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

правого скольжения, несмотря на отклонение элеронов вправо, са­ молет может энергично перейти в левый крен.

При достаточно больших значениях угловых скоростей инер­ ционные моменты могут стать больше аэродинамических, в том числе и рулевых, моментов. Тогда самолет становится неустойчи­ вым и неуправляемым, а его движение будет определяться дей­ ствием инерционных моментов. Для дозвуковых самолетов с крыльями значительного удлинения, в которых размещается су­ щественная часть грузов, выход на такие режимы практически невозможен. При сравнительно небольшом различии между мо­

вались бы угловые скорости, далеко выходящие за рамки их прак­ тически возможных значений. Явления, связанные с потерей устой­ чивости движения при вращениях, стали актуальными для сверх­ звуковых самолетов.

Заметим, что длительное вращение самолета с большими угло­ выми скоростями шу и wz невозможно, поскольку при изменении

ствием продольного и бокового движений, могут развиваться толь­ ко на основе энергичного поперечного вращения. В формулах (10.2) и (10.3) потенциальная возможность образования значи­ тельных инерционных моментов заложена в виде большой скоро­ сти шх- Сравнительно небольшие или кратковременные существую­ щие угловые скорости wz и ту играют роль стимуляторов, опреде­ ляющих законы изменения инерционных моментов.

Моменты Му и н и Мг ин.не влияют на движение крена непосред­ ственно, но первый из них обусловливает изменение угла сколь­ жения, а второй — изменения угла атаки, что (особенно при стре­ ловидном или треугольном крыле) сопровождается изменениями величины и даже знака производной тх.

В процессе поперечного вращения самолета за счет кинемати­ ческого взаимодействия продольного и бокового движений проис­ ходит циклический переход угла атаки в угол скольжения и на­ оборот. Заметим, что этот переход в чистом виде осуществляется только за счет поперечного вращения и не связан с вращением самолета вокруг осей Oz{ и Оух. Самолет, обладающий продольной и путевой устойчивостью, сопротивляется изменениям указанных углов. Если, например, он имел положительный начальный угол атаки а0 при р0 = 0,- то в первой половине оборота (рис. 10.1) за

330

счет кинематического взаимодействия угол атаки должен непре­ рывно уменьшаться от ао до —ао- Но как только он начнет умень­ шаться, появится кабрируюший продольный статический момент, заставляющий самолет поворачиваться вокруг оси Ozu восстанав­ ливая угол атаки. Поскольку и продолжительность полувитка, и отклонение Да от балансировочного угла атаки, и пропорциональ­ ный ему момент /И*/Ь малы, полное восстановление угла атаки невозможно. Чем медленнее самолет вращается и чем больше его устойчивость по перегрузке, тем полнее будет восстанавливаться угол атаки. То же самое можно сказать и относительно угла скольжения.

Рис. 10.10. Восстановление исходного положи­ тельного угла атаки при поперечном вращении самолета вправо приводит к появлению на­ правленного влево путевого инерционного мо­ мента

Если циклическое изменение угло-в атаки и скольжения при

ческое. Статические моменты сообщают самолету определенные угловые ускорения (в связанной системе координат), и самолет в любое мгновение вращается с определенными угловыми скоро­ стями ыг и шу . Наличие этих скоростей приводит к образованию инерционных моментов Муап и Мгш, под действием которых са­ молет приобретает дополнительные угловые ускорения и скорости. Так, если самолет при положительном начальном угле атаки энер­

331

скольжение, препятствующее вращению. Скольжение, которое воз­ никает за счет кинематических связей, в данном случае не меняет положения.

Таким образом, при положительном исходном угле атаки и ну­ левом угле скольжения вращение самолета не только не возбуж­ дается, но, наоборот, частично подавляется изменениями угла скольжения, что воспринимается летчиком как снижение эффек­ тивности элеронов. Однако так бывает не всегда. Если на дозвуко­ вой скорости полета вращать самолет элеронами в сторону значи­ тельного предварительно созданного скольжения (например, впра-

рицательный угол атаки. При этом за счет продольной устойчи­ вости самолета возникает кабрирующий статический момент, стре­ мящийся возвратить самолет на исходный (положительный) угол атаки. Одновременно на самолет действует статический путевой момент, препятствующий уменьшению внутреннего (правого) скольжения и, следовательно, направленный влево. За счет этого момента самолет приобретает положительную (влево) путевую

момент меньше статического и угол атаки увеличивается — возни­ кает положительная продольная угловая скорость о)г (рис. 10.11,6), которой соответствует положительный путевой инерционный мо­ мент My ийСкладываясь со статическим путевым моментом, он вызывает энергичный заброс правого скольжения. Так как про­ дольная устойчивость самолета невелика и частично подавлена инерционным моментом, а кинематические связи (поскольку со­ храняется внутреннее скольжение) продолжают способствовать уменьшению угла атаки, то в момент заброса скольжения угол атаки сохраняет значительную отрицательную величину.

