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

энергичнее он решил вводить самолет в вираж, тем с большим упреждением необходимо перемещать РУД. В процессе ввода, контролируя постоянство скорости (по указателю), летчик коррек­ тирует темп перемещения РУД, а при необходимости и темп уве­ личения крена.

При выполнении виражей с использованием форсажных режи­ мов работы двигателя ввод имеет некоторые особенности. Дело в

некоторого вполне определенного минимума. Поэтому при вклю­ чении форсажа и тяга двигателя возрастает скачком на некоторую конечную величину. Плавное регулирование тяги в интервале ре­ жимов от максимала до минимального форсажа, как правило, не обеспечивается. Лишь на отдельных двигателях предусмотрено дросселирование основного контура при включенном форсаже. Однако, поскольку получение тяги, которую мог бы создать основ­ ной контур, путем дожигания топлива за турбиной явно невы­ годно, такая схема регулирования широкого распространения не получила. Кроме того, время включения форсажной камеры от мо­ мента подачи соответствующей команды (перемещения РУД в по­ ложение «Форсаж») строго не лимитируется, что затрудняет обес­ печение координации управления при включении форсажа в про­ цессе ввода в вираж.

По указанным причинам форсаж обычно включается перед вво­ дом в вираж в прямолинейном горизонтальном полете, при скоро­ сти на 30—80 км/ч менее заданной для виража. В этом случае

для выполнения виража задают высоту, скорость, угол крена и режим работы двигателя. Необходимо иметь в виду, что на задан­ ной высоте полета скорость, крен и лобовое сопротивление, кото­ рое уравновешивается тягой, связаны однозначной зависимостью. Поэтому произвольно можно выбрать лишь два из этих трех пара­ метров. Третий же параметр должен оставаться свободным. За счет его изменений летчик обеспечивает постоянство двух других. На современных самолетах в качестве такого «регулировочного» параметра наиболее удобно использовать угол крена. Его значе­ ние, рассчитанное заранее или взятое из летной практики, следует считать ориентировочным. В зависимости от метеоусловий, инди­ видуальных особенностей самолета и двигателя, фактического по­ летного веса, сорта топлива и т. п. тяга двигателя может ока­ заться несколько больше или меньше лобового сопротивления. Равновесие действующих на самолет продольных сил и обеспечи­

380

чинает уменьшаться, то необходимо координирование, с одновре­ менным уменьшением перегрузки (во избежание подъема носа) и

ление и скорость начинает расти, необходимо координирование увеличить крен и перегрузку и усилить нажим на педали. Такие же действия необходимы и при случайных изменениях скорости в процессе маневра. Необходимо иметь в виду, что на глубоких ви­ ражах, при у = 60-г- 70° и более, перегрузка весьма интенсивно ме­ няется с изменением крена. Еще интенсивнее изменяется индук­ тивное сопротивление, пропорциональное п2 Поэтому для выдер­ живания заданной скорости требуются весьма небольшие измене­ ния крена. Если летчик правильно распределяет внимание и свое­ временно замечает тенденции в изменении скорости, то потребные изменения крена обычно не превышают 1—2°.

Вывод из виража производится в порядке, обратном вводу, с обязательным выполнением тех же законов координации управ­ ления, внешними признаками которых являются постоянство угла тангажа, скорости и отсутствие скольжения. Темп вывода обычно задается в виде угла разворота по курсу, на протяжении которого самолет должен быть выведен в прямолинейный полет. Когда на­ меченный заранее ориентир проектируется под этим углом отно­ сительно продольной оси самолета, летчик начинает выводить са­

цессе вывода двигатель дросселируется до режима, необходимого для прямолинейного горизонтального полета, в таком темпе, чтобы скорость оставалась неизменной.

§ 12.4. Характерные отклонения на вираже

На вираже, как и на любом другом маневре, летчик не может идеально выдерживать номинальные значения и законы изменения параметров движения. Задав возможный характер и величину атмосферных возмущений, выбрав рациональную схему распреде­ ления внимания, учтя характеристики устойчивости и управляе­ мости самолета, его инертность, время запаздывания показаний приборов и реакции летчика, а также все прочие условия пилоти­ рования, с помощью теории вероятностей можно определить объ­ ективно возможную точность выдерживания каждого параметра на любом маневре. Колебания параметров примерно в пределах этой точности неизбежны, естественны, не связаны с ошибками летчика и не могут рассматриваться как отклонения в .технике пилотиро­ вания. Под отклонениями в летной практике обычно понимают не-

