Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
оси Если планирование осуществляется без тяги, то изменение скорости будет связано с углом планирования θ. Чем больше угол планирования, тем больше потребная скорость. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 186 Для увеличения угла атаки на планировании в перевернутом положении ручка управления отдается от себя, и скорость планирования уменьшится. Минимальная скорость при планировании в перевернутом положении больше, чем в нормальном. При планировании в перевернутом положении угол наклона продольной оси самолета к плоскости горизонта (Рис. 209) из-за наличия угла установки меньше, чем при нормальном планировании, на величину двойного угла установки крыла (при планировании с одинаковыми скоростями). По этой причине у летчика создается впечатление, что самолет планирует с малым углом к горизонту, хотя скорость снижения при этом может быть значительной. Из сказанного следует, что при перевернутом установившемся планировании самолет имеет худшие летные данные, чем в нормальном планировании. ОБРАТНЫЙ ПИЛОТАЖ Маневрирование самолета с отрицательными перегрузками (- n у) принято называть обратным пилотажем. Все фигуры обратного пилотажа относятся к высшему пилотажу. Выполнение обратного пилотажа связано с рядом трудностей. Поэтому перед началом полетов на обратный пилотаж необходима тщательная подготовка летчика на земле. Одним из важных элементов этой подготовки является изучение аэродинамики и динамики каждой фигуры, особенностей устойчивости и управляемости, расчет основных параметров фигур. Трудность освоения обратного пилотажа заключается в том, что он органически должен выполняться в комплексе с прямым пилотажем; это на первых порах может дезориентировать летчика в отношении действий рулями, различной устойчивостью и управляемостью прямого и перевернутого полета. Для примера рассмотрим несколько фигур обратного пилотажа: вираж, петлю. ОБРАТНЫЙ ВИРАЖ Правильным обратным виражом (или виражом на спине) называется разворот самолета на 360° в горизонтальной плоскости с постоянной скоростью без скольжения, без потери и набора высоты, с отрицательной перегрузкой (Рис. 210). При выполнении обратного виража на самолет действуют такие же силы, что и на нормальном вираже. Неуравновешенная центростремительная сила П Y 2 , необходимая для искривления траектории» получается в результате накренения самолета П П П Y Y γ sin 2 ⋅ = . (13.5) Сила веса-самолета уравновешивается составляющей подъемной силы П П П Y Y γ cos 2 ⋅ = (13.6) Рис. 210 Схема сил на правильном обратном вираже Сделаем анализ основных параметров обратного виража и сравним их с параметрами прямого виража. 1. Минимальный радиус обратного виража больше, чем нормального, так как в перевернутом полете Су П МАКС меньше, чем в нормальном. 2. Так как несущие свойства крыла в перевернутом полете снижаются, максимальная величина подъемной силы уменьшается, поэтому максимальный крен на обратном вираже будет меньше, чем при нормальном. Уменьшение крена уменьшает максимально достигаемую отрицательную перегрузку (- n e). АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 187 3. Из-за увеличения практически минимальной (эволютивной) скорости, а также из-за уменьшения возможного крена П γ время обратного виража увеличивается. Анализ показывает, что все основные параметры обратного виража (крен, перегрузка, радиус, время) по сравнению с нормальным виражом значительно ухудшаются. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ОБРАТНОГО ВИРАЖА В горизонтальном полете на спине на заданной скорости самолет нужно отрегулировать триммером и плавным координированным движением ручки и педалей ввести самолет в вираж, для чего ручку управления отклонить в сторону поднимающегося крыла и нажатием на противоположную педаль создать вращение. По мере увеличения крена ручку управления необходимо отдавать от себя для удерживания носа самолета от опускания и для создания вращения. При достижении заданного крена и угловой скорости движением ручки и педали устранить стремление самолета увеличить крен и вращение. Для вывода самолета из обратного виража нужно за 25-30° до намеченного ориентира движением ручки в сторону против крена и нажатием на верхнюю педаль уменьшать крен и вращение. После выхода самолета из крена и вращения поставить рули нейтрально, удерживая самолет в горизонтальном перевернутом полете. Порядок действий летчика при выполнении обратного виража с креном 60° такой же, как и виража с креном до 45°. Но в отличие от мелкого виража в процессе создания крена необходимо плавно увеличивать тягу двигателя (увеличивать