Аэродинамика самолета 1основные свойства воздуха атмосфера земли
 Скачать 4.36 Mb.
|
|
многократные. При вращении управляемой бочки возможна фиксация в любом положении (через 45°, 90°, АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 163 180°, 120°). Управляемая бочка выполняется за счет отклонения элеронов, при помощи которых летчик имеет возможность регулировать угловое вращение. Отклоняя элероны, летчик создает разность подъемных сил полукрыльев. Создается момент Мх, который начинает вращать самолет относительно оси Х (Рис. 192). Основное условие прямолинейности выполнения бочки является равенство подъемной силы самолета и его веса (Y B =G). Подъемная сила Y B самолета является суммой проекций подъемной силы Y 1 и боковой силы Z, создаваемой фюзеляжем и вертикальным оперением на ось Y. Для того чтобы это условие сохранялось при повороте на 90° и 270°, необходимо отклонением соответствующей педали отклонить ось самолета от оси направления выполнения бочки на величину р. При этом будет сохраняться равенство Z=G. В перевернутом положении необходимо отклонить ручку управления от себя, тем самым сохранять равенство Y B =G. При разворотах на 45° относительно оси выполнения бочки необходимо отклонить ручку управления и педаль в соответствующую сторону, сохраняя равенство Y+Z=G. Перегрузка при выполнении управляемой бочки имеет небольшую величину, она знакопеременна. Рис. 191 Управляемая горизонтальная бочка Рис. 192 Схема сил, действующих на самолет при выполнении управляемой горизонтальной бочки Рис. 193 Схема сил, действующих на самолет при выполнении горизонтальной штопорной бочки Штопорная бочка представляет собой энергичное вращение самолета на большой скорости и околокритических углах атаки. При этом создается лобовое сопротивление значительной величины, что приводит к значительной потере кинетической энергии движения (скорость резко падает). Вследствие этого АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 164 после многократного вращения самолет переходит из штопорной бочки в штопор. Поэтому скорость ввода в штопорную бочку выбирается из условия безопасного вывода из нее. Энерговооруженность и аэродинамическая компоновка самолета Як-55 позволяют выполнять в горизонте многократные вращения с малой потерей скорости. Для сохранения скорости после ввода необходимо 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 оси бочки на расстояние, зависящее от количественного движения ручки управления на себя и от скорости выполнения, а также от количества вращений. При выполнении штопорных бочек предъявляются следующие требования: прямолинейность и равномерность вращения. Для того чтобы самолет начал выполнять штопорное вращение, необходимо вывести его на большие углы атаки отклонением ручки управления на себя, затем создать скольжение отклонением соответствующей педали и отклонить элероны в сторону заданного вращения. В результате этих действий рулями управления создается скольжение, самолет выходит на большие углы атаки, происходит резкое увеличение подъемной силы на внешнем полукрыле и ее резкое уменьшение на внутреннем полукрыле. Создается момент сил относительно оси X: , Z СК ЭЛ б Мх Мх Мх Мх + + = (12.1) где Мх б - момент, вращающий самолет относительно оси X; Мх ЭЛ - момент от элеронов; Мх СК - момент от скольжения; Mx z - момент, создаваемый проекцией подъемной силы на ось X. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ БОЧКИ Управляемая бочка выполняется на скорости 230 км/ч, обороты двигателя 82 % при полном наддуве. 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 энергичным движением ручки управления в сторону выполнения бочки начать вращение самолета вокруг продольной оси, помогая вращению незначительным отклонением педали в ту же сторону. Как только самолет достигнет крена 45°, не замедляя вращения, начать слегка отдавать ручку управления от себя для предупреждения ухода самолета в сторону (при положении на «ноже») и опускания капота в перевернутом положении. В положении на «ноже» (90 и 270°) необходимо отклонять верхнюю педаль для удержания капота выше линии горизонта. В перевернутом полете педали находятся в нейтральном положении, чтобы самолет не отклонялся от ориентира. После достижения перевернутого положения необходимо за 60...50° до выхода в горизонтальный полет удерживать капот самолета от опускания ниже горизонта увеличением нажима на педаль в сторону вращения, а за 30...40° - отклонением ручки управления на себя. Как только самолет подойдет к горизонтальному положению, ручку управления и педаль необходимо отклонить в сторону, обратную вращению, а после прекращения вращения - поставить в нейтральное положение. В процессе выполнения бочки следить за темпом и равномерностью вращения, направлением полета, положением капота относительно горизонта на характерный ориентир и определением момента начала 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 ручки управления от себя; АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 165 мало отклоняется педаль в сторону вращения - самолет вращается с большим радиусом и со скольжением; уход самолета