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

С увеличением угла крена подъемная сила наклоняется к го­

370

коэффициенту подъемной силы. В зависимости от особенностей

371

Кроме того, область правильных виражей на отдельных участ­

максимальной скоростью полета. Любой точке области нормаль­ ных перегрузок и чисел М вну­

менение радиуса виража на выявленных выше границах по допу­ стимому коэффициенту су и располагаемой тяге. Другие границы, имеющие частный характер, пока рассматривать не будем.

Поделив числитель и знаменатель правой части этого выраже­ ния на V2, получим формулу, позволяющую проанализировать, а при необходимости и рассчитать изменение радиуса г виража

i

Если бы коэффициент с „ д с ш оставался неизменным, то с увели­ чением скорости полета радиус виража непрерывно бы уменьшался (рис. 12.4, штриховая линия), стремясь в пределе к значению

скорости (числа М). Поэтому уменьшение радиуса виража замед­ ляется, а с некоторого числа М он начинает возрастать (рис. 12.4, сплошная линия). Особенно интенсивное увеличение радиуса на­

нятно. Уже в прямолинейном полете лобовое сопротивление равно располагаемой тяге. Любая попытка увеличить перегрузку здесь

интенсивное сокращение радиуса виража. При некоторой скорости

Дальнейшее уменьшение скорости сопровождается уменьше­ нием перегрузки, предельной по располагаемой "тяге. При этом уменьшение радиуса виража быстро замедляется, а затем он на­

режим виража с минимальным радиусом. Соответствующая ему

У дозвуковых самолетов и сверхзвуковых самолетов с доста­ точно большими значениями тяговооруженности и удлинения крыла минимальный радиус виража на малых и средних высотах может определяться допустимым значением коэффициента су

373

(рис. 12.5, Я=*0). В этом случае вираж с rm r a 'выполняется на гра­ нице начала тряски при несколько задросселированном двигателе.

При несколько меньших значениях тяговооруженности и удли­ нения крыла вираж с минимальным радиусом на малых и средних высотах обычно соответствует точке пересечения границ по коэф­

§ 12.2 Потребные на вираже угловые скорости вращения самолета

В процессе виража траектория полета непрерывно поворачи­ вается в горизонтальной плоскости с угловой скоростью

374

крена и всегда примерно равен углу атаки яг .п в прямолинейном горизонтальном полете при тех же высоте'и скорости. Чтобы убе­ диться в этом, представим синус угла атаки как отношение пре­ вышения h носка корневой хорды крыла над ее хвостиком, измерен-

Угол атаки выразим через коэффициент подъемной силы:

У современных самолетов угол ао мал или равен нулю. Поэтому второй член в правой части формулы (12.13-1) при анализе тех­ ники пилотирования можно не учитывать.

Таким образом, угол тангажа на вираже

С.у

С учетом соотношений (12.9) и (12.13-2) выражения потребных для виража угловых скоростей вращения самолета записываются в виде:

375

Потребная для виража продольная угловая скорость ш2 П всегда положительна, т. е. направлена на кабрирование (рис. 12.6). Путе­ вая угловая скорость ш у п направлена в сторону разворота. Попе­ речная угловая скорость ш^п должна быть направлена против раз­ ворота (в сторону уменьшения крена). Если постоянно не поддер­

развороте, выполняемом в горизонтальном полете без скольжения

(12.10-2) и (12.11-2) следует понимать текущие значения крена и скорости.

Теми изменения крена в неустановившемся развороте опреде­ ляется рассогласованием действительной поперечной угловой ско­

Обычно летчик выбирает и непосредственно контролирует нуж­ ный ему темп изменения крена. Тогда угловая скорость, с которой он должен вращать самолет вокруг продольной оси, определяется по формуле

(12.14)

376

§ 12.3. Обоснование техники выполнения правильного виража

При выполнении виража по классической схеме перед вводом самолета в маневр в прямолинейном горизонтальном полете на заданной высоте устанавливается заданная скорость и намечается ориентир для визуального контроля за ходом маневра и определе­ ния момента вывода. С той же целью летчик запоминает исход­ ный курс полета. В тренировочных полетах во избежание лишней загрузки внимания и для упрощения ориентировки в зоне ввод в

вираж целесообразно выполнять в направлении на аэродром или от аэродрома.

Темп ввода самолета в вираж определяется темпом увеличения крена, который летчик контролирует визуально. В начале ввода, пока крен и угловые скорости малы, кинематическое взаимодейст­ вие вращений не имеет существенного значения. Крен здесь уве­ личивается непосредственно за счет вращения самолета вокруг

продольной оси в сторону желаемого разворота: ^ - г и г .

Для того чтобы преодолеть инертность самолета и быстро со­ общить ему желаемую поперечную угловую скорость, необходим значительный рулевой момент Мхэоэ, тем больший, чем энергич­ нее ввод. Поэтому в начале ввода требуется достаточно большой угол отклонения элеронов в сторону разворота.