наддув) до полной к тому моменту, когда крен достигнет 45°. При дальнейшем увеличении крена ручка управления значительно отдается от себя для увеличения углового вращения, а рулем направления выдерживается положение капота относительно горизонта. Действия рулями на выводе такие же, как и при выводе из мелкого виража, но по мере уменьшения крена ручка подбирается на себя для того, чтобы самолет не поднимал нос, и убирается наддув до необходимого для горизонтального полета на спине. ОБРАТНАЯ ПЕТЛЯ Обратной петлей называется движение самолета по криволинейной траектории, имеющей форму замкнутой петли, в вертикальной плоскости с отрицательными углами атаки и отрицательной перегрузкой. Перед выполнением обратной петли со спины необходимо в горизонтальном перевернутом полете разогнать самолет до заданной скорости. Обычно эта скорость близка к максимальной. Достигнув нужной скорости, летчик отдает ручку от себя, увеличивая тем самым отрицательный угол атаки α П и подъемную силу Y П , которая станет больше силы веса самолета. Избыток подъемной силы (Y П -G) будет той центростремительной силой, которая искривляет вверх траекторию движения (Рис. 211). Рис. 211 Схема сил на обратной петле Изменение перегрузки - n у, радиуса петли, скорости полета по траектории на петле рассчитываются по тем же формулам, что и для прямой обычной петли. Начальная скорость ввода в петлю должна быть более двух υ мин перевернутого полета. При вводе в петлю на меньшей скорости в верхней точке петли самолет сильно теряет скорость, в результате чего подъемная сила Y П становится меньше веса самолета (Y П n у появляется положительная. Летчик это положение ощущает по опусканию на сиденье. Петля получается неправильной. Перегрузка на петле определяется по формуле: АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 188 θ υ cos 2 + = − gr n У , (13.7) где θ - угол между горизонталью и касательной к траектории движения в рассматриваемой точке. Форма обратной петли, как и нормальной, из-за уменьшения скорости и радиуса кривизны траектории в верхней ее части получается несколько вытянутой вверх. В верхней точке петли скорость полета и радиус наименьшие. При движении по криволинейной траектории на обратной петле, как и на нормальной, на самолет оказывают влияние гироскопический и реактивный моменты воздушного винта (ротора ТРД). На самолетах с винтами левого вращения (если смотреть из кабины самолета) при выполнении восходящей части обратной петли гироскопический момент вызывает разворот вправо (с точки зрения летчика). Эта тенденция к развороту легко парируется отклонением левой педали. С уменьшением скорости заметнее проявляется реактивный момент, который стремится накренить самолет вправо. Для устранения этого накренения необходимо отклонять ручку управления вправо. ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ОБРАТНОЙ ПЕТЛИ. Для выполнения обратной петли со спины необходимо в горизонтальном перевернутом полете на полной мощности двигателя с небольшим снижением разогнать самолет до заданной скорости ввода в петлю. При достижении заданной скорости ввода плавным, но энергичным движением ручки управления от себя строго по продольной оси самолета увеличить отрицательный угол атаки. Отрицательная перегрузка при этом должна быть около 4. По мере возрастания угла подъема темп отдачи ручки от себя увеличивать до подхода самолета к горизонтальному положению (верхняя точка). Нельзя допускать излишней отдачи ручки от себя, так как при этом теряется скорость и устойчивость самолета, может начаться тряска самолета. При появлении тряски необходимо замедлить темп отдачи ручки от себя. При подходе к горизонтальному положению в верхней точке петли ручка управления несколько подбирается на себя для предотвращения резкого опускания носа самолета после прохода верхней точки петли. После прохождения верхней точки, когда нос самолета опустится на 15-20° ниже горизонта, плавно уменьшить мощность двигателя до минимальной. Когда самолет будет находиться в отвесном пикировании, задержать ручку для набора скорости, а затем, плавно отдавая ручку от себя, с перегрузкой 3,5-4 перевести самолет в режим горизонтального полета на спине с таким расчетом, чтобы скорость на выводе была равна скорости ввода. При подходе самолета к горизонтальному положению увеличить мощность двигателя до необходимой для выполнения горизонтального полета на спине или для перехода в другую фигуру пилотажа. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ОБРАТНОЙ ПЕТЛИ: - мала скорость на вводе - самолет в верхней точке петли теряет устойчивость, сваливается на крыло; - велик темп отдачи ручки от себя - самолет теряет скорость и устойчивость, возможно сваливание на крыло; - не замечается и не устраняется крен - самолет уклоняется от вертикали. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА В ОБРАТНОМ ПОЛЕТЕ Устойчивость и управляемость самолета Як-55 при выполнении обратного полета имеет те же характеристики, что и в прямом полете. Самолет Як-52 имеет свои особенности. Фокус самолета Як-52 при выполнении обратного полета смещен назад за счет угла установки стабилизатора, рассчитанного на прямой полет. Кроме того, в обратном полете уменьшается величина момента самолета при Су=0 (Мz 0 ) вследствие изменения скоса потока около горизонтального оперения, наличия угла установки стабилизатора и ряда других факторов. Ввиду некоторого увеличения продольной устойчивости в обратном полете управляемость самолета в продольном отношении ухудшается, поэтому увеличивается расход руля высоты для изменения отрицательной подъемной силы на определенную величину. Следовательно, для создания перегрузки необходимой величины потребное отклонение руля высоты оказывается большим, чем в прямом полете. Повышенный расход руля высоты вызывает повышенные усилия на ручке управления. Поэтому летчик для снятия перегрузок должен использовать триммер. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 189 Поперечная и путевая устойчивость самолета Як-52 в обратном полете практически не изменяется, так как самолет имеет малую V-образность крыла, что в значительной мере влияло бы на поперечную устойчивость. Площадь вертикального оперения, длина фюзеляжа, форма крыла в плане, условия обтекания крыла и фюзеляжа воздушным потоком практически не изменяются при переходе от прямого к обратному полету. Поэтому можно считать, что путевая устойчивость в обратном полете самолета Як-52 практически не отличается от путевой устойчивости в прямом полете. ПОВОРОТ НА ВЕРТИКАЛИ Поворот на вертикали представляет собой поворот на горке с углом 90° (Рис. 212). Выход на вертикаль вверх осуществляется так же, как первая четверть петли. Для искривления траектории полета в вертикальной плоскости необходимо отклонить руль поворота в сторону выполняемого поворота на вертикали. После выполнения поворота самолет выполняет отвесное пикирование с разгоном скорости и с последующим выходом в горизонтальный полет. При выполнении поворота на вертикали на внешнем полукрыле создается подъемная сила большая по величине, чем на внутреннем полукрыле, что приводит к появлению крена самолета в сторону разворота. Появившийся крен необходимо предупредить отклонением ручки управления по элеронам в сторону внешнего полукрыла. Так как скорость при полете на вертикали вверх уменьшается, то для поддержания равенства Y=0 необходимо соразмерно уменьшению скорости отклонять ручку управления на себя, а при полете на вертикали вниз, наоборот от себя, что особенно характерно для самолета Як-52, имеющего несимметричный профиль крыла. В результате усиления реакции воздушного винта самолеты Як-52 и Як-55 с уменьшением скорости полета стремятся развернуться относительно продольной оси Х вправо. Это отклонение необходимо компенсировать отклонением ручки управления по элеронам влево. Рис. 212 Схема сил, действующих на самолет при выполнении поворота на вертикали ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ПОВОРОТА НА ВЕРТИКАЛИ В учебных целях поворот на вертикали выполняется на скорости ввода на вертикаль 260 км/ч. Обороты двигателя 82 % при полном наддуве. Перед вводом в фигуру необходимо осмотреть воздушное пространство и убедиться, что оно свободно. Наметить ориентир для вывода. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 190 В горизонтальном полете или на снижении установить скорость 260 км/ч. Затем плавным, но энергичным отклонением ручки управления на себя, увеличивая угол кабрирования, вывести самолет на вертикаль ( α =90°). Положение самолета на вертикали вверх контролируется по положению полукрыльев и трубки ПВД относительно горизонта (трубка ПВД перпендикулярна горизонту), а на самолете Як-52-также по авиагоризонту. При подходе консоли крыла (трубки ПВД к вертикальному положению) коротким и энергичным движением ручки управления от себя необходимо зафиксировать самолет на вертикали. Убедиться в вертикальном положении самолета. По достижении скорости 50...60 км/ч (при правом развороте) и 70...80 км/ч при левом развороте плавным, но коротким отклонением педали полностью в желаемую сторону разворота ввести самолет в разворот. Для компенсации появляющегося крена на развороте необходимо отклонять ручку управления в сторону внешнего полукрыла. Влияние гироскопического