в сторону от ориентира на выводе - в конце вращения рано или много отклонена ручка управления на себя; неравномерное вращение - отпускается ручка управления в процессе вращения; воронкообразное вращение - большое отклонение педали. ГОРИЗОНТАЛЬНАЯ ШТОПОРНАЯ БОЧКА Горизонтальная штопорная бочка выполняется на скорости 170...190 км/ч при оборотах двигателя 82 %. Перед выполнением штопорной бочки осмотреть воздушное пространство, особое внимание уделив направлению выполнения бочки. Установить скорость 170...190 км/ч при оборотах двигателя 82 % и полном наддуве. Небольшим, но энергичным отклонением ручки управления на себя создать угол кабрирования, равный 10...15°, и, не фиксируя этот угол, энергично отклонить полностью педаль в сторону вращения бочки и одновременно отклонить ручку управления в сторону вращения к борту кабины самолета. В процессе вращения отклоненное положение педали и обороты двигателя не менять. Как только самолет устойчиво завращается, ручка управления отклоняется вперед (по борту) для уменьшения лобового сопротивления. За 20...30° до завершения бочки начать вывод. Энергично и одновременно отклонить педаль и ручку управления в сторону, противоположную вращению. Темп и величина отклонения рулей на вывод зависят от темпа вращения. Чем энергичнее вращение на бочке, тем раньше и энергичнее необходимо отклонить руль на вывод. Как только самолет прекратит вращение, поставить рули нейтрально. В процессе выполнения бочки следить за темпом и равномерностью вращения, направлением полета 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 неравномерное вращение с большим радиусом; поздняя дача рулей на вывод - выход в горизонтальный полет с креном в сторону вращения. ПЕТЛЯ НЕСТЕРОВА Петля Нестерова - фигура пилотажа, при которой самолет выполняет полет по криволинейной траектории в вертикальной плоскости с сохранением направления полета после вывода. Петля была обоснована Н. Е. Жуковским и впервые выполнена 9 сентября 1913 года русским летчиком П. Н. Нестеровым, который является основоположником фигур высшего пилотажа. Петля применяется не только как фигура пилотажа, а также имеет широкое применение для обучения управлению самолетом в условиях интенсивного изменения угла тангажа, перегрузки, скорости и высоты полета. Кроме того, элементы петли составляют основу других эволюции в полете, а также фигур пилотажа: переворот, вертикальные восьмерки и др. Петля считается правильной, если все точки ее траектории лежат в одной вертикальной плоскости, а нормальная перегрузка n у на протяжении всего маневра остается положительной, но не превышает предельную по срыву в штопор или штопорное вращение. Петля - это не установившееся движение самолета по криволинейной траектории в вертикальной плоскости под действием постоянно существующей центростремительной силы. Первая половина петли осуществляется за счет запаса скорости и тяги силовой установки. Вторая - за счет веса самолета и тяги силовой установки. СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ НА ПЕТЛЕ Схема сил, действующих на самолет в наиболее характерных точках петли, показана на Рис. 194. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 166 Допустим, самолет летит горизонтально со скоростью, необходимой для ввода в петлю. Для ввода в петлю необходимо отклонить ручку управления на себя, увеличивая тем самым угол атаки. Подъемная сила увеличивается и становится больше веса самолета (при малом угле искривления траектории) или составляющей силы веса самолета G cos θ (при больших углах траектории). Под действием возникающей центростремительной силы, в начале она равна Y-G >0 (при малых углах θ ) и Y-Gcos θ (при больших углах θ ), самолет искривляет траекторию полета вверх. Уравнения движения при вводе имеют вид (положение 1 Рис. 194): условие уменьшения скорости ; 0 sin < = − − dt dV m G X P θ (12.2) условие искривления траектории в вертикальной плоскости ; 0 cos 2 > = − − BB r V m G X P θ (12.3) Другая составляющая силы веса самолета G sin θ совместно с лобовым сопротивлением тормозит движение, так как становится больше силы тяги Р силовой установки. В результате скорость уменьшается. По мере искривления траектории самолет увеличивает угол наклона траектории, при этом составляющая 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 веса G 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 скорости ; 0 < = − − dt dV m G X P (12.4) условие искривления траектории в вертикальной плоскости 0 2 > = r V m Y (12.5) Рис. 194 Схема сил, действующих на самолет при выполнении петли АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 167 После перехода вертикального положения самолет переходит в перевернутый полет. При этом составляющая 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. В самой верхней точке петли скорость будет наименьшей, поэтому наименьшей будет подъемная сила. Она будет направлена вниз и совместно с силой веса самолета создаст центростремительную силу, имеющую также положительную величину (Y+G>0). Чтобы обеспечить достаточную устойчивость и управляемость, скорость в перевернутом положении должна быть не менее 140 км/ч. Так как вес самолета и подъемная сила направлены вниз, то самолет легко переходит в пикирование (положение 3). При переходе в пикирование обороты двигателя уменьшаются до м. г. Далее при увеличении угла обратного пикирования центростремительная сила, искривляющая траекторию, состоит из подъемной силы Y и составляющей веса Gcos θ (Y+ +Gcos θ ). Составляющая веса самолета G sin θ совместно с тягой силовой установки увеличивают скорость (Рм.