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

Уравнения движения центра тяжести самолета для правильной спирали можно получить подстановкой в общие уравнения движе­

Чтобы скорость оставалась неизменной, силы, действующие по

v | \ Qcas 9

QcosQ

Рис. 13.2. Силы, действующие на самолет на спирали

Постоянство угла наклона траектории требует равновесия сил, направленных по нормали к траектории в вертикальной плоскости:

Нормальная перегрузка на спирали в -~Q Р а з меньше, чем на

вираже с таким же креном, поскольку здесь расположенная в вер­ тикальной плоскости составляющая подъемной силы Fcosy урав­ новешивает не всю силу веса, а лишь его нормальную составляю­ щую С cos 6.

3 9 0

Из уравнения (13.3-2) определяется радиус спирали:

Кя* — cos2 0

Вобеих формулах по сравнению с формулами для виража числитель уменьшился, а знаменатель увеличился.

Заметим, что с точки зрения экономии времени и пространства целесообразно сочетать изменение высоты с разворотом по курсу.

Шаг спирали увеличивается при увеличении скорости и угла наклона траектории и уменьшается с увеличением угла крена или нормальной перегрузки.

391

На установившейся спирали при заданных режиме работы дви­ гателя, полетном весе, числе М (скорости) и высоте полета нор­ мальная перегрузка однозначно связана с утлом наклона траек­ тории. На основании уравнения (13.1-2) можно записать

наклона траектории. Тогда по формуле (13.7-2) вычисляется нор­ мальная перегрузка, после чего уже имеются все необходимые данные для расчета параметров у, г, t и h по полученным выше формулам.

При расчете спирали в широком диапазоне высот берется либо средняя высота полета, либо, если нужна более высокая точность расчета, маневр делится на несколько участков по высотам.

Нисходящая спираль используется как вынужденный маневр для потери высоты над заданной точкой местности при отказе си­ ловой установки. Такой точкой может быть аэродром или одна из контрольных точек, в которую нужно выйти на заданной вы­ соте и с заданным курсом, чтобы осуществить дальше типовой маневр для расчета и захода на посадку. Решая эту задачу, лет­ чик должен знать характеристики спирали с минимальным шагом. Кроме того, режим такой спирали является наивыгоднейшим ре­

&Пу COS у

892

ное в последнем преобразовании формулы (12.11-2), допустимо и для спирали. Последнее же выражение поперечной угловой ско­

демпфирующий момент, но и обеспечивает прежде всего статиче­ скую балансировку самолета. Поскольку на спирали самолет ба­ лансируется при меньших значениях перегрузки, то отклонения ручки на себя и тянущие усилия на ней здесь несколько меньше, чем при выполнении виража. Это различие особенно заметно при

При положительной вертикальной центровке (центр тяжести выше САХ) с увеличением угла тангажа возникает дополнительный кабрирующий момент, в связи с чем на восходящих спиралях тянущее усилие на ручке уменьшается, а на нисходящих возрастает; при отрицательной вертикальной центровке — наоборот. Кроме того, если нисходящая спираль выполняется с сильно задросселированиым двигателем, то проявляется изменение продольных моментов силовой установки.

При небольших углах тангажа путевая угловая скорость шуп от 9 не зависит. Поскольку спираль выполняется без скольжения, статических путевых моментов (кроме рулевого) здесь нет. Руле­ вой момент используется только для преодоления инерции само­ лета и компенсации путевого демпфирования. Поэтому при рав­ ных темпах ввода, скоростях и углах крена различия в путевом управлении самолетом на спирали и вираже практически нет.

394

это еще не значит, что при указанных углах меняется знак откло­ нения элеронов.

Интенсивное путевое вращение самолета обусловливает значи­ тельный спиральный поперечный момент, направленный в сторону разворота, т. е. в данном случае в сторону увеличения крена (при анализе виража этот момент, оказывающий там чисто количест­ венное влияние, умышленно не рассматривался). В некотором диа­ пазоне отрицательных углов тангажа при 9 < — а г . п самолет вра­ щается относительно продольной оси в сторону разворота, но по малости шхп демпфирующий поперечный момент меньше спираль­

разворота. Угол тангажа, при котором на правильной спирали эле­ роны оказываются в нейтральном положении, зависит от динами­

выходит за пределы целесообразных и характерных для спиралей

занные отклонение и усилие уменьшаются и при достаточно боль­ ших отрицательных углах тангажа меняют знак.