381

предусмотренные изменения кинематических параметров, явно вы­ ходящие за рамки объективно возможной точности, связанные с существенными изменениями режима полета, характера траекто­ рии и положения самолета относительно нее. Общими предпосыл­ ками к отклонениям могут быть: непонимание летчиком законов координации управления для данного маневра, несобранность и неправильное распределение внимания, неучет особенностей пило­ тажных свойств самолета на данном режиме полета, отсутствие прочных и рациональных навыков в пилотировании. Обычно все эти предпосылки обусловлены низким качеством подготовки к по­ лету и нерегулярностью тренировки на земле и в воздухе.

Наиболее характерными отклонениями, связанными со специ­ фикой виража, являются: прогрессирующее увеличение крена — «завал крена»; прогрессирующее уменьшение угла тангажа, сопро­ вождающееся потерей высоты, — «зарывание носа»; грубые откло­ нения по скорости, чаще в сторону ее уменьшения — потеря ско­ рости, перетягивание ручки. Принципиально при соответствующих ошибках летчика и неправильном распределении внимания воз­ можно любое из этих отклонений. Но чаще они возникают в со­ вокупности, порождают и обусловливают друг друга, являясь раз­ личными стадиями единого процесса.

Обычно развитие отклонений начинается с увеличения крена, первопричинами чего могут быть случайные атмосферные возму­ щения и ошибочные отклонения элеронов. Заметим, что для глу­ бокого виража типично наличие значительного усилия на ручке в продольном управлении при почти полном отсутствии такового в поперечном управлении, что создает благоприятные условия для непроизвольного увода элеронов самим летчиком.

В ряде случаев летчик не учитывает тенденцию самолета к уве­ личению крена по кинематическим причинам и не борется с ней. Каждый раз, контролируя крен и обнаруживая его увеличение, он воспринимает это как случайное явление, с такой же вероятностью он предполагает увидеть и уменьшение крена. Уточнив крен, лет­ чик снова ставит элероны в нейтральное положение. И так много раз на протяжении всего виража. Если по каким-либо причинам интервал между очередными коррекциями крена будет больше обычного, то при такой манере пилотирования увеличение крена может оказаться существенным.

В силу устойчивости по перегрузке самолет опускает нос вслед за траекторией. Кроме того, с увеличением крена возрастает потреб­ ная продольная угловая скорость ш7 П - Поворот самолета в плоско-

382

сти его симметрии начинает отставать от поворота вектора скоро­ сти, что приводит к уменьшению угла атаки, а следовательно, и угла тангажа, к еще большему рассогласованию фактической и потребной перегрузок. В результате начавшееся «зарывание носа» быстро прогрессирует.

Вслед за рассмотренными отклонениями возникает третье от­ клонение — увеличение скорости. Оно обусловлено двумя причи­ нами: действием составляющей веса Gsin6, направленной вперед (при снижении потенциальная энергия самолета переходит в ки­ нетическую), и уменьшением индуктивного сопротивления за счет

Из сказанного ясно, насколько важно в процессе виража по­ стоянно контролировать угол крена, не допускать его увеличения. Характерно, что чем больше исходный крен, тем интенсивнее воз­ растают потребные значения ы г п и пу при одном и том же увеличе­ нии крена, соответственно интенсивнее развиваются и отклонения.

ориентиры, с помощью которых можно определять положение са­ молета в пространстве, располагаются вблизи продольной оси — на фонаре кабины и носовой части фюзеляжа. Их линейные пере­ мещения относительно горизонта, наблюдаемые летчиком, неве­ лики даже при значительных изменениях крена. Поэтому, если на

чик выдерживает желаемый темп ввода и определяет его оконча­ ние), то в процессе установившегося глубокого виража такой кон­ троль дает летчику лишь общую, приближенную картину и позво­ ляет надежно и своевременно выявлять только энергичные изме­ нения крена. Медленное, монотонное накапливание крена, типич­ ное для начальной стадии рассматриваемых отклонений, своевре­

Независимо от того, «завал крена» или «зарывание носа» лет­ чик обнаружил, он должен немедленно уменьшить крен. Такой способ действий гарантирует надежное исправление рассматривае­ мых отклонений и предотвращает их опасные последствия во всех случаях, в том числе и тогда, когда опускание носа самолета не

383

связано с увеличением крена и обусловлено другими причинами, например просто уменьшением перегрузки за счет ослабления тя­ нущего усилия на ручке управления.

