Аэродинамика самолета. Аэродинамика самолета фигуры простого пилотажа криволинейное движение
 Скачать 437.28 Kb.
|
|
Рис. 15 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. 16, а), крен увеличен на величину, при которой скорость становится недостаточной АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 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. 16 Глубокий левый вираж с внутренним скольжением Рис. 17 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. 16, 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. 17). 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), АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 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. 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). АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 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 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. ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ, ДОПУСКАЕМЫЕ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ВИРАЖА При выполнении виражей наблюдаются следующие ошибки: - несоответствие мощности силовой установки величине крена - самолет теряет или набирает высоту (увеличивает или уменьшает скорость); - .перетягивание ручки управления на себя - увеличивается перегрузка, самолет теряет скорость, возможен срыв в штопор или штопорное вращение; - капот самолета не удерживается педалями по горизонту - излишне отклоняется педаль в сторону виража, что вызывает опускание капота самолета, увеличивается скорость и теряется высота; малое отклонение педали в сторону виража приводит к подъему капота самолета, уменьшается скорость и набирается высота; - некоординированные действия рулями управления при вводе в вираж и выводе из него - возникает внутреннее или внешнее скольжение и изменяется высота и скорость; резкий ввод самолета в вираж и резкий вывод из него - не выдерживается скорость и высота; неточный вывод по направлению. При выполнении виража необходимо знать, что при перетягивании ручки управления срыв самолета происходит без предупредительной тряски. Поэтому при загорании лампочки «Срыв» на самолете Як-52 необходимо уменьшить тянущее усилие на ручке управления, что приведет к уменьшению углового вращения и перегрузки. Небольшие отклонения по крену в процессе виража следует парировать отклонением ручки управления и педалей. При опускании капота самолета и нарастании скорости необходимо сначала вывести самолет из крена, затем взятием ручки управления на себя - в горизонтальный полет. Если при выполнении виража произошел срыв самолета, то ручку управления необходимо отклонить от себя, вывести самолет в горизонтальный полет, после чего вновь ввести в вираж. СПИРАЛЬ Спиралью называется полет самолета по винтовой линии (траектории) с заданным креном и скоростью. Спираль представляет собой длительный вираж на планировании или подъеме. Если спираль применяется для набора высоты, она называется восходящей, если для потери высоты - нисходящей.Если крен небольшой величины и радиус спирали довольно большой, спираль называется пологой. Если крен спирали больше 45°, а радиус малой величины, спираль называется крутой. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Если скорость, угол крена и угол наклона траектории с течением времени не изменяются, спираль называется установившейся. Установившаяся спираль называется правильной, если она выполняется без скольжения. СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ НА СПИРАЛИ Схема сил, действующих на самолет при выполнении спирали, показана на Рис. 18. Рассмотрим восходящую спираль. Она может выполняться как с тягой силовой установки, так и без нее. Рассмотрим выполнение спирали с тягой силовой установки на малом газу. Самолет снижается с постоянным углом к горизонту по траектории, представляющей цилиндрическую винтовую линию. Движение центра тяжести состоит из двух движений: вниз с вертикальной скоростью V У =Vsin θ и в горизонтальной плоскости по окружности со скоростью Vx=Vcos. θ Вес самолета G раскладывается на две составляющие, лежащие в вертикальной плоскости: Gcos θ и G sin θ . Подъемная сила Y наклонена вперед и в сторону и раскладывается на две составляющие: Y cosy - лежащей в вертикальной плоскости и наклоненной вперед и Y sin γ - лежащей в горизонтальной плоскости. Неуравновешенная сила Y sin θ является центростремительной силой, искривляющей траекторию движения самолета. Составляющая веса Gcos θ уравновешивается составляющей подъемной силы Ycos γ , а составляющая G sin θ и тяга силовой установки Р - уравновешивает лобовое сопротивление X. Рис. 18 Схема сил на спирали Управления движения самолета на установившейся нисходящей спирали имеют вид: условие постоянства скорости 0 sin = − − θ G P X ; (11.25) условие постоянства угла наклона траектории 0 cos cos = − θ γ G Y ; (11.26) условие искривления траектории r mV Y θ γ 2 2 cos sin = . (11.27) ПЕРЕГРУЗКА НА СПИРАЛИ Перегрузка на спирали, действующая по направлению подъемной силы Y, определяется из условия постоянства угла наклона траектории полета (11.26): cos cos γ θ = = G Y n У (11.28) Полная перегрузка на спирали с учетом центростремительной силы Рцс определяется по формуле АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА ) cos ( 1 2 2 θ γ tg n П + = (11.29) Из формул (11.28) и (11.29) следует, что перегрузка на спирали меньше, чем на вираже при том же угле крена, потому что составляющая Ycosγ уравновешивает не полный вес самолета, как на вираже, а его составляющую Gcos θ . Чем меньше угол наклона траектории полета, тем меньше потребная перегрузка. Потребная перегрузка на спирали всегда больше единицы, так как угол наклона траектории θ меньше угла крена самолета γ СКОРОСТЬ НА СПИРАЛИ Потребная скорость на спирали определяется из уравнения (11.26) условия постоянства угла наклона траектории ( θ γ cos cos G Y = ). Подставив вместо подъемной силы Y ее развернутое выражение, получим , cos cos 2 2 θ γ ρ G S V Cy СП = , 2 2 y СП n G S V Cy = ρ откуда при Cy=const 2 y ГП y СП n V n S Cy G V = = ρ (11.30) Из формулы (11.30) следует, что скорость, потребная для выполнения спирали, больше потребной скорости для горизонтального полета при одинаковом угле атаки. При выполнении спирали скорость остается, как правило, постоянной, а изменяется угол атаки. Коэффициент подъемной силы Су в диапазоне летных углов атаки прямо пропорционален углам атаки, а так как Су отличается от Cу СП на величину перегрузки n у(Су СП Су ГП n у), то, следовательно, и углы атаки на спирали отличаются от углов атаки горизонтального полета на ту же величину, т. е. У ГП СП n α α = (11.31) Из формулы (11.31) следует, что при выполнении спирали на постоянной скорости угол атаки увеличивается пропорционально перегрузке. РАДИУС СПИРАЛИ Как уже говорилось, что траектория спирали представляет собой цилиндрическую винтовую линию, следовательно, радиусом спирали можно считать радиус цилиндра. Из уравнения (11.27) - условия искривления траектории - находим СП r mV Y θ γ 2 2 cos sin = , откуда , sin cos 2 2 γ θ gY GV r СП = (11.32) Из формулы (11.32) следует, что с увеличением скорости радиус спирали возрастает, а с увеличением угла крена и угла снижения - уменьшается. Радиус спирали всегда меньше радиуса виража, так как |