Таковы общие закономерности, определяющие особенности ко­ ординации управления на спирали по сравнению с ее частным случаем — виражом.

Особенности техники пилотирования на спирали в значитель­ ной степени обусловлены ухудшением условий визуального кон­ троля кинематических параметров. С увеличением модуля 9 ли­ ния естественного горизонта смещается к периферии поля зрения летчика, видимые части самолета проектируются на однородный фон земли или неба, линейные расстояния характерных точек са­ молета от линии горизонта возрастают, в связи с чем их относи­

но. Кроме того, если на вираже изменения угла тангажа, связан­

летчиком как принципиальные, качественные отклонения, то на спирали летчик считает такие отклонения чисто количественными.

395

В связи со сказанным на спирали явно нецелесообразно, а в ряде случаев и опасно использовать угол крена как свободный па­ раметр," обеспечивающий выдерживание заданного режима. Так, например, если на нисходящей спирали траектория по какой-либо причине начнет искривляться книзу, а летчик, чтобы не допустить

рой связан со значительной потерей высоты. Поэтому на спирали летчик должен как можно точнее выдерживать заданный крен, регулируя скорость только соответствующими изменениями угла

самолета вокруг продольной, и какой-либо другой оси на него действует инерционный момент относительно третьей оси, тем больший, чем больше угловые скорости вращения. В связи с по­ ниженной точностью пространственной ориентировки на спирали летчик замечает лишь достаточно большие отклонения параме­ тров. Переходные процессы, связанные с развитием и исправле­ нием таких отклонений, могут быть длительными и зачастую про­ текают с большими дополнительными угловыми скоростями. В таких случаях, естественно, проявляется инерционное взаимо­ действие вращений, могущее привести к непредвиденным измене­ ниям углов тангажа и скольжения. Поэтому при исправлении от­ клонений действия летчика должны быть четко разделены. В об­ щем случае при исправлении отклонений наиболее целесообразна такая последовательность: устранить скольжение, восстановить заданный крен, при отсутствии скольжения и фиксированном кре­ не скорректировать угол тангажа так, чтобы установилась задан­ ная скорость.

Необходимые условия для неблагоприятного проявления инер­ ционного взаимодействия вращений возникают также на вводе в

спираль и выводе из нее при одновременном энергичном измене­ нии углов тангажа и крена. Та*к, например, при одновременном уменьшении угла тангажа и увеличении крена на вводе в нисхо­ дящую спираль возникает инерционный путевой момент, направ­ ленный во внешнюю сторону. Самолет приобретает внутреннее скольжение, за счет которого на него действует статический попе­ речный момент, препятствующий увеличению крена. Чтобы сохра­ нить желаемый темп ввода и устранить скольжение, летчик выну­ жден существенно увеличить отклонения элеронов и руля направ­ ления. По достижении нужного угла тангажа летчик его фикси­ рует и инерционный путевой момент исчезает. Теперь дополнитель­ ное отклонение педалей становится излишним, самолет энергично разворачивается в сторону отклонения руля. Поскольку к этому моменту крен обычно уже достаточно велик, разворот самолета об­ условливает увеличение угла снижения — у ж е сверх желаемого. Кроме того, самолет переходит во внешнее скольжение, что сов-

396

удерживая траекторию в вертикальной плоскости, перевести са­ молет на снижение или в набор высоты с одновременным пере­ водом двигателя на заданный для спирали режим работы и лишь после этого при примерно постоянном угле тангажа, координиро­ ванно ввести самолет в разворот с заданным креном. На выводе из спирали летчик должен, не меняя угла тангажа, перевести самолет в прямолинейный полет, после чего вывести его в гори­ зонтальный полет и одновременно установить потребный для го­ ризонтального полета режим работы двигателя.

Принципиально на спиралях возможны те же отклонения, что и на вираже. При их исправлении необходимо учитывать выска­ занные выше соображения. Специфическим, характерным именно для нисходящей спирали отклонением является переход самолета в крутую спираль. Это отклонение может возникнуть в результате различных ошибок летчика при неправильном распределении вни­ мания. Выше рассматривался один из возможных случаев, когда летчик, не замечая увеличения угла снижения, пытается предот­ вратить рост скорости увеличением крена и перегрузки. Но чаще

С увеличением крена перегрузка пу— -CQS , потребная для сохранения начального угла наклона траектории, быстро возра­ стает и при неизменной фактической перегрузке траектория на­ чинает интенсивно отклоняться книзу. Одновременно возникает внутреннее скольжение, которое летчик устраняет отклонением пе­ далей в сторону разворота, чем способствует опусканию носовой части самолета.

