книги из ГПНТБ / Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник

§ 10.2. Штопор самолета

Наиболее характерным проявлением взаимодействия продоль­ ного и бокового движений самолета при больших углах атаки яв­ ляется штопор — неуправляемое движение самолета по спираль­ ной траектории малого радиуса на закритических углах атаки.

На заре развития авиации, когда многие вопросы динамики полета либо вообще еще не были исследованы, либо не были до­ ведены до выработки практических рекомендаций, самопроизволь­ ный вход самолета в штопор, как правило, заканчивался тяже­ лым летным происшествием. Первую серьезную победу над што­ пором одержал русский летчик К. К- А р ц е у л о в . В сентябре 1916 г. он впервые преднамеренно ввел самолет в штопор и успеш­ но вывел из него. Метод вывода самолета из штопора, найденный Арцеуловым, прочно вошел в летную практику и применялся на протяжении ряда лет. В 1927—1929 гг. ныне профессор, заслужен­ ный деятель науки и техники В. С. П ы ш н о в провел теорети­

320

имеют лишь сравнительно небольшие количественные - различия

ным развитием срыва потока на околокритических углах атаки,

ва потока и будет сопровождаться падением коэффициента с у \ . На внешнем полукрыле угол атаки уменьшается, зона срыва су­

щения, как это было на докритических углах атаки, а по враще­ нию. Это уже не демпфирующий, а возбуждающий момент. Под его действием вращение будет ускоряться до тех пор, пока нор­

Характеристика самовращения имеет форму петли, внутри ко­ торой момент М является возбуждающим. Вне петли имеет

место поперечное демпфирование и самовращение крыла невоз­ можно. На границе петли Мхт — 0. Эта линия определяет сово­ купность режимов установившегося самовращения.

Как уже говорилось, самовращение крыла составляет физи­ ческую основу штопора самолета. Чем интенсивнее развивается срыв потока на крыле, тем больше провал кривой су \ (а) на закритических углах' атаки, тем больше возбуждающие моменты М и шире область авторотации. Соответственно энергичнее и

в большей области углов атаки будет развиваться штопор само­ лета. Заметим, что поперечный демпфирующий момент верти­ кального оперения сохраняет знак во всем диапазоне возможных углов атаки, что приводит к некоторому снижению интенсивности самовращения, особенно для самолетов с большим по площади и высоким вертикальным оперением. На характер штопора влияет и ряд других конструктивных и эксплуатационных факторов.

режима полета, положения рулевых поверхностей и целого ряда случайных обстоятельств штопор одного и того же самолета мо­ жет развиваться по-разному. В связи с этим существует класси­ фикация штопоров и вводится ряд понятий, необходимых для их характеристики.

Штопоры различают по направлению вращения: левый и пра-

322

Характер штопора большинства самолетов зависит и от поло­ жения элеронов. Поперечная эффективность элеронов (т**) на срывных режимах сильно снижается, иногда наступает даже их реверс, зато повышается их путевая эффективность. Статический

ки нарастает пикирующий статический момент. В области интен­ сивного развития срыва для современных самолетов с треуголь­ ным или стреловидным крылом характерна потеря устойчивости по перегрузке и, следовательно, некоторое уменьшение пикирую­ щего момента (рис. 10.7). С дальнейшим увеличением угла атаки снова нарастает пикирующий момент (в связи с увеличением нор­

его зависимость от угла атаки приблизительно повторяет харак­ теристику самовращения. Момент Мгш при штопоре всегда на­ правлен на кабрирование. Для удобства сравнения с аэродинами­

324

По точкам пересечения кривых М г а и М 2 И Н определяются воз­ можные режимы установившегося штопора. Так, например, пол­ ному отклонению руля высоты на кабрирование и руля направле­ ния по штопору (точки 1 и 2) соответствуют режимы установив­ шегося штопора с углом атаки корневого сечения крыла ао i и угловой скоростью col и с углом дог и угловой скоростью сиг. При различных положениях рулей принципиально возможны все ре­ жимы штопора в заштрихованной области. По рис. 10.7 можно определить также положения рулей, необходимые для прекраще­ ния штопорного вращения. Так, самолет, штопорные свойства ко-

Рис. 10.7. К определению равновесия продоль­ ных моментов на штопоре

торого показаны на рис. 10.7, окажется вне зоны самовращения только при полном отклонении руля высоты на пикирование и руля направления против штопора.

§ 10.3. Сваливание самолета на крыло. Начальный этап штопора

Штопор самолета не является боевой фигурой. Если он и вы<

Самопроизвольное сваливание самолета на крыло с последую­ щим входом в штопор происходит при грубых ошибках летчика, когда самолет выводится на большие, околокритические или за-

на опасные углы атаки всегда связан с «потерей скорости» в ре­ зультате неправильного распределения внимания и неучета осо­ бенностей вторых режимов полета. На криволинейных маневрах к этим причинам добавляется «перетягивание ручки», т. е. попытка летчика создать нормальную перегрузку, превышающую допусти-

325

мую для данной приборной скорости. Этот вопрос будет рассмо­ трен подробнее при изучении маневренных свойств самолета.

Увеличению угла атаки до опасных значений могут способст­ вовать:

— потеря продольной устойчивости самолета по перегрузке при развитии срыва потока на концевых участках стреловидного и

— вертикальные воздушные порывы, наиболее вероятные на малых высотах над пересеченной местностью, вблизи облаков и грозовых фронтов, в областях атмосферы с большими температур­ ными градиентами.

На больших, и особенно стратосферных, высотах опасное уве­ личение угла атаки .может произойти при обратном (в сторону уменьшения скорости) проходе через область «ложки» на балан­ сировочной диаграмме.

