книги из ГПНТБ / Лигум Т.И. Некоторые особенности аэродинамики турбовинтового самолета [учебное пособие]

той угол рулем поворота для автоматического уменьшения усилий на педалях управления на некоторых турбовинтовых самолетах, устанавливают пружинные триммеры (рис. 85). Пружинный трим­ мер вступает в работу (отклоняется) в случае, если усилие на педали возрастает выше допустимой величины. Пружинный трим­ мер, отклоненный в сторону, обратную отклонению руля, умень­ шает шарнирный момент и тем самым снижает усилия на педалях. Предварительное натяжение пружины в конструкции пружинного' триммера подобрано так, что если усилие на педали меньше

15—17 кг, то пружинная стойка не сжимается и отклонения пру­ жинного триммера при отклонении руля не происходит.

Летчик может создать скольжение дачей правой или левой ноги, т. е. отклонением руля направления в ту или другую сто­ рону. Для того, чтобы самолет приобрел скольжение на правое' крыло, требуется отклонить руль направления влево и, наоборот,, для скольжения на левое крыло — отклонить руль направления вправо. Такую реакцию самолета на отклонение руля принято на­ зывать нормальной или прямой. Однако при полете самолета со стреловидным крылом на больших числах М эта обычная законо­ мерность может нарушиться (при даче, например, правой ноги' происходит накренение самолета не вправо, а влево).

Появление обратной реакции по крену при отклонении руля на­ правления связано с влиянием сжимаемости воздуха на аэродина­ мические характеристики крыла и свойственно только самолету со стреловидным крылом. На докритических скоростях полета стре­ ловидность крыла способствует повышению степени поперечной устойчивости самолета и, следовательно, усилению прямой реакции по крену при даче ноги. Иная картина получается на закритических скоростях полета.

При скольжении изменяются эффективные углы стреловидно­ сти правого и левого крыльев, в связи с чем изменяются и их крити-

109

Рис. 86. Характерное изменение коэффициента подъемной силы су по числу М при постоянном угле атаки 2° у крыльев, различающихся углами стреловидности х.

'Интерцептор

Сечение по Д-Д

А Элерон

Рис. 87. а) Схема размещения интерцептора на крыле; б) элероны с профилированным носиком.

110

ческие числа М (рис. 86). У крыла, выдвинутого вперед, вследствие уменьшения эффективного угла, стреловидности Л4кр. уменьшается. А у отстающего крыла, наоборот, вследствие увеличения угла стре­ ловидности Мкрувеличивается. Такое изменение критических чи­ сел М приводит к тому, что при скольжении волновой кризис раз­ вивается на крыльях неравномерно — более интенсивно на том крыле, где меньше фактический угол стреловидности. Несимметрич­ ность в развитии волнового кризиса на левом и правом крыльях, а следовательно, несимметричность в изменении их подъемных сил и вызывает появление обратной реакции по крену при даче ноги у самолета со стреловидным крылом. Так, если угол стреловидности

при даче левой ноги и скольжении самолета правым крылом вперед с углом 10° эффективные углы стреловидности правого и левого полукрыльев изменятся. У левого крыла он составит 45°, а у право­

стет (рис. 86). Такое изменение подъемной силы правого и левого крыла, вызванное дачей ноги, приводит к появлению больших попе­ речных моментов, стремящихся накренить самолет в ту же сторону, в которую самолет скользит.

Число М, соответствующее точке пересечения зависимостей су

самолет выше этого числа нежелательно, так как при работе рулем поворота может появиться обратная реакция по крену на дачу ноги.

Поперечное управление турбовинтовых самолетов осущест­ вляется элеронами, а также — в некоторых конструкциях — интер­ цепторами. Интерцептор представляет собой отклоняемую или выдвигаемую поверхность, укрепленную на верхней поверхности

крыла.

'При отклонении интерцептора (рис. 87, а) на крыле образуется местный срыв потока и подъемная сила полукрыла уменьшается, что вызывает соответствующий крен.

Из элементарной теории полета известно, что отклонение эле­ ронов на малых углах атаки приводит к незначительному измене­ нию сх, а следовательно, и лобовых сопротивлений полукрыльев. Это практически не вызывает разворота самолета при его крене.