С уменьшением крена при неизменной перегрузке возрастает вертикальная составляющая подъемной силы К cos у. Под дейст­ вием прироста этой силы искривление траектории книзу прекра­ щается. После восстановления горизонтальности полета необхо­ димо проконтролировать скорость. Если она успела вырасти, нужно плавно и координированно (т. е. при строго постоянном угле тангажа) увеличить крен и перегрузку, так чтобы началось медленное торможение самолета. При выходе на заданную ско­ рость ее нужно зафиксировать (прекратить торможение). Для этого крен и перегрузка координированно и соразмерно с темпом изменения скорости уменьшаются. В процессе указанных действий должна обеспечиваться координация путевого управления с попе­ речным и продольным, при возникновении скольжения его необ­ ходимо устранять соответствующими отклонениями педалей.

Иногда «зарывание носа» исправляют отклонениями педалей против разворота. На начальной стадии отклонения такой метод его исправления достаточно эффективен. Заметим, что его эффект обусловлен главным образом не искривлением траектории кверху под действием боковой силы, как часто объясняют, а тем, что при внутреннем скольжении на самолет действует значительный попе­ речный момент, под действием которого при неизменном положе­ нии элеронов уменьшается угол крена. Однако рекомендовать та­ кой метод нельзя, так как возникающее при нем скольжение на­

А/?в == Д/ZyGcos у и Д/?г = Дяу О sin у.

Пусть, например, к началу исправления отклонения крен со­ ставляет 75°. Тогда cos у = 0,258 и sin у = 0,965. По малости cosy при практически возможном приросте перегрузки и темпе ее уве­ личения нет оснований ожидать интенсивного искривления траек­ тории кверху, даже если бы крен в дальнейшем оставался посто­ янным. Прирост силы Д/?г , пропорциональной sin у, достаточно ве­ лик. Он обусловливает интенсивное искривление траектории в го­ ризонтальной плоскости. Соответственно быстро увеличивается

384

угловая скорость вращения самолета и пропорциональная ей по­

Так как имевшаяся путевая угловая скорость мала, то при увели­ чившейся скорости поворота траектории возникает внутреннее скольжение. Устраняя его, летчик отклоняет педали в сторону раз­ ворота, чем способствует опусканию носа и переходу самолета в спираль.

Установившийся вираж выполняется при условии пх — 0, т. е. на предельной по располагаемой тяге (для заданного режима работы двигателя) нормальной перегрузке. При увеличении нормальной перегрузки продольная перегрузка становится отрицательной, са­ молет начинает тормозиться. Поэтому попытка летчика устранить «зарывание носа» увеличением перегрузки всегда приводит к но­ вому отклонению — «потере скорости». При прочих равных усло­ виях это отклонение развивается тем интенсивнее, чем меньше удлинение крыла и больше его удельная нагрузка.

Обнаружив «потерю скорости», необходимо немедленно координированно уменьшить крен и перегрузку независимо от того, были ли до этого другие отклонения.

«Потеря скорости» опасна как сама по себе, так и по своему

вторых, «потеря скорости» часто приводит к еще одному отклоне­ нию—«перетягиванию ручки». Последнее наиболее характерно при рассмотренном выше неправильном способе исправления «зары­ вания носа», а также тогда, когда летчик, не считаясь с возмож­ ностями самолета, пытается ускорить разворот за счет увеличения крена и перегрузки. В обоих случаях два процесса, развиваю­ щиеся друг другу навстречу: уменьшение располагаемой (по с у ) перегрузки в результате падения скорости и увеличение фактиче­ ской перегрузки самим летчиком,— в конечном счете приводят к выходу самолета на срывные режимы.

Выход самолета на срывные режимы в результате «потери ско­ рости» возможен и без увеличения перегрузки. Это типично при выполнении виражей в области вторых режимов полета. Не заме­ ченное и своевременно не исправленное летчиком незначительное уменьшение скорости, обусловленное кратковременным увеличе­ нием перегрузки, появлением скольжения и т. п., в дальнейшем при выдерживании заданного крена и точном выполнении законов координации управления в области вторых режимов быстро про­ грессирует. В некоторый момент уменьшающаяся примерно про­ порционально -Ду располагаемая (по с у ) перегрузка станет равна

либо отклонений и их исправления перешел в область вторых ре­ жимов. Поэтому любое отклонение летчик может считать исправ­ ленным только после того, как восстановлены не только горизон­ тальность полета и заданный крен, но и обязательно заданная скорость.