На отрицательных углах атаки самолет поперечно неустойчив. Поэтому сочетание отрицательного угла атаки с внутренним

332

скольжением обусловливает появление статического поперечного момента, направленного в сторону вращения. Угловая скоростью* будет увеличиваться. Соответственно будут увеличиваться инер­

так называемого «инерционного» вращения, для поддержания этой скорости не требуется отклонения элеронов. При несколько боль­ шей скорости крена прекратить раскрутку самолета уже невоз­ можно никаким отклонением элеронов и самолет теряет попереч­

балансируется на некотором отрицательном угле атаки, при кото­ ром внутреннее скольжение обеспечивает вращение.

После достижения критической скорости w 4 самолет про­ должает увеличивать скорость вращения. При этом отрицательный угол атаки постепенно увеличивается. Однако этот процесс раз­ вивается достаточно медленно. Дело в том, что преобладание продольного дестабилизирующего инерционного момента над ста­ билизирующим аэродинамическим моментом лишает самолет про­ дольной устойчивости. Путевая жеустойчивость при этом сохра­ няется. В процессе быстрого вращения углы атаки и скольжения

вых аэродинамического и инерционного моментов. При этом са­

На сверхзвуковых скоростях полета статическая продольная устойчивость самолета по перегрузке сильно возрастает, а стати­ ческая путевая устойчивость уменьшается. Соответственно здесь

333

Область угловых скоростей крена, соответствующая режимам «инерционного» вращения самолета, заключена между критически­ ми скоростями < » х к р а и шд -к р р . Независимо от того, какая из них больше, при дальнейшем увеличении шж устойчивость движения и поперечная управляемость самолета восстанавливаются. Это

и Оу\. В этом процессе угловая скорость шх является возмущающей частотой, с которой происходят обусловленные кинематическим взаимодействием изменения углов атаки и скольжения. Когда возмущающая частота приближается к собственной частоте коле­ баний угла атаки, наступает резонанс движений крена и тангажа

Название рассмотренного явления «инерционное вращение са­ молета» прочно вошло в авиационную терминологию и возражать против него не имеет смысла, но необходимо заметить, что это название не соответствует его содержанию. В развитии данного явления равно участвуют все виды взаимодействия продольного и бокового движений, а непосредственной причиной самовращения является статический поперечный момент, возникающий при опре­ деленных сочетаниях углов атаки и скольжения.

В связи с опасностью входа в режим «инерционного» вращения для сверхзвуковых самолетов обычно вводятся ограничения мак­ симальной угловой скорости шх. Инерционное 'вращение наиболее вероятно на больших дозвуковых скоростях, при которых высокая эффективность элеронов сочетается с небольшой продольной устойчивостью, и на больших сверхзвуковых скоростях, при кото­ рых сильно уменьшаются путевая устойчивость, а значит, и кри­ тическая скорость <охкр?. Вероятность развития самовращения намного повышается в случаях энергичного кренения самолета при малых и особенно отрицательных перегрузках, при отклонении ручки управления от себя в процессе энергичного кренения, при энергичном поперечном вращении самолета в сторону предвари­ тельно созданного скольжения и при отклонении педалей против энергичного поперечного вращения.

Характерными признаками входа самолета в режим инерцион­ ного вращения являются: длительное непрерывное увеличение угловой скорости крена; наличие значительной боковой перегруз-

334

ки с резкими забросами до значений, в несколько раз превышаю­ щих максимальные значения, возможные при отклонениях педа­ лей; действие значительной отрицательной нормальной перегрузки, не соответствующей положению стабилизатора (руля высоты); необычная реакция самолета на отклонения рулей. Из-за боль­ шого рассеивания энергии скорость полета при инерционном вра­ щении быстро уменьшается.

Для вывода самолета из режима «инерционного» вращения нуж­ но прежде всего устранить способствующее ему скольжение, что достигается постановкой педалей в нейтральное положение. При этом, если нет гидроусилителя, приходится прилагать к ним очень большие усилия (иногда 80—100 кгс и более). Элероны необхо­ димо отклонить полностью против вращения. После уменьшения скольжения они даже в области самовращения приобретают неко­ торую эффективность. Стабилизатор наиболее целесообразно плав­ но переместить в нейтральное положение. Энергичные отклонения стабилизатора могут привести (непосредственно и через путевой инерционный момент) к большим забросам и последующим колеба­ ниям всех кинематических параметров.

Г л а в а 11

ВЕРТИКАЛЬНЫЕ МАНЕВРЫ САМОЛЕТА § 11.1. Маневренность самолета и ее показатели

Успех боевых действий во многом зависит от способности само­ лета в кратчайшее время занимать наивыгоднейшее положение относительно воздушных и наземных целей или выходить из-под удара с последующим возможно более быстрым переходом к ата­ ке, т. е. от маневренных свойств самолета.

очередь определяется вектором полной перегрузки.. Поэтому пе­ регрузки могут быть использованы в качестве общих показа­ телей маневренности. При равных начальных условиях самолет, имеющий большие располагаемые перегрузки, может интенсивнее изменять скорость и искривлять траекторию, т. е. будет обладать лучшими маневренными качествами.