При правильном распределении внимания летчик достаточно быстро замечает «завал крена». В этом случае он должен немед­ ленно уменьшить крен до заданного, зафиксировать его и восста­ новить нужный угол тангажа. Если же летчик недостаточно вни­ мательно или нерегулярно следит за постоянством крена, откло­ нение быстро прогрессирует, угол снижения растет, горизонт ухо­ дит из поля зрения. Теперь изменения крена визуально вообще не обнаруживаются и летчик ошибочно воспринимает отклонение как простое искривление траектории книзу, не связывая его с увели­ чением крена и поперечной угловой скорости. Из такого непра­ вильного представления о характере движения самолета логиче­ ски вытекают грубо ошибочные действия. Летчик пытается восста­ новить начальный угол тангажа интенсивным наращиванием пере­ грузки. При этом, как было показано для виража, имеет место неблагоприятное кинематическое взаимодействие вращений. На спирали оно проявляется еще ярче, поскольку при больших (по модулю) углах тангажа такие же его изменения вызывают боль­ шее рассогласование угловых скоростей. Самолет затягивается в крутую спираль.

397

Основная опасность крутой спирали заключена в быстрой по­

того, для вывода из крутой спирали, даже при правильных дей­ ствиях летчика, необходим достаточный запас высоты.

Обнаружив тенденцию самолета к переходу в крутую спираль, признаками чего являются рост скорости,увеличение угловой ско­ рости и уход линии горизонта от видимых частей самолета, необ­ ходимо немедленно координированными отклонениями элеронов и руля направления против вращения прекратить разворот и вы­ вести самолет из крена, после чего уменьшить угол снижения.

Переход самолета в крутую спираль возможен не только из обычной нисходящей спирали, но и при выводе из крутого пики­ рования. Если в процессе вывода появляется вращение самолета вокруг продольной оси, то с увеличением перегрузки оно усугуб­

необходимо внимательно следить, чтобы не было кренения. При

пилотирования: непроизвольное отклонение педалей, отклонение ручки по элеронам при увеличении перегрузки, непогашенное оста­ точное кренение после предыдущего маневра. На самолетах со стреловидным крылом при энергичном выводе из пикирования на больших приборных скоростях вращение вокруг оси Охх может быть вызвано развитием валежки. В этом случае, парируя крене­ ние элеронами и рулем направления, необходимо немедленно при­

типовых маневров, применяемых как в воздушном бою, так и при уничтожении наземных целей. При ведении боевых действий на

В первом варианте при достаточно большой скорости и мак­ симальном или форсажном режиме работы двигателя летчик на-

398

чинает плавно увеличивать перегрузку и накренять самолет в сто­ рону разворота, предотвращая образование внутреннего сколь­ жения соразмерным нажимом на педали в ту же сторону. По до­ стижении так называемого начального крена 5—25° летчик воз­ вращает элероны примерно в нейтральное положение, продолжая увеличивать перегрузку с таким расчетом, чтобы при развороте по курсу на 40—60° она достигла максимального значения (обычно 4—5). В дальнейшем она постепенно уменьшается в связи с паде­ нием скорости.

тальной плоскости во второй половине разворота протекает значи­ тельно интенсивнее, чем в первой, за счет уменьшения горизон­ тальной составляющей скорости У cos 6.

Вывод из боевого разворота начинается за 50—40° до наме­ ченного ориентира (курса). Он производится одновременным плавным уменьшением углов у и в, для чего ручка отклоняется против разворота и от себя. Отклонением педалей против разво­ рота предотвращается внешнее скольжение.

Первые два отклонения могут быть обусловлены ошибками в технике пилотирования, характерными для всех восходящих ма­ невров: ввод на недостаточной скорости или при пониженном ре­ жиме работы двигателя и излишне энергичное увеличение пере­ грузки в начале ввода (особенно на самолетах с малым удлине­ нием крыла).

399