ч при оборотах двигателя 82%. Перед вводом в вираж самолета осмотреть воздушное пространство, особое внимание уделить стороне выполнения виража, сбалансировать самолет триммером на скорости 210 км/ч, наметить ориентир для ввода и вывода из виража, запомнить курс ввода, установить обороты двигателя, соответствующие скорости 210 км/ч. После этого плавным и координированным движением ручки управления и педалей ввести самолет в вираж. По мере увеличения крена плавно увеличить наддув, с таким расчетом, чтобы при крене 45...50° он был дан полностью. По мере накренения самолета центростремительная сила Ysin γ , искривляющая траекторию движения, возрастает. Для сохранения постоянства высоты при вводе самолета в вираж необходимо вбиранием ручки управления на себя увеличить угол атаки для увеличения подъемной силы (сохраняется равенство Ycos γ =G). С увеличением угла атаки растет лобовое сопротивление, поэтому в процессе ввода самолета в вираж для сохранения скорости необходимо увеличить обороты двигателя (сохраняя при этом равенство P=G). При вводе самолета в вираж необходимо следить за сохранением правильного положения видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта, за плавным образованием крена и координацией отклонения рулей (шарик указателя скольжения должен находиться в центре) Величину крена определять визуально по положению передних частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта и на самолете Як-52 контролировать по авиагоризонту При малом крене положение капота самолета относительно горизонта поддерживать рулем высоты, а угловое вращение - рулем направления. По достижении крена 45° и более (при дальнейшем его увеличении) совместно с дальнейшим отклонением ручки управления на себя необходимо ослаблять нажим на педаль, отклоненную в сторону виража (предупреждать тенденцию самолета к опусканию капота нажимом на педаль против крена - внешнюю педаль). При выполнении глубокого виража при крене более 45° происходит перемена действия рулей управления. Руль высоты начинает выполнять функцию руля направления, а руль направления - руля высоты. Поэтому для поддержания необходимого положения капота и видимых частей фонаря кабины самолета относительно горизонта в большей степени отклоняется руль направления и в меньшей степени - руль высоты, а угловая скорость вращения создается в большей степени рулем высоты и в меньшей степени - рулем направления. Указанная перемена действия рулями проявляется только в отношении положения самолета относительно горизонта. Изменение угла атаки по-прежнему осуществляется рулем высоты, а угла скольжения - рулем направления Как только крен достигнет заданного, необходимо зафиксировать его небольшим отклонением ручки управления в сторону, противоположную крену, и ослабить нажим на внутреннюю педаль. Сохраняя угловую скорость, продолжать выполнение виража. В установившемся вираже контролировать положение видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта, величину крена, показания приборов (указателя скорости, положения шарика указателя скольжения, вариометра, высотомера и авиагоризонта). Необходимо помнить, что в процессе выполнения установившегося виража внешнее полукрыло движется с большей скоростью, чем внутреннее. Центр давления из плоскости симметрии перемещается во внешнюю сторону, в результате чего на самолет действует кренящий момент в сторону виража, который АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 152 парируется отклонением ручки управления во внешнюю сторону. При этом следует учитывать влияние гироскопического момента. Вывод из виража начинать за 30° до намеченного ориентира координированным движением ручки управления и педалей в сторону, обратную вращению, при этом ручку управления отклонять вперед по диагонали для уменьшения угла атаки и предупреждения подъема капота самолета относительно горизонта. По мере уменьшения крена плавно уменьшить обороты двигателя (наддув), чтобы к концу вывода обороты двигателя соответствовали заданной скорости вывода из виража. Выход из виража должен быть произведен в направлении выбранного ориентира и заданного курса. После вывода самолета в горизонтальный полет ручку управления и педали поставить в нейтральное положение. |