Существует и другой, весьма наглядный метод оценки манев­ ренных свойств самолета по частным показателям маневренности. Маневры принято делить на три группы: в вертикальной плоско-

335

перегрузки заметно замедляется, а на больших и стратосферных высотах она либо остается примерно постоянной, либо даже не­ сколько уменьшается.

По соображениям безопасности для каждого типа самолета уста­ навливаются ограничения нормаль­ ной перегрузки, непосредственными причинами которых являются:

—выход самолета на околокри­ тические углы атаки;

—прочность и жесткость само­

лета;

—надежность работы систем са­

следствием чего может быть либо вход самолета в штопор, либо прекращение задуманного маневра и значительная потеря вы­ соты. Поэтому нормальная перегрузка ограничивается не значе­

ки. Для самолетов с таким крылом пределом безопасного увели­ чения а, су и пу обычно считается начало покачивания самолета, обусловленного как развитием срыва потока, так и рассогласова­ нием поперечной и путевой устойчивости: Судоп==£цщ>к, п у д о п =

уцок-

337

Расчет самолетов на прочность производится по разрушающей перегрузке п?. В зависимости от требований к маневренности са­ молета величина я? устанавливается в пределах 13,5—5. При не­ сколько меньших перегрузках самолет не разрушается, ноэле­

перегрузка пэг называемая эксплуатационной, должна быть мень­ ше разрушающей:

где f = 1,5-4-2 — коэффициент безопасности.

Для одноместного истребителя обычно значение я* =7-4-8, для фронтового бомбардировщика я* =4-г-5, для транспортных самоле­

тов пэу — 3—4.

В ряде случаев вводятся дополнительные ограничения экс­ плуатационной перегрузки. Так, при значительном увеличении по­ летного веса (перегрузочный вариант) для создания такой же перегрузки требуется большая подъемная сила и пропорциональ­ но ей возрастают усилия в силовых элементах планера; при на­ личии внешних подвесок, даже при неизменном общем весе само­ лета, увеличиваются местные нагрузки. На отдельных режимах полета при больших перегрузках могут возникать опасные вибра­ ции крыла и других частей самолета. Дополнительные ограниче­ ния перегрузки могут быть введены по условиям пуска ракет, стрельбы и т. п.

На большинстве самолетов при отрицательных перегрузках на­ рушается нормальная работа топливной системы: топливо отли­ вается в верхнюю часть расходного бака, а емкость отсека отрица­ тельных перегрузок, в котором находится топливозаборник, неве­ лика. После выработки топлива из этого отсека в систему посту­ пит воздух, что приведет к выключению двигателя. Попадание воз­ духа в гидросистему может привести к отказу гидроусилителей. Поэтому полет с отрицательными перегрузками жестко ограничен по продолжительности. Абсолютная величина отрицательной экс­ плуатационной nepei рузки обычно составляет половину ее поло­ жительного значения (например, —4 при я* = 8). При околонуле­ вой перегрузке жидкости в баках занимают случайное положение относительно заборников, в связи с чем фиксация таких перегру­ зок на самолетах, недооборудованных специально, запрещена.

Физиологические возможности человека в отношении перене­ сения перегрузки зависят от ее величины, направления, продол­ жительности действия, повторяемости и т. п. Сопротивляемость перегрузкам зависит также от субъективных данных человека: со­ стояния здоровья, натренированности, соблюдения определенного режима, характера деятельности во время действия перегрузки и т. д. Легче всего человек переносит перегрузку в направлении -

338

спина —грудь. Даже длительно действующая в этом направлений 10—15-кратная перегрузка обычно переносится без каких-либо не­ желательных последствий. При обычном положении летчика в ка­

она отрицательна. Эту перегрузку, особенно отрицательную, чело­ век переносит значительно хуже. В среднем считается, что кратко­ временно действующая перегрузка (3—5 с) не должна выходить за пределы

—1,5 О , < 8,0.

При длительном действии перегрузки ее физиологические гра­ ницы сужаются примерно до пределов

- 0, 5 < л , < 4,5.

Для расширения границ переносимости перегрузок применяют­ ся противоперегрузочные костюмы, которые, создавая давление на определенные участки тела, повышают сопротивляемость организ­ ма действию перегрузки. В таком костюме человек может перено­ сить перегрузку на 1,5—2 единицы больше, чем без него.

§ 11.3. Располагаемая продольная перегрузка, первые и вторые,

режимы полета на маневре. Нормальная перегрузка, предельная по располагаемой тяге

Согласно выражению (6.4-2) располагаемая продольная пере­ грузка определяется избытком располагаемой тяги над лобовым сопротивлением:

бовое сопротивление самолета увеличивается за счет индуктивной

больше полетный вес и коэффициент индуктивности. При увеличе­ нии перегрузки сопротивление самолета возрастает пропорциональ-

339