В любом случае, заметив признаки выхода самолета на опас­ ные углы атаки (предупредительная тряска, покачивание и т. п.), необходимо немедленно уменьшить крен и перегрузку. В против­ ном случае самолет свалится на крыло. Поскольку скорость сва­

Следовательно, и сваливание развивается более интенсивно. При

крена. Это объясняется тем, что при «перетягивании ручки» из-за

в свою очередь определяется величинами скорости, углов атаки и скольжения, от положения рулевых поверхностен и от собствен­ ных штопорных характеристик данного самолета. Возможно вы­ полнение штопорных бочек в сторону сваливания с последующим переходом в нормальный штопор и неустойчивое штопорение со сменами направления вращения. Иногда после сваливания во внешнюю сторону самолет входит в штопор в сторону виража. Это объясняется тем, что смена знака крена и оставшееся после ви­ ража отклонение руля направления обусловливают большой угол

крена может выполняться на двух скоростях, большая из которых находится в области первых, а меньшая — в области вторых ре­ жимов полета. Меньшей скорости соответствуют меньшие значения радиуса и продолжительности виража. Поэтому виражи на вторых режимах полета имеют большое практическое значение и летчик должен уметь их выполнять. В отличие от виражей на первых ре­ жимах полета здесь больше внимания приходится уделять кон­ тролю скорости. Это требует более частых переводов взгляда на указатель скорости, отвлечения внимания от визуального контроля углов крена и тангажа. Для восстановления скорости после каж­ дого ее изменения требуются специальные меры с обязательным промежуточным и последующим контролем. Так, после уменьше­ ния скорости необходимо уменьшить крен (и перегрузку) до зна­ чения значительно менее заданного и убедиться, что скорость на-

386

нием. Уменьшение скорости наряду с большой нормальной пере­ грузкой обеспечивает сокращение радиуса и времени разворота.

Если в широком диапазоне скоростей располагаемая нормаль­ ная перегрузка достаточно велика, форсированный разворот (или значительная его часть) может выполняться с постоянным углом крена. Если располагаемая перегрузка сравнительно невелика, а летчик хочет полностью реализовать возможности сокращения продолжительности разворота, крен бывает переменным. Так, на­ пример, на стратосферных высотах форсированный разворот, на­ чатый на большой сверхзвуковой скорости, обычно выполняется при полном отклонении стабилизатора на кабрирование. С умень­ шением числа М располагаемая перегрузка Д у ? уменьшается, и при неизменном угле крена самолет будет снижаться. Обнаружив

высотах и числах М указанное явление имеет место на данном са­ молете, чтобы быть готовым своевременно парировать его откло­ нением ручки от себя.

При достаточном запасе скорости как дополнительное средство форсирования разворота можно использовать дросселирование двигателей. В этом случае торможение будет более интенсивным, средняя скорость и продолжительность маневра — меньшими.

Во всех случаях, когда форсированный разворот выполняется (заканчивается) на дозвуковых режимах, нужно особенно внима­ тельно следить за изменениями параметров и поведением само­ лета. Это необходимо, во-первых, чтобы не допустить выхода са­ молета на срывные режимы, а во-вторых, чтобы не пропустить ско­ рость Vtmin, соответствующую на данной высоте виражу с мини­ мальной продолжительностью. Если к этому моменту разворот еще не закончен, необходимо зафиксировать скорость и угол крена установившегося виража с минимальным временем и продолжать разворот в установившемся режиме, поскольку дальнейшее умень­

вираж численным интегрированием уравнения (12.10). Радиус и продолжительность для каждого участка определяются по фор-

388

ветствии с изложенными выше соображениями и с учетом конкрет­ ных особенностей данного самолета.

Г л а в а 13

ПРОСТРАНСТВЕННЫЕ МАНЕВРЫ САМОЛЕТА

Рис. 13.1. Правильная спираль

ным траекториям. Такие маневры удобны при необходимости на­ брать или потерять высоту над заданным местом земной поверх­ ности.

При отработке техники пилотирования под спиралью понимают фигуру пилотажа, представляющую собой набор высоты или сни­

диус г этого цилиндра называют просто радиусом спирали. Раз­ вертка траектории правильной спирали есть прямая линия, накло­ ненная под углом в к горизонту.

389