1.1.5.2. Обеспечение путевой (по направлению) управляемости самолета

П

Рис. 1.10. Управление по направлению

утевой управляемостью называется способность самолета изменять угол скольжения по воле пилота. Органом путевой управляемости является руль направления. При отклонении руля направления изменяется характер обтекания вертикального оперения и вызывает появление силы F_РН, которая создает управляющий момент М_РН = F_РН L_ВО, вращающий самолет вокруг вертикальной оси, изменяя угол скольжения β (угол между строительной ось самолета и направлением вектора скорости в горизонтальной плоскости) (рис. 1.10). Изменение угла скольжения создает приложенную в боковом фокусе боковую силу Z и стабилизирующий момент М_y = Z·b и продолжается до тех пор, пока не уравновесятся приложенные к самолету путевые моменты.

Величина управляющего момента зависит от угла отклонения руля направления. Следовательно, каждому углу отклонения руля направления соответствует определенный угол скольжения. После прекращения вращения вокруг вертикальной оси самолет оказывается под действием боковой неуравновешенной силы ΔZ = Z – F_РН, приложенной в центре масс самолета, которая искривляет траекторию полета.

1.1.5.3. Обеспечение поперечной (по крену) управляемости самолета

П

Рис. 1.11 Управление по крену

оперечной управляемостью самолета называется способность самолета изменять угол крена по воле пилота. Органом поперечной управляемости являются элероны, которые отклоняются в противоположные стороны. При отклонении элеронов (рис.1.11) изменяется характер обтекания крыла, и подъемная сила одной консоли крыла, где элерон отклонен вниз, увеличивается на ΔY_э, а другой – где элерон отклонен вверх, уменьшается на ΔY_э. Это создает однонаправленные управляющие моменты М_э = ΔY_эL_э, вращающие самолет вокруг продольной оси. Вращение самолета будет продолжаться до тех пор, пока элероны не будут возвращены в нейтральной положение. Угловая скорость вращения зависит от величины управляющего момента М_э и, следовательно, от угла отклонения элеронов.

1.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)

Штопор самолета – движение самолета по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки α. Штопор возникает при потере скорости на больших углах атаки. При увеличении α > α_кр начинается срыв потока с верхней части профиля крыла и его подъемная сила резко падает. Причем из-за возникновения несимметричного обтекания самолета на больших углах атаки срыв начинается сначала на одной консоли крыла, подъемная сила этой консоли падает и самолет «заваливается» (кренится) с последующим «сваливанием в штопор»

Рефлекторная попытка пилота вывести самолет из штопора отклонением элеронов против вращения только усугубляет ситуацию, так как на закритических углах атаки элероны из-за возникающих моментов рыскания дают обратную реакцию самолета, вместо привычной для пилота. В результате возможен переход самолета в режим более интенсивного вращения.

Каждый тип самолета может иметь свои индивидуальные особенности вывода из штопора. Для устойчивых самолетов при достаточном запасе высоты полета самый простой способ вывода из штопора, это перевод всех рулей в нейтральное положение. При прекращении штопора перейти к обычной манере пилотирования. Для более энергичного вывода самолета из штопора можно повернуть руль направления против вращения.

Наибольшую опасность штопор представляет для скоростных маневренных самолетов с малым запасов устойчивости, у которых снижение происходит со скоростью 80 – 100 м/с, и за один виток высота может уменьшиться на 0,5 – 1 км. Даже при своевременно принятых мерах по энергичному выводу из штопора, необходимо помнить, что собственно выход самолета из штопора будет сопровождаться потерей высоты еще на 1 – 2 км. При этом должен еще остаться запас высоты для вывода самолета из крутого пикирования и разгона самолета до скоростей достаточных для горизонтального полета. Таким образом, попытки вывода самолета из штопора можно предпринимать до высот 4 – 5 км, на меньших высотах необходимо принимать экстренные меры к спасению экипажа.

Учитывая высокую опасность штопора, попадание пассажирских и других неманевренных самолетов в режимы штопора исключаются специальными ограничителями углов атаки.