Аэродинамика самолета 1основные свойства воздуха атмосфера земли
 Скачать 4.36 Mb.
|
|
При выполнении петли внимание распределять при вводе: положение 1: на скорость и режим работы двигателя; на отсутствии крена; на сохранении направления; положение 2: на создании необходимой угловой скорости вращения» на отсутствии крена; на величине скорости; положение 3: АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 169 на сохранении направления; на отсутствии крена; на величине скорости; на определении момента уменьшения наддува; положения 4, 5: на угле пикирования; на величине скорости; на сохранении направления; на определении момента увеличения наддува, для перехода в горизонтальный полет, для выполнения другой фигуры пилотажа. ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПЕТЛИ: в первой половине петли ручка управления резко отклоняется на себя - создается перегрузка, самолет теряет скорость, возможен срыв в штопорное вращение; в первой половине петли ручка управления медленно отклоняется на себя - мала угловая скорость, при подходе к верхней точке возможна потеря скорости и сваливание в штопор; при подходе к верхней точке петли ручка управления энергично отклоняется на себя - возможен срыв в штопор; ручка управления излишне отклоняется от себя при появлении неустойчивости - возможно зависание; крен на петле - не сохраняется направление; в верхней точке петли рано убираются обороты двигателя - самолет теряет скорость и зависает; при пикировании ручка управления медленно отклоняется на себя - большая скорость и большая потеря высоты; при пикировании ручка управления резко отклоняется на себя - возможно превышение перегрузки и срыв в штопорное вращение. При медленном отклонении ручки управления на себя, при вводе в петлю, необходимо увеличить угловую скорость вращения более энергичным отклонением ручки управления на себя, не допуская превышения перегрузки и срыва в штопорное вращение - штопорную бочку. При потере скорости в верхней точке петли (менее 140 км/ч-Як-52 и 125 км/ч-Як-55) поставить педали строго нейтрально, уменьшить тянущее усилие на ручке управления и перевести самолет в пикирование. При вялом отклонении ручки управления на себя в процессе вывода из пикирования (быстро нарастает скорость большая потеря высоты) необходимо отклонением ручки управления на себя увеличить угловую скорость. При появлении крена на пикировании необходимо убрать крен, а потом продолжать выполнение пикирования. При энергичном отклонении ручки управления на себя на выводе из петли следует уменьшить тянущее усилие. Следует помнить, что в результате действия гироскопического момента воздушного винта самолет при взятии ручки управления на себя будет стремиться развернуться влево, это отклонение необходимо парировать, нажимая на правую педаль, а накренение самолета вправо при уменьшении скорости (в результате действия реакции воздушного винта) парировать отклонением ручки управления влево. ПЕРЕВОРОТ Переворотом называется фигура пилотажа, при выполнении которой самолет поворачивается вокруг продольной оси на 180° с прямого полета в перевернутый относительно горизонта, с последующим движением по нисходящей траектории в вертикальной плоскости и выходом в горизонтальный полет в направлении, обратном вводу (Рис. 195). Переворот применяется для быстрого изменения направления полета на 180° с потерей высоты. По характеру выполнения полубочки переворот может быть управляемым и штопорным. Переворот есть сочетание горизонтальной полубочки с второй частью петли Нестерова. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 170 Рис. 195 Схема сил, действующих на самолет при выполнении переворота В учебных целях на самолетах Як-52 и Як-55 переворот выполняется на следующих приборных скоростях: управляемый. Ввод - 170 км/ч; начало вывода из пикирования - 200...210 км/ч; вывод в горизонтальный полет - 280 км/ч. штопорный: ввод- 180 км/ч; начало вывода из пикирования-200...210 км/ч; вывод в горизонтальный полет - 280 км/ч СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПЕРЕВОРОТА Поворот самолета относительно продольной оси осуществляется отклонением элеронов, создающих разность подъемных сил левого и правого полукрыльев. Образующийся момент Мх вращает самолет вокруг продольной оси X. В процессе выполнения полубочки появляется составляющая подъемной силы Y-sin γ , стремящаяся развернуть самолет в горизонтальной плоскости (отклонить от ориентира), поэтому необходимо ручку управления отклонить от себя с целью уменьшения этой составляющей. В процессе вращения составляющая подъемной силы Ycos γ уменьшается и становится меньше веса самолета G. В связи с этим необходимо отклонить внешнюю педаль для увеличения боковой силы Z, что приведет к сохранению