При полете на больших углах атаки изменяются и лобовые сопротивления полукрыльев. Лобовое сопротивление полукрыла с опущенным элероном увеличится на большую величину, чем лобо­ вое сопротивление полукрыла с поднятым элероном. Это объясняет­ ся тем, что у полукрыла с опущенным элероном коэффициент подъ­ емной силы уменьшится, а следовательно, уменьшится и его индук­ тивное сопротивление. В итоге окажется, что лобовое сопротивле­

111

Отказ двигателя, как это было уже рассмотрено в главе I, при­ водит к появлению большого сопротивления (пока не осуществлено флюгирование). Расстояние от оси крайнего двигателя до оси само­ лета составляет для современных турбовинтовых самолетов с че­ тырьмя двигателями 9—11 м. Поэтому вначале самолет разворачи­ вается как за счет момента силы тяги работающих двигателей на левой стороне крыла, так и за счет момента силы сопротивления отказавшего двигателя; при этом он по инерции продолжает дви­ гаться в прежнем направлении. В результате появляется несовпаде­ ние вектора скорости с плоскостью симметрии, т. е. скольжение с углом р. При' скольжении на левое крыло на фюзеляж будет дей­ ствовать боковая сила Z, приложенная на расстоянии хд позади центра тяжести, которая будет создавать момент, препятствующий развороту. Однако под действием неуравновешенного момента са­ молет будет разворачиваться в сторону отказавшего двигателя. Вследствие уменьшения обдувки правого крыла за счет отказав­ шего двигателя и затенения его далеко выступающей вперед пе­ редней частью фюзеляжа уменьшится подъемная сила на этом полукрыле. А на полукрыле с работающими двигателями подъемная сила несколько возрастет из-за увеличения угла скольжения на работающие двигатели и из-за повышенной скорости движения его во время разворота.

Под действием разности подъемных сил возникнет неуравнове­ шенный момент относительно продольной оси и самолет станет крениться в сторону отказавшего двигателя. Угловая скорость крена, если летчик не препятствует ей, сначала быстро нарастает, а затем сама несколько уменьшается под действием гасящих (демп­ фирующих) моментов крыла. Интенсивность накренения самолета зависит от степени его поперечной устойчивости: чем она больше, тем интенсивней самолет будет накреняться. Если самолет будет иметь чрезмерную боковую устойчивость, то отказ одного из дви­

ше веса G) и он начнет терять высоту.

Каковы должны быть действия летчика при отказе двигателя? Как только самолет начнет разворачиваться и крениться, лет­ чик в первую очередь должен отклонить руль поворота в сторону, обратную развороту самолета, и отклонить элероны против враще­ ния самолета. Усилие с педалей управления рулем поворота снять

отклонением триммера.

Для уменьшения разворачивающего момента можно (при нали­ чии достаточной высоты полета) убрать газ симметричному двига­ телю, а если есть запас режимов силовой установки, добавить газ двигателю, находящемуся с той же стороны, что и отказавший. После парирования разворота постепенно увеличить режим рабо­ ты симметричного двигателя. Для прямолинейного полета без скольжения необходимо, чтобы руль поворота был отклонен для

114

Создания силы ZB. р., уравновешивающей разворачивающий момент работающих двигателей и сопротивление отказавшего. Для урав­

совершать прямолинейный горизонтальный полет без скольжения. Полет без скольжения с креном в сторону работающих двигате­ лей создает наименьшее сопротивление. Поэтому такой полет

G

Рис. 90. Схема сил, действующих на самолет при полете с одним неработающим двигателем: а) полет без скольжения; б) полет без крена.

меньше сказывается на скороподъемности самолета, чем полет со скольжением. Помимо рассмотренного метода полета самолета без скольжения, возможны и другие методы, например, полет со сколь­ жением в сторону неработающего двигателя (рис. 90, б). Скольже­ ние в сторону неработающего двигателя создает суммарную боко­ вую силу Z, которая прикладывается в точке позади центра тяже­ сти самолета. При наличии путевой устойчивости эта сила всегда направлена так, что противодействует скольжению и создает мо­ мент относительно центра тяжести, стремящийся уменьшить угол скольжения. Боковая сила Z создает момент, стремящийся развер­ нуть самолет в сторону отказавшего двигателя. Поэтому необхо­

115

димо такое отклонение руля поворота и сила ZB.0., чтобы создаваемый момент уравновешивал не только момент от сил тяги Р левых работающих двигателей, но и от боковой силы Z. Сила ZB. о. руля поворота будет равна боковой силе Z. Когда все си­ лы и моменты окажутся уравновешенными и самолет будет лететь без крена со скольжением в сторону отказавшего двигателя, давле­ ние на ногу и отклонение руля поворота будет больше, чем в пре­ дыдущем случае.