мент элеронов должен лишь уравновешивать поперечный демпфи­ рующий момент. Кроме того, с увеличением крена и угловых ско­ ростей все сильнее проявляется кинематическое взаимодействие вращении, за счет которого крен увеличивается и без собственного вращения самолета вокруг продольной оси, т. е. растет угловая скорость шжп, направленная против разворота (см. формулу 12.14). Поэтому после достижения желаемой скорости увеличения крена отклонение элеронов постепенно уменьшается, в некоторое мгно­ вение они приходят в нейтральное положение, а к концу ввода, когда крен доведен до заданного, оказываются несколько откло­

ш, п и рулевой момент должен уравновешивать поперечный демп­ фирующий момент, препятствующий этому вращению.

Таким образом, характер изменения поперечной угловой скоро­

к невыдерживанию желаемого темпа ввода, неравномерности уве­ личения крена и т. п., могут существенно усложнить пилотирова-

377

иие (например, при повышенной скорости ~ - в конце ввода), но

непосредственно сами по себе не вызывают грубых отклонений.

Иначе обстоит дело с путевым и продольным управлением. Угловые скорости щ и <о2 в любое мгновение должны строго соот­ ветствовать друг другу и фактически имеющемуся углу крена. На­ рушение этого соответствия, являющегося основным законом ко­ ординации управления для виража, приводит к отклонению век­ тора полной угловой скорости вращения самолета от вертикали; в результате самопроизвольно изменяется угол атаки и возникает скольжение, что уже само по себе может привести к опасным ситуациям. Кроме того, изменения углов а и р обусловливают на­ рушение равновесия действующих на самолет сил и, как следст­ вие, отклонение траектории от исходной горизонтальной плоскости.

стать примерно пропорционально самому углу у, т. е. достаточно интенсивно. Поскольку современный самолет обладает значитель­ ным моментом инерции относительно вертикальной оси, для полу­ чения необходимого углового ускорения требуется существенный рулевой момент ЖуН8н, а следовательно, и достаточно большое отклонение руля направления в сторону разворота. С дальнейшим увеличением угла крена потребный путевой рулевой момент бы­ стро уменьшается. К концу ввода он должен лишь уравновеши­

новления координации управления необходимо усилить нажим на педали в сторону разворота. При передаче ноги разворот самолета опережает поворот траектории, появляется внешнее скольжение, нажим на педали необходимо ослабить.

углах крена она на порядок меньше угловой скорости шИп- Лишь при х = 45° наступает равенство этих скоростей. При больших углах крена скорость ш г п становится намного больше скорости щп. По­ этому в самом начале ввода в вираж нет необходимости в сооб­ щении самолету большого ускорения относительно поперечной оси. Отклонение стабилизатора (руля высоты) на кабрирование в про­ цессе ввода в вираж осуществляется постепенно (чем больше крен, тем энергичнее) с таким расчетом, чтобы продольный рулевой мо­ мент М*<? (или M / S B ) обеспечивал статическую балансировку

378

' Контроль соответствия между угловой скоростью ш2 и креном осуществляется по постоянству угла тангажа, т. е. по постоянству положения линии естественного горизонта в поле зрения летчика. При недостаточной угловой скорости со2 поворот самолета в пло­ скости его симметрии отстает от поворота траектории, что приво­

нарушается соответствие между перегрузкой и углом крена. По­

отставать и от новой, отклонившейся книзу траектории. В резуль­ тате происходит прогрессирующее «зарывание носа», теряется вы­ сота. При повышенной (относительно потребного значения шг п ) угловой скорости ы2 углы атаки и тангажа увеличиваются, траек­ тория отклоняется кверху.

Из сказанного следует, что в процессе ввода самолета в вираж летчик должен внимательно следить за углом тангажа, добиваясь

вала) управления на себя. При опускании носа согласовывать па­ раметры шг и у путем ускоренного подбора ручки на себя следует лишь в начале ввода, при сравнительно небольшом угле крена и

ручки управления необходимо замедлить темп увеличения крена. Это положение станет очевидным после анализа характерных от­ клонений на вираже.

Другим необходимым для сохранения заданной скорости зако­ ном координации управления на вираже является постоянное ра­ венство между тягой и лобовым сопротивлением.

По мере увеличения крена в процессе ввода в вираж лобовое сопротивление самолета возрастает главным образом за счет ин­

дуктивной составляющей, пропорциональной пу — с о $ а •, а также за счет некоторого дополнительного сопротивления, отражающего рассеивание энергии при демпфировании вращений. Поэтому одно­ временно с увеличением крена необходимо увеличивать и тягу силовой установки. Потребный темп перемещения РУД выбирается практически с учетом характеристик приемистости двигателя и коэффициента индуктивности А. Естественно, в каждом конкрет­ ном случае летчик должен учитывать желаемый темп ввода: чем

379