равновесия Z-Ycos γ =G (см. Рис. 195). В перевернутом положении самолет должен развернуться за счет отклонения ручки управления от себя. В противном случае подъемная сила Y и вес самолета G будут совместно направлены вниз, что приведет к переходу самолета в пикирование. Отклонением ручки управления от себя создается отрицательный угол атаки крыла, и образующаяся отрицательная подъемная сила (-Y) уравновешивает вес самолета (G = Y). Отклонение ручки управления в процессе вращения особенно необходимо при выполнении данной эволюции на самолете Як-52, так как самолет имеет низкорасположенное крыло с плосковыпуклым профилем. При выполнении вращения на самолете Як-55 отклонение ручки управления незначительное, так как самолет имеет среднерасположенное крыло с симметричным профилем. Для перевода самолета в пикирование с последующим выходом в горизонтальный полет необходима центростремительная сила, искривляющая траекторию переворота в вертикальной плоскости. Центростремительная сила создается отклонением ручки управления на себя. При этом в перевернутом положении искривление траектории происходит под действием подъемной силы Y и составляющей веса самолета Gcos θ . Искривляющая сила равна АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 171 ) cos ( cos θ θ + = + = У ИСК n G G Y R . (12.12) Потеря высоты за переворот зависит от скорости ввода (она обычно не велика) и вывода из него, а также перегрузки n у . Потеря высоты за переворот определяется по формуле СР У СР n g V H 2 2 ⋅ = ∆ . (12.13) ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ПЕРЕВОРОТА УПРАВЛЯЕМОЙ ПОЛУБОЧКОЙ Ввод в переворот выполняется с горизонтального полета на скорости 170 км/ч. Обороты двигателя 82%. Перед выполнением переворота проверить высоту, осмотреть воздушное пространство, обратив особое внимание на нижнюю полусферу, и, убедившись, что оно свободно, наметить ориентир для вывода из переворота. Установить скорость 170 км/ч. Создать угол кабрирования 15...20° и зафиксировать его небольшим отклонением ручки управления от себя. Плавным движением ручки управления и незначительным отклонением педали в желаемую сторону начать вращение самолета относительно продольной оси. После разворота самолета вокруг продольной оси (крен 45°) необходимо начать отклонять ручку управления от себя, не допуская ухода самолета от ориентира, а к моменту достижения самолетом перевернутого положения - опускания капота самолета. К моменту достижения перевернутого положения педали поставить нейтрально и движением ручки управления в сторону, обратную вращению, зафиксировать самолет в перевернутом положении. По видимым частям фонаря кабины самолета, капота и полукрыльев убедиться в отсутствии крена и сохранении направления полета относительно намеченного ориентира для ввода и вывода. В процессе ввода в переворот взгляд должен быть направлен вперед на горизонт, внимание распределять: на координированность отклонения ручки управления и педалей; на положении видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта; на выдерживании направления на ориентир и темпе вращения самолета. Как только самолет прекратит вращение, уменьшить наддув на 2/3 (при выполнении учебного пилотажа) рычагом управления дроссельной заслонки карбюратора и, плавно отклоняя ручку управления на себя, ввести самолет в пикирование. По достижении скорости 200...210 км/ч начать плавно выводить самолет из пикирования с таким расчетом, чтобы скорость при выводе самолета в горизонтальный полет составляла 280 км/ч. При выводе из пикирования внимание распределять: на контроле скорости; на темпе отклонения ручки управления на себя; на отсутствии крена; на направлении вывода; на определение момента начала увеличения наддува (при выполнении учебного пилотажа). ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПЕРЕВОРОТА УПРАВЛЯЕМОЙ ПОЛУБОЧКОЙ: мал угол кабрирования перед выводом - затруднено определение положения самолета в перевернутом положении; возможен выход из переворота не в заданном направлении при отсутствии видимого горизонта в перевернутом положении: поздно или мало отклоняется ручка управления от себя при выполнении полубочки - уход самолета в сторону от ориентира; излишне отклоняется ручка управления от себя в перевернутом положении - происходит зависание самолета с появлением отрицательных перегрузок; несвоевременное отклонение рулей управления на вывод из полубочки - в перевернутом положении создается крен и вывод из переворота происходит не в заданном направлении; перетягивание ручки управления на себя при выводе из пикирования - срыв самолета в штопорное вращение; АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 172 медленный темп отклонения ручки управления на себя при выводе из пикирования - увеличивается скорость и происходит излишняя потеря высоты. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ПЕРЕВОРОТА ШТОПОРНОЙ ПОЛУБОЧКОЙ Переворот выполняется на скорости 180 км/ч. Обороты двигателя 82%. Осмотреть воздушное пространство, обратив особое внимание на нижнюю полусферу, и, убедившись, что оно свободно, наметить ориентир для ввода и вывода из переворота. Установить скорость 180 км/ч. Небольшим, но энергичным отклонением ручки управления на себя создать угол кабрирования и, не фиксируя этот угол, энергично отклонить полностью педаль в сторону вращения и одновременно отклонить ручку управления в сторону вращения, к борту, и как только самолет завращается, отжать ручку управления незначительно от себя. За 30° до горизонтального перевернутого положения энергичным отклонением ручки управления и педали в противоположную сторону остановить вращение. После прекращения вращения ручку управления и педали возвратить в нейтральное положение. Проконтролировать перевернутое горизонтальное положение самолета по положению видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта (а также по положению полукрыльев). При наличии крена устранить его отклонением элеронов. После выполнения полубочки плавным отклонением ручки управления на себя вывести самолет в горизонтальный полет рассмотренным методом на скорости 280 км/ч. ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПЕРЕВОРОТА ШТОПОРНОЙ ПОЛУБОЧКОЙ: неполное или неэнергичное отклонение педали на ввод в штопорную полубочку - вялый срыв самолета; недостаточное отклонение ручки управления от себя в процессе вращения самолета - уход самолета в сторону от ориентира; происходит опускание капота самолета во время вращения относительно горизонта - мал угол кабрирования перед полубочкой; рано или поздно даны рули на вывод - вывод самолета с креном и отклонением от ориентира на выводе; резко отклоняется ручка управления на себя, а при выводе не отдается - неустойчивое вращение самолета с зарыванием. ПОЛУПЕТЛЯ НЕСТЕРОВА Полупетлей Нестерова называется фигура пилотажа, при выполнении которой самолет описывает восходящую часть петли Нестерова с последующим поворотом относительно продольной оси на 180° и выводом в горизонтальный полет в направлении» обратном вводу. Полупетля - это сочетание первой половины петли с полубочкой (управляемой, штопорной) и выводом из фигуры на скорости не менее 140 км/ч. Полупетля применяется для быстрого изменения направления полета на 180° с одновременным набором высоты. Полупетля, так же как и петля Нестерова, выполняется в основном за счет запаса скорости. Выполнение полупетли аналогично выполнению первой половины петли Нестерова, но с большим запасом скорости, с таким расчетом, чтобы в верхней точке перед управляемой или штопорной полубочкой скорость была не менее 170 км/ч. Запас скорости необходим для сохранения достаточной управляемости самолета при выполнении полубочки. Поэтому скорость ввода выбрана равной 320 км/ч. Для того чтобы в верхней точке полупетли нормальная перегрузка была положительной и близкой к единице, перегрузка на вводе должна быть n у =4...5. Скорость в верхней точке полупетли должна быть не менее 170 км/ч (перед выполнением полубочки) и 140 км/ч (после выполнения вращения). Скорость в каждой точке полупетли определяется по формуле cos cos 0 0 θ θ − − = У У n n V V (12.14) АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 173 Рис. 196 Схема сил, действующих на самолет при выполнении полупетли Радиус кривизны в каждой точке полупетли изменяется прямо пропорционально скорости при ω = const. При соблюдении вышеуказанных условий выполнения полупетли самолет набирает высоту не менее 330 м. Схема сил, действующих на самолет в наиболее характерных точках полупетли, показана на Рис. 196. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ПОЛУПЕТЛИ Полупетля выполняется на скорости 320 км/ч. Обороты двигателя 82% при полном наддуве. Полупетля выполняется так же, как первая половина петли, но темп отклонения ручки управления на себя должен быть энергичнее. Перед вводом следует осмотреть воздушное пространство, убедиться, что оно свободно. Наметить ориентир для вывода из полупетли. В горизонтальном полете или на снижении установить скорость, равную 320 км/ч. Затем плавным, но энергичным отклонением ручки управления на себя перевести самолет на кабрирование. Достигнув угла кабрирования 25...30°, темп отклонения ручки управления на себя постепенно увеличивать с таким расчетом, чтобы при угле кабрирования 40...45° перегрузка была равна 4...5. Далее отклонять ручку управления с таким расчетом и темпом, чтобы угловая скорость по прибору при выходе в верхнюю точку полупетли (положение самолета перевернутое) была не менее 170 км/ч. При подходе