Если в процессе увеличения угла атаки самолет вошел в об­ ласть самовращения, то при любом случайном накренении появ­

в области самовращения начальное возмущение произошло в фор­ ме образования скольжения, а не крена, то под действием стати­ ческого поперечного момента самолет будет крениться в сторону

отношении всегда колебательно устойчивы). В процессе таких колебаний появляется продольный инерционный момент, который при больших углах атаки достаточно велик и независимо от сме­ ны знака поперечной угловой скорости, все время остается кабрирующим. В начале выхода из очередного крена самолет всегда имеет внешнее скольжение, что приводит к временному расшире­ нию зоны самовращения. Здесь действует возбуждающий попереч­ ный момент и самолет дважды за' каждый период колебаний по­ лучает возбуждающий импульс. В связи с этим он становится ко­ лебательно неустойчивым (амплитуды крена и скольжения уве­ личиваются). По совокупности всех указанных причин после двухтрех покачиваний обычно начинается штопорное сваливание на крыло. Если руль направления отклонен, в абсолютном большин­

326

сваливание самолета на крыло. Повышение перегрузки приводит не только к росту самой скорости сваливания, но и к увеличению действующих на самолет моментов. Поэтому чем больше пере­ грузка, тем энергичнее происходит сваливание и интенсивнее воз­

ливается влияние скольжения и отклонений рулевых поверхностей на движение самолета. В таких случаях самолет либо сразу энер­ гично сваливается на крыло и входит в штопор в сторону откло­ нения педалей, либо, если из-за большого крена в сторону разво­ рота первоначально возникает внутреннее скольжение, делает один энергичный бросок по крену против скольжения, после чего переходит в штопор в сторону отклонения руля направления.

Если сваливание происходит в прямолинейном полете или на маневре с небольшой (близкой к единице) перегрузкой, то его развитие можно прекратить. Для этого необходимо соразмерным отклонением ручки (штурвала) управления от себя перевести са­ молет на меньшие углы атаки и зафиксировать его на нисходящей траектории для увеличения скорости. Одновременно отклонением педалей против разворота следует устранить внешнее скольжение. На самолетах, для которых на околокритических углах атаки ха­ рактерны короткопериодические боковые колебания и повышенная реакция по крену на отклонение руля направления, педали сле­ дует зафиксировать в нейтральном положении.' Если указанные действия не выполнены или выполнены нечетко и поздно, самолет входит в штопор.

Начальный период штопора имеет ряд специфических особен­ ностей, обусловленных прежде всего наличием значительной гори­ зонтальной составляющей скорости. Даже в прямолинейном по­ лете индикаторная скорость сваливания современных самолетов, как правило, превышает 200 км/ч. Истинная скорость в зависи­ мости от высоты полета будет еще больше.

В процессе сваливания нарушается равновесие самолета отно­ сительно всех осей. Однако наибольшим из всех неуравновешен­ ных моментов является поперечный момент, в то время как попе­ речный момент инерции, наоборот, во много раз меньше других моментов инерции. Поэтому при сваливании самолет сравнительно быстро приобретает угловую скорость ых- Вместе с самолетом во­ круг продольной оси поворачивается и подъемная сила. Действуя

траектория под действием толь"ко силы веса. В результате траек­ тория начального участка штопора приблизительно имеет вид спи­ рали, навитой вокруг нисходящей параболы (рис. 10.8).

При вращении самолета вокруг оси Охх проявляется кинемати­ ческое взаимодействие продольного и бокового движений. К концу

327

первой четверти витка угол атаки заметно уменьшается и самолет приобретает внутреннее скольжение, угол которого дополнительно увеличивается под действием силы веса. Даже.при полном откло­ нении педалей по штопору скольжение здесь, как правило, остает­ ся внутренним. В конце второй четверти витка угол атаки может стать даже отрицательным, а скольжение обусловлено только отклонением руля направления. В третьей четверти витка угол атаки снова увеличивается, а скольжение становится внешним. К концу витка самолет примерно восстанавливает исходное поло­ жение относительно траектории.

Рис. 10.8. Начальный участок штопора

Циклическое изменение углов атаки и скольжения в процессе витка приводит к колебаниям и других кинематических параме­ тров. Так, появление внутреннего скольжения в первой четверти

вращение и сваливается в другую сторону, после чего картина повторяется. Такой режим неустойчивого штопора, когда самолет попеременно выполняет по 0,5—0,75 витка в разные стороны, называют «падение листом». При неустойчивом штопоре вывод из него обычно надежно обеспечивается постановкой рулей в ней­ тральное положение.

Усовременных самолетов, имеющих большие удельные на­

ка и более. Поэтому вывод из штопора обычно производится на этом участке.

При сваливании с криволинейной траектории на повышенной скорости входной участок еще больше растянут. Отклонение оси спирали вниз сначала происходит весьма медленно. Поскольку

328

эффективность рулей здесь повышена, при их фиксации в поло­ жении «по штопору» первые витки выполняются энергично, без заметных колебаний параметров.

§ 10.4. Взаимодействие продольного и бокового движений на малых углах атаки. «Инерционное» вращение самолета

Взаимодействие продольного и бокового движений проявляется во всех случаях, когда имеет место одновременный поворот само­

У сверхзвуковых самолетов момент инерции Jz во много раз боль­

заброс угла скольжения может быть большим. Ситуация разви­ вается настолько быстро и неожиданно, что, как правило, летчик не успевает парировать образование скольжения отклонением пе­ далей вправо. Более того, при отсутствии необратимого гидро­ усилителя в системе ножного управления под действием шарнир­ ного момента может произойти увод педалей влево, что способст­ вует увеличению правого скольжения. Если статическая попереч­ ная устойчивость самолета достаточно велика, то с образованием

329