Изменение усилий на педалях руля поворота при отказе одного

или двух двигателей с левой стороны крыла происходит еще по сле­ дующим причинам. Установленные на самолетах Ил-18, Ан-10 и Ту-114 турбовинтовые двигатели имеют преимущественно левое вращение винтов. Закрученность струи от винтов при левом вра­ щении действует на вертикальное оперение справа, вызывая раз­ ворот самолета вправо. При соосных винтах струя от винтов на вертикальное оперение не действует.

При полете с одним или двумя отказавшими двигателями с ле­ вой стороны обдув вертикального оперения почти не меняется, а вызываемый им разворот самолета в сторону работающих правых двигателей уменьшает усилия на педалях для путевой баланси­ ровки самолета. Наоборот, з случае полета с отказавшими двига­ телями с правой стороны, когда обдувка от винтов пропадает, отклонения руля поворота и прикладываемые усилия будут зна­ чительны.

§ 2. АВАРИЙНОЕ СНИЖЕНИЕ

Как уже было сказано в главе VI, кабины турбовинтовых само­ летов, совершающих полеты на высотах 8—12 км, выполнены гер­ метичными для поддержания давления, температуры, влажности, вентиляции. Для этих целей воздух отбирается от компрессороз двигателей, его давление снижается до 1,4—1,5 ат и он подается в кабины экипажа и пассажиров. Обычно в герметических кабинах на высотах свыше 4500—5000 м поддерживается избыточное (по отношению к атмосферному) давление в 0,5 кг/см2. За счет этого «высота» в герметичных кабинах составляет на высоте 8000 м—

1700 ж и на высоте 10000—2600 ж.

В этих случаях отпадает необходимость применения обременяю­ щей своим весом кислородной аппаратуры для пассажиров. Таким образом в высотном полете герметичная кабина обеспечивает не­ обходимую защиту от влияния высоты.

Однако при эксплуатации герметической кабины приходится считаться с возможностью резкого падения избыточного давления в течение долей секунды (взрывная декомпрессия), что может произойти при разгерметизации кабины в полете на высоте.

При этом у пассажиров и экипажа наступит кислородное голо­ дание организма. Время от начала действия кислородного голода­ ния и до вызванной им потери способности к действиям или потери

116

протекает сравнительно медленно и неравномерно с фазами улуч­ шения состояния, пока, наконец, дееспособность организма не кончается. На высотах свыше 10000 м резервное время исчисляется несколькими секундами. .

Например, для высоты 7000 м резервное время равно прибли­ зительно 300 сек., на высоте 8000 ж — 180 сек., на высоте 9000 м—

быстрого снижения до высот, обеспечивающих достаточную кон­ центрацию кислорода.

При разгерметизации кабины пилот должен быстро снизить са­ молет до высот порядка 3000—4000 м. Для этого необходимо пере­ вести двигатели на режим малого газа и перевести самолет в режим снижения.

На турбовинтовых самолетах при аварийном снижении воздуш­ ные винты выполняют роль воздушных тормозов. Для этого необ­ ходимо перевести секторы газа в положение земного малого газа. При переводе рычагов двигателей на земной малый газ углы уста­ новки лопастей уменьшаются до 20—30°. Переход лопастей вин­ тов на малые углы установки ухудшает качество самолета. За счет создания сопротивления винтов можно снижать самолет с большой вертикальной скоростью, не превышая допустимые скоро­ сти по траектории.

При снижении на больших высотах нельзя разгонять самолет выше допустимого числа Мдоп. (рис. 57). Снизившись до высот 6000—5000 м, пилот должен контролировать скорость снижения по допустимой приборной скорости из условия прочности.

Время снижения с высот 8000—10000 м до высот 3000—4000 м должно быть 3—4 мин., поэтому вертикальные скорости снижения достигают 30—40 м/сек. Снизившись до безопасной высоты, пилот должен плавно (не превышая допустимой перегрузки) вывести самолет из пикирования.

* 3. Гератеволь. Психология человека в самолете. Издательство иностранной литературы, 1956, стр. 292.

\

1