к верхней точке полупетли, когда капот самолета не дойдет до линии горизонта на 10...15°, необходимо кратковременно зафиксировать это положение и отклонением ручки управления и незначительным отклонением педали в желаемую сторону начать вращение самолета. Как только самолет займет горизонтальное положение, прекратить вращение координированным отклонением ручки управления и педалей в сторону, противоположную вращению, с последующим их возвращением в нейтральное положение. Если скорость в верхней точке полупетли будет менее 170 км/ч, полубочку не выполнять, фигуру закончить второй частью петли Нестерова. РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ВНИМАНИЯ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПОЛУПЕТЛИ: при вводе: на скорости и режиме работы двигателя; на отсутствии крена; на характере изменения перегрузки; при выполнении полубочки: АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 174 на определении момента начала выполнения полубочки; на направлении вывода; на скорости ввода во вращение. ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПОЛУПЕТЛИ С УПРАВЛЯЕМОЙ ПОЛУБОЧКОЙ: перетягивание ручки управления на себя - потеря скорости, возможно сваливание самолета в штопор или штопорное вращение; рано отклоняются рули управления на ввод в полубочку- самолет выходит из полупетли с углом кабрирования (возможна потеря скорости); поздно отклоняются рули на ввод в полубочку - самолет выходит из полупетли с углом снижения; несвоевременно (рано или поздно) отклоняются рули управления (элероны и руль направления) на вывод из полубочки - самолет выходит с креном из полупетли; некоординированно выполняется полубочка - выход из полупетли не по направлению; наличие крена на вводе - полупетля выполняется не в вертикальной плоскости; в положении самолета на «ноже» не отклоняется ручка управления от себя - вывод из полупетли происходит с отклонением от выбранного направления. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 175 ФИГУРЫ ВЫСШЕГО ПИЛОТАЖА АЭРОДИНАМИКА ПЕРЕВЕРНУТОГО ПОЛЕТА Перевернутый полет отличается от обычного, нормального полета тем, что на установившихся режимах полета подъемная сила направлена в обратную сторону (от фонаря кабины в сторону шасси). Крыло в этом случае работает в диапазоне сравнительно больших отрицательных углов атаки, создавая отрицательную подъемную силу - У (Рис. 197). В перевернутом полете на самолет действуют такие же силы и моменты, что и в нормальном полете, однако величина и направление этих сил и моментов могут существенно отличаться от условий нормального полета. Рис. 197 Полет самолета на спине Перевернутый полет имеет ряд существенных особенностей. 1. Изменение направления действующих на летчика сил и перегрузок. Вследствие этого меняется физиологическое воздействие на организм летчика. Переносимость отрицательных перегрузок (таз - голова) значительно ниже, чем положительных (голова - таз). Ухудшается работоспособность организма. 2. Ухудшаются летные характеристики самолета вследствие уменьшения его аэродинамического качества. 3. Необычное положение летчика и обратные движения ручкой и педалями при управлении самолетом требуют от летчика повышенного внимания, особенно в начале освоения перевернутого полета. Так, для увеличения угла атаки в перевернутом полете (отрицательного угла) необходимо ручку управления отклонить от себя, а для уменьшения - на себя. Для накренения самолета влево летчик должен отклонить ручку управления вправо, и наоборот, отклонение педали вправо вызывает левый разворот, а отклонение левой педали - правый разворот. 4. В перевернутом полете существенно изменяется работа отдельных элементов конструкции самолета. Возникает необходимость специальной компоновки кабины летчика. Предусматривается регулировка сиденья, педалей, изменяется система привязных ремней, обеспечивается крепление ног летчика к педалям ножного управления и т. п. 5. На самолетах, предназначенных для перевернутых полетов, должны предусматриваться специальные конструкции топливопитания, смазки и суфлирования двигателя для обеспечения его нормальной работы в условиях длительного полета на спине или выполнения пилотажа с отрицательными перегрузками. 6. У самолетов, имеющих положительное поперечное V крыла, в перевернутом положении ухудшается поперечная устойчивость. Руль высоты вниз отклоняется, как правило, на меньший угол, что может отразиться на продольной управляемости самолета на больших отрицательных углах атаки. Поэтому для обеспечения устойчивости и управляемости самолета в перевернутом полете необходимо подобрать такие углы установки крыла и стабилизатора, углы отклонения рулей, чтобы устойчивость и управляемость не имела резких отличий от нормального, прямого полета. |