г + Gsin θ >X). В вертикальном положении вниз искривляющей силой является подъемная сила Y (положение 4), а вес самолета и тяга двигателя Рм г направлены в одну сторону и больше силы лобового сопротивления, что способствует дальнейшему разгону скорости (G+Рм.г-Х>0). Уравнения движения в положении 3 имеют вид: условие искривления траектории ; 0 2 > = − r V m G Y (12.6) условие увеличения скорости ; 0 > = − dt dV m X P (12.7) Уравнения движения в положении 4 имеют вид: условие искривления траектории ; 0 2 > = r V m Y (12.8) dt dV m X P G МГ = − + (12.9) По достижении заданной скорости пикирования 200...210 км/ч. дальнейшим взятием ручки управления на себя необходимо начать вывод самолета из пикирования в горизонтальный полет. Траектория полета в вертикальной плоскости искривляется центростремительной силой R=Y- Gcos θ Составляющая веса Gsin θ совместно с тягой силовой установки больше лобового сопротивления, что способствует дальнейшему увеличению скорости P+Gcos θ >X. Для быстрого увеличения скорости обороты силовой установки необходимо увеличить до максимальных. Уравнения движения на выводе (положение 5) имеют вид: условие увеличения скорости ; 0 sin > = − + dt dV m X G P θ (12.10) условие искривления траектории ; 0 cos 2 > = − r V m G Y θ (12.11) АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 168 СКОРОСТЬ НА ПЕТЛЕ Если скорость в начале петли была недостаточна, то самолет, проходя перевернутое положение, зависает и начинает парашютировать, подъемная сила становится отрицательной. Петля получается с зависанием (неправильная). Поэтому важнейшим условием выполнения петли является создание достаточной скорости. Начальная скорость должна быть не менее чем в два раза больше скорости (эволютивной) в верхней точке петли. Поэтому для самолетов Як-52 и Як-55 установлены скорости ввода 280 км/ч и 250 км/ч соответственно, а в верхней точке не менее 140 км/ч для самолета Як-52 и 125 км/ч для самолета Як-55. РАДИУС ПЕТЛИ Форма петли получается не круглой, а несколько вытянутой вверх. Объясняется это тем, что скорость при подъеме и при снижении непрерывно изменяется, что приводит к изменению подъемной силы, также изменяется величина составляющей силы веса Gcos θ . На восходящем участке скорость падает, поэтому радиус кривизны траектории уменьшается. На нисходящем участке петли скорость нарастает и радиус кривизны увеличивается. В верхней точке кривизна траектории наибольшая. ПЕРЕГРУЗКА НА ПЕТЛЕ Перегрузка на петле - величина не постоянная и изменяется в зависимости от того, в какой точке траектории находится самолет. Величина перегрузки также зависит от манеры исполнения петли. Изменение перегрузки при выполнении правильной петли показано на Рис. 194. Максимальное значение перегрузки Пу достигается при вводе в петлю и при выводе. В верхней точке петли величина перегрузки наименьшая и даже может быть отрицательной (если скорость менее 140 км/ч-Як-52 и 125 км/ч- Як-55) или недостаточное отклонение ручки управления. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ПЕТЛИ НЕСТЕРОВА Петля Нестерова выполняется на самолете Як-52 на скорости 280 км/ч и на самолете Як-55 на скорости 250 км/ч. Обороты двигателя 82%. Перед выполнением петли следует осмотреть воздушное пространство; убедиться, что оно свободно. В горизонтальном полете установить заданную скорость. Убедиться в отсутствии скольжения и крена. Затем плавным отклонением ручки управления на себя ввести самолет в петлю. Когда угол кабрирования достигнет 25...30°, темп отклонения ручки управления на себя постепенно увеличивать с таким расчетом, чтобы на угле кабрирования 40...50° перегрузка достигла 4...5. Дальнейшее отклонение ручки управления должно быть такое, чтобы угловая скорость вращения оставалась постоянной и скорость к моменту достижения верхней точки петли была не менее 140 км/ч для Як-52 и 125 км/ч для Як- 55. Слишком высокий темп отклонения ручки управления на себя ведет к созданию больших перегрузок и возможности срыва самолета в штопор или штопорное вращение. Малый темп отклонения ручки управления на себя ведет к излишней потере скорости в верхней точке и возможности срыва в штопор. При появлении признаков неустойчивости самолета в верхней точке ручку управления следует незначительно отклонить от себя с последующим отклонением на себя. Как только самолет пройдет верхнюю точку, плавно убрать наддув и небольшим, плавным отклонением ручки управления на себя начать вывод самолета из пикирования, а по достижении скорости 200...210 км/ч - в горизонтальный полет с таким расчетом, чтобы скорость в конце вывода была заданной (для самолета Як-52 - 280 км/ч, для Як-55 - 250). |