момента воздушного винта, разворачивающего самолет в горизонтальной плоскости, парировать отклонением ручки управления от себя. Как только самолет повернется на 35...40°, следует уменьшить обороты двигателя (на левом развороте) или затяжелить воздушный винт (на правом развороте). После выполнения поворота за 10...15° до вертикального положения вниз отклонением противоположной педали прекратить разворот, а отклонением ручки управления в желаемую сторону установить угол пикирования равный 90°. Затем проконтролировать установление вертикали вниз по показаниям авиагоризонта (на самолете Як-52) и положению полукрыльев и трубки ПВД относительно горизонта и перед выводом в горизонтальный полет пройти такое же расстояние, что и на вертикали вверх. Вывод самолета в горизонтальный полет необходимо начинать на скорости 200...210 км/ч отклонением ручки управления на себя, уменьшить углы кабрирования и вывести самолет в горизонтальный полет на выбранный ориентир. РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ВНИМАНИЯ: при вводе в вертикаль и выводе с нее: на отсутствии крена; на определении момента и точности выхода на вертикаль; на отсутствии смещения оси; при повороте: на удерживании вертикали: на определении момента уменьшения оборотов или перевода воздушного винта на большой шаг, соответственно на левом и правом развороте; при выводе: на определении момента увеличения оборотов двигателя или перевода воздушного винта на большой шаг (в зависимости от стороны разворота); на отсутствии крена; на выходе на выбранный ориентир; на величине скорости и перегрузки. ХАРАКТЕРНЫЕ ОТКЛОНЕНИЯ И ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПОВОРОТА НА ВЕРТИКАЛИ: выход на положительную или отрицательную вертикаль; скорость ввода в поворот больше потребной - при отклонении педали на ввод - самолет продолжает набор высоты с внешним скольжением; во время поворота крен не поддерживается ручкой управления - самолет заваливается на «спину»; малый проход самолета вниз по вертикали - неравномерные линии вверх и вниз; рано или поздно отклонена педаль управления на вывод- самолет выполняет полет вниз по вертикали со скольжением. УПРАВЛЯЕМАЯ БОЧКА НА ВЕРТИКАЛИ ВВЕРХ И ВНИЗ Управляемые вращения на вертикали вверх и вниз являются фигурами пилотажа, включающие восходящие и нисходящие участки петли Нестерова, вертикальный набор высоты и отвесного пикирования, и имеют те же характеристики (Рис. 213, Рис. 214). АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 191 Рис. 213 Схема сил, действующих на самолет при выполнении управляемой бочки на вертикали вверх Рис. 214 Схема сил, действующих на самолет при выполнении управляемой бочки на вертикали вниз СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ Радиус кривизны траектории на вводе и выводе изменяется прямо пропорционально изменению скорости. При выполнении бочки на вертикали на самолет действует центростремительная сила, стремящаяся завалить его на «спину», величина этой силы зависит от скорости вращения и от положения несущих частей самолета и разноса масс относительно оси вращения. Кроме того, ось самолета Як-52 не совпадает с осью вращения на величину угла установки крыла. Также на самолете Як-52 имеется децентрация тяги силовой установки. Все вышеуказанные факторы создают момент, стремящийся отклонить ось самолета от оси вращения во внешнюю сторону. Поэтому для того чтобы самолет в процессе вращения не отклонялся от оси вращения, необходимо ручку управления отклонять от себя. В результате действия гироскопического момента воздушного винта самолет в процессе вращения стремится развернуться влево. Это отклонение необходимо компенсировать отклонением руля управления в противоположную сторону. При этом необходимо помнить, что вышеуказанный момент при левом вращении помогает вращению, а при правом - противодействует. При выполнении вращения на вертикали вверх скорость полета уменьшается, эффективность элеронов уменьшается, поэтому для поддержания постоянства углового вращения необходимо элероны отклонять на большую величину соразмерно уменьшению скорости. Выполняя вращения на вертикалях вниз, наоборот, вследствие увеличения эффективности элеронов потребные углы отклонения уменьшаются. Также вследствие увеличения скорости подъемная сила увеличивается, что приводит к отклонению оси самолета от оси вращения. Поэтому пропорционально увеличению скорости ручку управления в процессе вращения необходимо отклонять от себя. Переход из полета на вертикаль вверх в полет на вертикаль вниз после вращения можно осуществлять как поворотом на вертикали, так и выходом на себя и от себя. |